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        飛機高能束增材制造結構研究

        2017-05-28 00:47:20
        航空制造技術 2017年10期
        關鍵詞:結構件高能增材

        (航空工業(yè)沈陽飛機設計研究所,沈陽 110035)

        現代飛機對結構技術的發(fā)展需求

        隨著航空科技的迅速發(fā)展,面對不斷提高的國防建設要求,戰(zhàn)斗機的作戰(zhàn)使命和性能指標在不斷提升,具有更高的生存力、低可探測性(即隱身性能)、超聲速巡航、高機動性等成為新一代戰(zhàn)斗機的主要發(fā)展方向[1]。飛機機體結構是航空武器綜合系統(tǒng)的載體和平臺,其自身既要承受和傳遞使用載荷,又要承載飛機各功能系統(tǒng)等,同時為飛行員和機載設備提供可靠的工作環(huán)境,其重要作用不言而喻。因此,機體結構是決定著飛機機動性、作戰(zhàn)半徑、隱身性能等指標的關鍵要素之一,為滿足現代戰(zhàn)斗機技戰(zhàn)性能指標要求,力求機體結構輕質高效、長壽命、多功能、低成本、快速響應制造[1-2]。

        半個多世紀以來,隨著戰(zhàn)斗機設計思想的演變,在新技術的推動下,機體結構技術一直在發(fā)展,如大型整體壁板、大型鍛件等的應用,這些新技術對于提高結構效率及結構疲勞性能發(fā)揮了一定的作用[3]。國外第四代飛機結構開始大量采用新材料和新制造技術,如先進復合材料結構和高強、高韌、損傷容限型合金材料,結構件開始趨向整體化。但目前新技術的應用大都局限經典結構的等代替換,結構形式仍以傳統(tǒng)的接頭連接或板桿組合為主(圖1),例如F-22、F-35等,結構技術整體發(fā)展的幅度不大,已經趨于“經典”??梢哉f,通過結構精益設計和新材料、新工藝替換挖掘結構潛能,發(fā)展至今,效果已近極致,結構品質并未發(fā)生本質改善。盡管飛機型號在不斷的跨代升級,但傳統(tǒng)結構技術卻極大地制約著飛機戰(zhàn)術水平的提升,機體超重及開裂仍非常嚴重,國內外戰(zhàn)斗機普遍超重8%~20%,達數百千克以上,如F-35A超重640kg,X-35超重2237kg;美國投入3.5億美元針對F-22的162架飛機進行抗疲勞結構改進。

        基于傳統(tǒng)制造技術的飛機“經典”結構已出現技術瓶頸,難以克服,甚至達到“極限”狀態(tài)。近年來,增材制造技術的發(fā)展為飛機結構技術的跨越性發(fā)展注入活力,為突破傳統(tǒng)技術瓶頸提供了契機。

        圖1 傳統(tǒng)結構形式Fig.1 Traditional structure styles

        高能束增材制造為結構技術創(chuàng)新發(fā)展提供技術支撐

        高能束增材制造技術主要包括以激光、電子束為熱源的直接溶化沉積成形和選區(qū)熔化成形[4],具有柔性高、無模具、周期短、不受零件結構和材料限制等一系列優(yōu)點,是一種“變革性”的設計、材料、制造一體化的先進技術[2,4-5],可以突破傳統(tǒng)制造技術束縛。以設計引導功能優(yōu)先的最優(yōu)化設計,從而實現結構設計制造理念的轉變,尤其適合于飛機機體大型、高性能、復雜金屬結構件和功能件的快速試制,為突破技術“極限”提供了可能,可制造出一些傳統(tǒng)工藝無法實現的大型復雜整體結構和多種材料復合的梯度結構,甚至功能與結構融合的一體化結構。這不僅拓寬了飛機結構設計域,而且會促進結構設計創(chuàng)新和制造技術的發(fā)展,從而為突破飛機結構技術瓶頸提供了一條全新的技術途徑[2,6],可突破傳統(tǒng)制造技術瓶頸,實現結構技術的創(chuàng)新。

        基于高能束增材制造的飛機結構技術

        1 大型整體化技術

        大型整體化結構是典型的輕量化結構。飛機傳統(tǒng)金屬結構,如焊接結構、接頭連接或板桿組合結構都存在著明顯的弱點。焊接結構疲勞性能一般弱于母材,且制造過程中需要專用的焊接設備和夾具,焊接區(qū)域的性能及結構變形難以控制;接頭連接或板桿組合結構零件數量多、結構整體重量大、疲勞薄弱環(huán)節(jié)多、制造周期長、成本高。相對于傳統(tǒng)的接頭連接或板桿組合結構,整體化結構可減少零件及緊固件數量、降低結構重量、提高結構件疲勞壽命、減少加工制造周期及成本等[7-8]。傳統(tǒng)的整體結構一般采用鍛造機加而成,受鍛造工藝裝備限制,結構件的形狀及尺寸都受到很大制約。高性能增材制造技術的發(fā)展使實現大型整體化結構成為可能,新的技術結合拓撲優(yōu)化設計,將傳統(tǒng)的裝配結構一體化,實現性能與結構效益的最優(yōu)化,使融合區(qū)域減重,同時減少疲勞薄弱環(huán)節(jié),提高結構壽命[8]。

        圖2 機翼/機身整體大部件Fig.2 Large integral structure of blended-wing-body

        具有代表性的大型整體結構如機翼/機身整體大部件如圖2所示?,F代飛機大都在機身和機翼間設置有設計分離面,機身/機翼為可拆卸的組合結構,通過對接接頭連接,附近需要加強,因此具有結構較重、零件多、制造和裝配工藝復雜、周期長、成本高等諸多問題。通過優(yōu)化設計,機翼/機身整體大部件消除了設計分離面,使得冗余結構“參與區(qū)”也參與傳載,減緩應力集中,傳載更加均勻化,疲勞薄弱環(huán)節(jié)消除,化解了狹小空間無法布置傳統(tǒng)連接接頭的難題(圖3)。通過設計計算分析,機翼/機身整體大部件的結構減重非常顯著,在翼根區(qū)可減重30%;結構完整性更好,全機疲勞薄弱環(huán)節(jié)減少50%,動力學等效剛度提高30%;同時機翼油箱增大,使得儲油增加9%;且結構件/標準件/工裝數量減少50%,成本大幅度降低。

        為發(fā)揮大型整體結構的優(yōu)點,實現其在飛機機體結構上的應用,面臨的首要問題是大型結構件如何設計與評定及制造。如機翼/機身整體大部件的機身加強框/翼梁整體主承力結構件(圖4),其尺寸超規(guī)格,傳統(tǒng)的鍛造技術無法實現。而采用鍛造+焊接(電子束、氬弧焊)制造技術,由于在焊接區(qū)域易產生性能偏低、應力集中及變形控制等技術難題,無法實現結構的大型整體化。

        圖3 消除了設計分離面的翼根結構Fig.3 Wing root structure eliminated separating surface of design

        結合增材制造成形連接技術的高能束制造技術,是實現結構件大型整體化的有效途徑。增材制造成形連接技術是依據零件的結構特征,優(yōu)化成形工藝,將整個零件離散成若干段,分別進行高能束增材成形,并控制每一段零件的成形殘余應力積累,最后各段在退火后進行成形連接(圖5)。與焊接技術的不同之處在于,增材成形連接區(qū)的材料熔化凝固過程與各段基材成形過程相同,因此連接過渡區(qū)的組織與基材組織差異小,近似于“無痕”連接,可保證組織性能一致。采用增材制造成形連接技術,可以突破材料尺寸的規(guī)格限制,實現超長、超厚的大型整體結構件的制造,同時具有低成本及快速響應制造的優(yōu)點。

        基于增材制造成形連接技術與焊接技術具有相類似的屬性,參考焊接結構疲勞特性評定當量Kt法[9-10],建立增材制造成形連接設計評定方法

        式中,A與a為形狀參數,Ci為每個增材結構件在制定應力下的理論疲勞極限,C為N→∞對應的理論疲勞極限,Kte為金屬增材成形件的當量應力集中系數[2]。

        該設計評定方法可解決框梁整體超大結構、材料、工藝快速優(yōu)選的問題。同時,通過優(yōu)化成形連接工藝參數及掃描路徑,研究連接區(qū)凝固組織形成規(guī)律及控制方法、熱影響區(qū)的組織變化規(guī)律和熱處理優(yōu)化工藝,形成典型增材制造成形連接工藝參數,可解決成形連接區(qū)的性能及變形控制問題。

        采用增材制造成形連接的高能束制造結構技術試制的大型整體結構,需開展典型結構件綜合性能試驗,以驗證結構件的壽命及可靠性。該極端考核驗證試驗對新結構技術應用至關重要,可以暴露結構及工藝等各環(huán)節(jié)存在的問題,通過工藝迭代進行改進。通常依據成形連接結構件結構特征、載荷工況等,選取最為危險的結構截面,設計典型結構件及試驗加載方案,進行靜力、疲勞等考核試驗,對比分析試驗數據,結合試驗件的破壞程度及剩余強度等,進一步驗證設計及工藝。目前,基于高能束增材制造技術及增材制造成形連接技術試制的大型框梁整體結構已實現了裝機應用,針對該類型構件,相關的結構優(yōu)化設計評定、工藝控制及工程化應用考核驗證等已積累了一定的技術基礎,初步形成了研究驗證模式,為技術的大范圍推廣應用創(chuàng)造了條件。

        圖4 機身加強框/翼梁整體主承力結構件Fig.4 Main loading-bearing structures of blended body bulkhead and wing beam

        2 梯度復合化技術

        梯度復合化結構是將兩種或兩種以上的金屬結構材料通過高能束增材制造技術結合成一個整體結構件,與焊接結構不同,兩種不同材料制件的連接區(qū)不是材料成分和顯微組織的突變,而是具有一定梯度特性的漸變,使力學性能呈現梯度變化,從而實現“好鋼用在刀刃上”,是一種典型的高效率結構。梯度復合結構件金屬材料的布局具有可設計性(圖6),設計域拓寬,可根據材料的不同布局,提高結構減重效率及疲勞壽命,實現承載、耐熱、抗蝕等多功能一體化[2,8]。

        圖5 增材制造成形連接Fig.5 Joining of additive manufacturing

        圖6 梯度復合結構Fig.6 Material graded structure

        梯度復合結構面臨的主要問題是如何建立設計分析與評定方法,以實現結構的輕量化、長壽命的設計目標;同時,需通過試驗測試評價兩種材料間過渡區(qū)的性能特征,以充分發(fā)揮結構特性。國內相關學者在分析國內外相關研究報道基礎上,經專題研究,并測試分析兩種材料間過渡區(qū)的性能特性,提出金屬梯度復合結構應力雜交元和裂紋擴展元,建立了金屬梯度復合結構靜力、疲勞、耐久性/損傷容限設計分析與評定方法,以及金屬梯度復合結構多材料布局優(yōu)化設計方法,解決了金屬梯度復合結構綜合強度設計問題[11-13]。

        研 究 TC4+TC11、TA15+TA2、300M+A-100等梯度復合材料過渡區(qū)的靜力、疲勞、斷裂韌性及斷裂擴展性能,結果表明梯度過渡區(qū)的靜力性能破壞強度高于較弱基材的強度,破壞位置發(fā)生在強度較低的基材處;過渡區(qū)材料屬性呈梯度變化,但由于過渡區(qū)較薄,可將梯度過渡區(qū)等效成均勻材料計算。試驗的兩種鈦合金梯度材料的過渡區(qū)疲勞性能基本都介于基材之間;兩種超高強度鋼光滑試樣疲勞性能弱于基材,缺口疲勞性能與基材相當。圖7為TC4+TC11梯度復合材料過渡區(qū)斷裂韌性測試結果,過渡區(qū)處材料的斷裂韌性呈梯度變化,分布規(guī)律為從一種材料線性、連續(xù)過渡到另一種材料。當裂紋較短時,梯度過渡區(qū)斷裂韌性的增加對裂紋擴展具有抑制作用;而裂紋較長時,梯度過渡區(qū)對裂紋擴展的抑制作用不明顯。圖8為TC4+TC11梯度復合材料過渡區(qū)裂紋擴展速率測試結果,在過渡區(qū)內裂紋擴展速率的分布規(guī)律近似與單一組分材料相同,可由Paris公式描述;在梯度過渡區(qū)內,裂紋擴展速率由一種材料連續(xù)過渡到另一種材料,可由裂尖位置處各材料體積分數按混合率近似描述;對于金屬梯度復合結構,若合理設計材料梯度分布,可有效提高結構的疲勞裂紋擴展壽命[11-13]。

        目前,金屬梯度復合結構在構型設計及材料布局優(yōu)化等方面開展了大量的基礎研究,如異種材料界面過渡最優(yōu)梯度分布及設計、過渡區(qū)多材料布局優(yōu)化、構型優(yōu)化設計建模等。但在面向工程應用的構件級考核驗證等研究尚未進行,需基于結構特征開展結構的性能、功能等方面的典型結構件考核試驗驗證,以促進技術的工程化應用。

        3 功能結構一體化技術

        在傳統(tǒng)的飛機布局中,結構和功能是兩個獨立的系統(tǒng),通過相互的獨立設計,最后將功能系統(tǒng)裝配在機體結構上,導致設計冗余,增重明顯。而功能結構一體化是將功能系統(tǒng)與機體結構融合設計,使得結構簡潔,實現大幅度減重(圖9)。高能束選區(qū)熔化制造技術為實現功能結構一體化提供了技術途徑,使融合結構承載與系統(tǒng)屬性的功能結構一體化成為可能,從而實現結構的吸波隱身、減振降噪、耐熱抗蝕、自潔除冰等特性。

        目前,功能結構一體化技術的主要熱點研究方向是微桁架多功能點陣結構,微桁架點陣結構是采用高能束增材制造技術,制成毫米尺度的桁架形式,形成具有極高空隙率的結構,同時在內部布置管路等通道,實現結構與功能的融合,達到減重效果(圖10)。由于微桁架結構的內部構型非常復雜,不同于傳統(tǒng)結構形式,因此需要針對微桁架結構的特征,創(chuàng)建多約束條件的金屬點陣結構優(yōu)化設計方法,開展工藝屬性相關研究,分析結構的承載特性及失效機理、模式、規(guī)律和判據,以摸透結構的強度、剛度、壽命等結構屬性及隔熱、隱身、流道等功能屬性。國內相關學者在針對微桁架結構的各項性能進行了大量的研究,主要立足于其性能特征、失效機理和制備工藝等[14-16]范疇。參考文獻[16]圍繞微桁架結構輕量化設計及微結構單元構型優(yōu)化開展研究,并通過開展微桁架結構的構型特征高能束增材制造技術工藝及典型微桁架多功能結構件性能驗證等研究工作,獲得了滿足原理驗證所需的微桁架多功能結構試驗件及相關試驗測試性能數據,為建立微桁架多功能結構的設計評定方法奠定基礎。

        圖7 TC4+TC11梯度復合材料過渡區(qū)斷裂韌性Fig.7 Fracture toughness of TC4+TC11 material graded structure transition area

        圖8 TC4+TC11梯度復合材料過渡區(qū)裂紋擴展速率Fig.8 Crack propagation rates of TC4+TC11 material graded structure transition area

        目前,基于微桁架等點陣結構技術特征的功能結構一體化技術,仍處于結構件的原理驗證階段。后續(xù)需針對結構形式,深入開展結構單元優(yōu)化設計、工藝實施性研究、典型結構的功能及性能測試驗證等工作,以完善設計評定方法,促進技術成熟度的提升,實現工程應用。

        對飛機高能束增材制造結構技術的應用發(fā)展建議

        圖9 功能結構一體化結構Fig.9 Functional integrative structure

        圖10 微桁架多功能點陣結構Fig.10 Multi-functional lattice structure

        圖11 工程化驗證基本模式Fig.11 Engineering verification mode

        高能束增材制造技術是一項“變革性”的技術,目前盡管在一定規(guī)模上實現了飛機上的應用,但大都還局限于傳統(tǒng)的結構設計思路,尚未能大幅度實現結構技術“質”的突變?;谛赂拍罱Y構的設計與評定方法、以及面向結構完整性的新結構驗證模式等目前尚不完善,鑒于高能束增材制造技術存在的個性化強、工藝窗口窄等問題,為充分發(fā)揮高能束增材制造技術的優(yōu)勢,實現新概念結構技術的創(chuàng)新發(fā)展,仍需重點開展相關研究工作。為此,提出如下發(fā)展建議:

        (1)進一步深入研究新概念結構技術的設計與評定方法,結合工程化應用驗證,完善設計算法,推動新概念結構的創(chuàng)新發(fā)展,以解決未來新型戰(zhàn)機研制所面臨的結構“極限”問題,提高結構效率。

        (2)持續(xù)深入開展新概念結構工程化驗證方法研究,推動基于高能束增材制造技術的工程化驗證模式建立(圖11)。通過材料、工藝考核、結構、功能考核、產品有效性考核等結構完整性驗證考核,加快融合高能束增材制造技術與新概念結構技術的協(xié)同發(fā)展,提升技術的成熟度,促進技術的推廣應用。

        參 考 文 獻

        [1] 孫聰, 王向明. 現代戰(zhàn)斗機機體結構特征分析[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社,2007.

        SUN Cong , WANG Xiang ming .Analysis of modern fighter fuselage structure characteristics[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 2007.

        [2] 王向明, 蘇亞東, 吳斌. 增材技術在飛機結構研制中的應用[J]. 航空制造技術,2014(22):16-20.

        WANG Xiangming, SU Yadong, WU Bin.Application research of additive manufacturing technology on aircraft structure development[J].Aeronautical Manufacturing Technology,2014(22):16-20.

        [3] 任曉華. 航空制造技術發(fā)展趨勢[J].航空科學技術, 2010(3):2-5.

        REN Xiaohua. Development trend of aeronautical manufacturing technology[J].Aeronautical Science and Technology, 2010(3):2-5.

        [4]林鑫, 黃衛(wèi)東. 應用于航空領域的金屬高性能增材制造技術[J]. 中國材料進展,2015,34(9):684-688.

        LINXin,HUANGWeidong.High performance metal additive manufacturing technology applied in aviation field[J]. Materials China, 2015,34(9):684-688.

        [5]楊強, 魯中良, 黃福享, 等. 激光增材制造技術的研究現狀及發(fā)展趨勢[J]. 航空制造技術, 2016(12):26-31.

        Y A N GQ i a n g,L UZ h o n g l i a n g,HUANG Fuxiang, et al. Research on status and development trend of laser additive manufacturing[J]. Aeronautical Manufacturing Technology, 2016(12):26-31.

        [6]王華明. 高性能金屬構件增材制造技術開啟國防制造新篇章[J]. 國防制造技術,2013,6(3):5-7.

        WANGHuaming. A newchapter to defense manufacturing opened by additive manufacturing technology of high-performance metal components[J]. Defense Manufacturing Technology, 2013,6(3):5-7.

        [7]石霞琳. 民用飛機先進制造技術的發(fā)展趨勢[J]. 科技信息, 2012(2):348-349.

        SHI Xialin. The developing trend of advanced manufacturing technology in civil airplane[J]. Science & Technology Information,2012(2):348-349.

        [8]蘇亞東, 吳斌, 王向明. 增材制造技術在航空裝備深化應用中的研究[J]. 航空制造技術, 2016(12):42-48.

        SU Yadong, WU Bin, WANG Xiangming.Research on further application of additive manufacturing technology on aviation equipment[J]. Aeronautical Manufacturing Technology, 2016(12):42-48.

        [9] 王向明, 劉文珽.飛機鈦合金結構設計與應用[M]. 北京:國防工業(yè)出版社,2010:62-98.

        WANG Xiangming, LIU Wenting. Design and application of aircraft Ti-alloy structure[M].Beijing: National Defense Industry Press,2010:62-98.

        [10]王向明, 劉文珽, 王忠波. 鈦合金焊接件疲勞特性評估的當量Kt法[J]. 北京航空航天大學學報, 2002,28(1):102-104.

        WANG Xiangming, LIU Wenting, WANG Zhongbo. EquivalentKtmethod for evaluating fatigue properties of titanium alloy welding specimens[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2002,28(1):102-104.

        [11]陳康, 許希武, 郭樹祥. 梯度復合材料應力強度因子計算的梯度擴展單元法[J].復合材料學報, 2013,30(3):168-176.

        CHEN Kang, XU Xiwu, GUO Shuxiang.Graded extended finite elements for stress intensity factor of gradient composite[J]. Acta Materiae Compositae Sinica, 2013,30(3):168-176.

        [12]陳康, 許希武, 郭樹祥. 雙向梯度復合材料裂紋尖端應力強度因子研究[J]. 航空學報, 2013,34(8):1832-1845.

        C H E NK a n g,X UX i w u,G U O Shuxiang. Stress intensity factors at crack tips in two-directional graded composites[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2013,34(8):1832-1845.

        [13]呂毅, 許希武, 郭樹祥. 梯度復合材料裂紋擴展路徑和起裂載荷的有限元分析[J].復合材料學報, 2015,32(4):1099-1106.

        LüYi, XUXiwu,GUOShuxiang.Finite element analysis of crack propagation paths and crack initiation loads in graded composites[J]. Acta Materiae Compositae Sinica,2015,32(4):1099-1106.

        [14]隋倩倩,范華林.一維點陣結構軸向壓縮破壞模式分析[J].工程力學,2016,33(S1):45-48.

        SUI Qianqian, FAN Hualin. Buckling failure of IsoTruss columns under uniaxial compression[J]. Engineering Mechanics,2016,33(S1):45-48.

        [15]范華林,金豐年,方貸寧.格柵結構力學性能研究進展[J].力學進展,2008,38(1):35-52.

        FAN Hualin, JIN Fengnian, FANG Daining.Structural mechanics of lattice grids[J]. Advances in Mechanics, 2008,38(1):35-52.

        [16]李晶晶, 江大志, 肖家余, 等. 點陣結構材料制備技術研究進展[J]. 玻璃鋼/復合材料, 2010(S):178-182.

        LI Jingjing, JIANG Dazhi, XIAO Jiayu,et al. Review on progress of manufacturing technologies for lattice structures[J]. Fiber Reinforced Plastics/Composites, 2010(S):178-182.

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