摘要：本文針對傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)存在的超重、開裂弊端，基于設(shè)計制造一體化，提出了大型整體化、梯度復(fù)合化、構(gòu)型拓撲化、結(jié)構(gòu)功能一體化等新概念結(jié)構(gòu)，具有高減重、長壽命、多功能、低成本、快速響應(yīng)研制等顯著優(yōu)勢，在型號應(yīng)用中發(fā)揮了重要作用，為飛機結(jié)構(gòu)創(chuàng)新開辟了新的技術(shù)途徑。

關(guān)鍵詞：新概念結(jié)構(gòu)；設(shè)計與制造一體化；增材制造；工程化驗證

中圖分類號：V271.4文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.04.001

新型戰(zhàn)機是我國空中作戰(zhàn)體系中的重要組成力量，其作戰(zhàn)性能和飛行安全與機體結(jié)構(gòu)屬性密不可分。機體結(jié)構(gòu)構(gòu)成飛行平臺，對設(shè)計、制造要求極高，包括高減重、長壽命、多功能、低成本、快速響應(yīng)研制，對飛機的研制至關(guān)重要、不可或缺。

傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)自噴氣式飛機誕生以來已持續(xù)70多年，存在諸多弊端，如零件多、質(zhì)量大、危險部位多等。超重通常達數(shù)百千克以上（占結(jié)構(gòu)總重的8%～20%），疲勞開裂占外場損傷總量的80%，美國戰(zhàn)機面臨同樣問題，如F-35超重640～900kg，F(xiàn)-22投入3.5億美元進行抗疲勞改進。通常采用精益設(shè)計和先進材料、工藝替換來挖掘潛力，但已觸及“天花板”，甚至關(guān)系到新機研制的成敗，如無人作戰(zhàn)飛機如果采用傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)就無法實現(xiàn)高過載的設(shè)計要求，大部件接頭凸出飛機外形，會顛覆飛機先進氣動隱身布局。

為什么戰(zhàn)機傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)“弊端”長期難以突破？這是因為飛機結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜，零部件離散，以接頭連接、鉚接/螺接為主，涉及10余個大部件、上百種工藝、數(shù)萬個零件、數(shù)十萬個標準件（見圖1）。上述大量連接導(dǎo)致結(jié)構(gòu)搭接過多而超重、疲勞薄弱環(huán)節(jié)增多而開裂。另一方面，長期采用串行“孤島”模式，設(shè)計與制造脫節(jié)，創(chuàng)新途徑不暢通，弊端周而復(fù)始[1-3]。

先進制造技術(shù)為飛機結(jié)構(gòu)創(chuàng)新提供了契機。基于先進制造“量身定做”，即設(shè)計制造一體化來創(chuàng)造飛機新概念結(jié)構(gòu)。所謂新概念結(jié)構(gòu)是指通過設(shè)計與制造高度融合構(gòu)造出的全新結(jié)構(gòu)形式，包括大型整體化、構(gòu)型拓撲化、梯度復(fù)合化和結(jié)構(gòu)功能一體化（見圖2）。新概念結(jié)構(gòu)具有高減重、長壽命、多功能、低成本、快速響應(yīng)研制等顯著優(yōu)勢，有望突破傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)“天花板”，為新機研制提供技術(shù)支撐[4]。但既要設(shè)計得出，也要造得出，并保障使用安全，是前所未有的挑戰(zhàn)。

1無設(shè)計分離面連接的機翼-機身整體結(jié)構(gòu)

帶制造屬性和壽命屬性的多約束協(xié)同設(shè)計方法，包括建立多約束協(xié)同設(shè)計模式以打通結(jié)構(gòu)創(chuàng)新途徑，建立多約束設(shè)計域以支撐協(xié)同設(shè)計（見圖3）。

基于該協(xié)同設(shè)計方法建立無接頭連接的翼身整體大部件。傳統(tǒng)機翼與機身是分開的，采用很強的接頭連接，質(zhì)量大、應(yīng)力集中嚴重，是全機的關(guān)鍵部位，需要采用鈦合金或高強鋼來保障安全。圖4為傳統(tǒng)機翼/機身部件接頭連接形式。通過弱化應(yīng)力集中，使非承載的參與區(qū)最小化、消除接頭連接，構(gòu)建翼身整體大部件（見圖5）。它具有零件少、重量輕、應(yīng)力分布均勻、工藝性好等諸多優(yōu)勢，采用鋁合金即可滿足要求。但存在可制造性、裂紋擴展如何抑制等問題。

針對可制造性，提出大長細比鋁合金構(gòu)件的機加變形控制途徑，即采用鋁合金厚板，基于殘余應(yīng)力對稱釋放（見圖6），優(yōu)化數(shù)控機加路徑，實現(xiàn)翹曲變形有效控制（展長6.5m，變形僅0.2mm）。由此建立鋁合金加強框—翼梁整體件（見圖7），零件減少50%、減重38%、翼根高度降低1/4、制造效率提高10倍以上。

針對整體結(jié)構(gòu)裂紋擴展抑制難點，提出了鈦合金層合結(jié)構(gòu)設(shè)計方法，發(fā)現(xiàn)裂紋擴展“平臺特征”（見圖8），發(fā)明鈦合金層合梁肋長壽命結(jié)構(gòu)（見圖9），通過主動調(diào)控，可延長裂紋擴展壽命三倍以上。

傳統(tǒng)中機身油箱開口較多，如圖10所示。針對油箱維護開口破壞整體性難點，提出了嚙合密封結(jié)構(gòu)設(shè)計方法，通過密封庫倫摩擦最大、黏彈性界面嚙合匹配，基于密封臨界比壓最小、雙層匹配柔度最大（見圖11），創(chuàng)建整體油箱密封與開啟維護雙功能嚙合密封結(jié)構(gòu)（見圖12）。即油箱壁板可整體反復(fù)開啟，關(guān)閉時密封，開啟時維護。通過上述設(shè)計，機身整體油箱維護口蓋可減少2/3，規(guī)避了大量口蓋破壞結(jié)構(gòu)整體的矛盾，并減少縫隙階差，改善隱身性能。

無設(shè)計分離面連接的機翼/機身整體結(jié)構(gòu)在型號應(yīng)用中取得質(zhì)變成效：零件、標準件數(shù)量減少50%，部件減重26%（多墻翼根區(qū)減重30%），機翼燃油增加9%，疲勞危險部位減少73%（全機減少50%）。

2帶自平衡機構(gòu)的高顫振鉸鏈式平尾結(jié)構(gòu)

顫振是在彈性力、慣性力、氣動力作用下的一種振動發(fā)散，而平尾是保證飛行平衡和安全的核心部件，一旦顫振發(fā)散會釀成災(zāi)難性后果。傳統(tǒng)大軸平尾舵機與機身直接相連，需要機身設(shè)置較大安裝空間，顫振由多種因素耦合，提高顫振速度困難而復(fù)雜，有時不得不增加配重進行調(diào)節(jié)，如圖13所示。

基于解耦簡化提出高顫振平尾機構(gòu)/結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計方法，建立舵機操縱自平衡機構(gòu)三角形閉環(huán)子系統(tǒng)，即給舵機并聯(lián)一套平衡桿，驅(qū)動載荷主要由平衡桿平衡（見圖14），傳給機身的載荷僅5%，即剝離機身支持剛度的耦合作用。另外，用小直徑鉸鏈軸代替大直徑轉(zhuǎn)軸，鉸鏈軸只傳遞剪力，即剝離了傳統(tǒng)大直徑轉(zhuǎn)軸彎扭的耦合作用。只需要調(diào)節(jié)平衡桿參數(shù)，即可獲得顫振速度目標值，使平尾顫振設(shè)計實現(xiàn)解耦簡化。揭示了自平衡機構(gòu)對顫振的影響規(guī)律，消除跨聲速“顫振陷阱”。同比傳統(tǒng)大軸平尾，鉸鏈平尾顫振速度顯著提高，大幅度降低顫振風險，如圖15所示。

帶自平衡機構(gòu)的高顫振鉸鏈式平尾應(yīng)用成效：顫振速度提高31%，平尾結(jié)構(gòu)自身結(jié)構(gòu)減重17%；機身傳載降低95%，轉(zhuǎn)軸直徑減小68%，節(jié)省了空間，改善氣動和隱身性能，如圖16所示。

3飛機增材制造整體結(jié)構(gòu)

增材制造是以金屬粉末、金屬絲材為原料，以激光、電子束等為熱源，將粉材、絲材逐層熔覆沉積，直接由零件CAD數(shù)模完成全致密、高性能、“近終形”復(fù)雜金屬零件的成形制造，是一種“變革性”的設(shè)計制造一體化的先進技術(shù)。增材制造的“生長”特性為新概念結(jié)構(gòu)的工程實現(xiàn)提供契機。2014年，美國將增材制造列為重大顛覆性國防技術(shù)。早在2003年，沈陽飛機設(shè)計研究所與北京航空航天大學深度合作，共同開拓了飛機增材制造應(yīng)用技術(shù)。北京航空航天大學在控形、控性、裝備等方面已取得重大突破。作為關(guān)鍵技術(shù)的另一方面，設(shè)計、評定和驗證是使用安全的重要保障，也是美國聯(lián)邦航空局（FAA）確認的增材制造4個難點之一。沈陽飛機設(shè)計研究所建立融合增材制造技術(shù)的結(jié)構(gòu)設(shè)計、評價與驗證方法[5-8]。

3.1大型主承力結(jié)構(gòu)設(shè)計方法

增材工藝過程的高溫與冷卻劇烈循環(huán)，產(chǎn)生很大的殘余應(yīng)力，導(dǎo)致零件變形、開裂。構(gòu)件尺寸越大，形狀越復(fù)雜，變形/開裂越嚴重（見圖17）。在這種困境下，如何尋求可行的設(shè)計空間，使得公認的不可能實現(xiàn)的“增材構(gòu)件用于主承力結(jié)構(gòu)”成為可能，是前所未有的嚴峻挑戰(zhàn)。

為解決上述問題，提出大型復(fù)雜增材構(gòu)件的設(shè)計/制造一體化方法，即宏觀離散、去除殘余應(yīng)力、增材成形連接，由此構(gòu)成大型整體結(jié)構(gòu)，如圖18所示。殘余應(yīng)力臨界值是分區(qū)離散的主要依據(jù)，可由成形過程仿真預(yù)測，如圖19所示。

成形連接區(qū)域的材料熔化凝固過程與各段基材成形過程相同，組織、性能與基材基本相同，近似“無痕”連接，如圖20所示。該方法可擺脫設(shè)備尺寸規(guī)格對大型整體構(gòu)件的制約，實現(xiàn)“無憂慮”設(shè)計。經(jīng)過工藝參數(shù)優(yōu)化，成形連接件的力學性能與大鍛件相當（見圖21）[9]。

基于輕量化設(shè)計，突破法向尺寸限制，實現(xiàn)了向三維承載整體框/梁結(jié)構(gòu)跨越。相比傳統(tǒng)構(gòu)件，零件數(shù)量減少67%，連接區(qū)減重25%，壽命提高25%，顯著增強復(fù)雜承載能力。

3. 2金屬梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)設(shè)計方法

傳統(tǒng)金屬結(jié)構(gòu)由均質(zhì)材料構(gòu)成，性能單一，通過增材制造工藝，在同一個構(gòu)件上，進行不同金屬材料布置，從而實現(xiàn)“好鋼用在刀刃”上。梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)是采用增材制造技術(shù)將兩種或多種金屬粉末熔合成形為一個整體，按設(shè)計需要使其力學性能呈梯度分布。實現(xiàn)對金屬結(jié)構(gòu)力學性能的主動調(diào)控，可顯著提高結(jié)構(gòu)效率[10-13]。

增材制造梯度結(jié)構(gòu)主要技術(shù)難點在于異種材料過渡界面的質(zhì)量控制及性能表征。通過對異種鈦合金、異種超高強度鋼開展激光增材制造梯度結(jié)構(gòu)技術(shù)研究，發(fā)現(xiàn)了梯度過渡區(qū)裂紋擴展“拐點”特性，即梯度過渡區(qū)力學性能介于二者之間，如圖22所示。利用拐點特征進行優(yōu)化設(shè)計，可實現(xiàn)減重和壽命增益20%，如圖23所示。

4結(jié)束語

綜上可以看出，基于設(shè)計/制造一體化，可開拓飛機新概念結(jié)構(gòu)技術(shù)領(lǐng)域，突破傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)重量和壽命“天花板”，打破飛機傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)70多年的僵局，推動飛機結(jié)構(gòu)技術(shù)創(chuàng)新發(fā)展，為新型戰(zhàn)機機體平臺研制提供技術(shù)支撐。

參考文獻

[1]張加圣，王海濤，萬小朋，等.第四代戰(zhàn)斗機性能指標概述[J].航空制造技術(shù)，2008（16） ： 66-69. Zhang Jiasheng， Wang Haitao， Wan Xiaopeng， et al. Overview of performance indicators of the fourth generation fighter [J]. Aeronautical Manufacturing Technology， 2008（16）： 66-69. （in Chinese）

[2]楊雪，張新華.淺議未來戰(zhàn)斗機的發(fā)展趨勢[J].航空科學技術(shù)，1998（5） ： 21-22. Yang Xue， Zhang Xinhua. On the development trend of future fighter [J]. Aeronautical Science & Technology， 1998 （5）：21-22. （in Chinese）

[3]吳斌，崔燦，胡宗浩，等.未來戰(zhàn)斗機對結(jié)構(gòu)創(chuàng)新設(shè)計/制造一體化技術(shù)的發(fā)展需求[J].飛機設(shè)計，2019 （2） ： 1. Wu Bin， Cui can， Hu Zonghao， et al. Development demand of future fighter for structural in innovation design/manufacturing integration technology[J].Aircraft Design，2019 （2）：1. （in Chinese）

[4]蘇亞東，吳斌，王向明.增材制造技術(shù)在航空裝備深化應(yīng)用中的研究[J].航空制造技術(shù)，2016，59（12） ： 42-48. Su Yadong， Wu Bin， Wang Xiangming. Research on the application of additive manufacturing technology in the deepening of aviation equipment [J]. Aeronautical Manufacturing Technology， 2016， 59（12）： 42-48. （in Chinese）

[5]王向明，蘇亞東，吳斌，等.增材技術(shù)在飛機結(jié)構(gòu)研制中的應(yīng)用[J].航空制造技術(shù)，2014（22）： 16-20. Wang Xiangming， Su Yadong， Wu Bin， et al. Application of additive technology in aircraft structure development [J]. Aeronautical Manufacturing & Technology， 2014（22）： 16-20. （in Chinese）

[6]鞏水利，鎖紅波，李懷學.金屬增材制造技術(shù)在航空領(lǐng)域的發(fā)展與應(yīng)用[J].航空制造技術(shù)，2013（13）：66-71. Gong Shuili， Suo Hongbo， Li Huaixue. Development and application of metal additive manufacturing technology in aviation field [J]. Aeronautical Manufacturing Technology， 2013（13）： 66-71. （in Chinese）

[7]鄧賢輝，楊治軍.鈦合金增材制造技術(shù)研究現(xiàn)狀及展望[J].材料開發(fā)與應(yīng)用，2014，29（5）：113-120. Deng Xianhui， Yang Zhijun. Research status and prospect of titanium alloy additive manufacturing technology [J]. Material Development andApplication， 2014， 29 （5）： 113-120. （in Chinese）

[8]王華明.高性能大型金屬構(gòu)件激光增材制造：若干材料基礎(chǔ)問題[J].航空學報，2014，35（10）：2690-2698. Wang Huaming. Laser additive manufacturing of high performance large metal components： some basic problems of materials [J]. Acta Aeronautical et Astnonautica Sinica， 2014， 35 （10）： 2690-2698. （in Chinese）

[9]王向明，崔燦，蘇亞東，等.飛機高能束增材制造結(jié)構(gòu)研究[J].航空制造技術(shù)，2017（10）： 16-21. Wang Xiangming， Cui Can， Su Yadong， et al. Research on manufacturing structure of aircraft high-energy beam additive[J]. Aeronautical Manufacturing & Technology， 2017（10）： 16-21. （in Chinese）

[10]孫成，孫亦璋，劉金，等.激光增材制造TC4/TC11鈦合金梯度結(jié)構(gòu)溫度場預(yù)測與顯微組織分析[J].航空制造技術(shù)， 2018（4）： 96-101. Sun Cheng， Sun Yizhang， Liu Jin， et al. Temperature field prediction and microstructure analysis of gradient structure of TC4 /TC11 titanium alloy produced by laser additive [J]. Aeronautical Manufacturing Technology， 2018（4）： 96-101. （in Chinese）

[11]張永忠，劉彥濤，曹曄.激光快速成形梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)的研究進展[J].航空制造技術(shù)，2015（10）：44-47. Zhang Yongzhong， Liu Yantao， Cao Ye. Research progress of laser rapid prototyping gradient composite structure [J]. Aeronautical Manufacturing Technology， 2015（10）： 44-47. （in Chinese）

[12]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. The equivalent KT method for fatigue property evaluation of titanium alloy weldments [J]. Journal of Beihang University， 2002， 28 （1）： 102-104. （in Chinese）

[13]王向明，劉文珽，賀小帆. TA15板與電子束焊接疲勞特性研究[J].北京航空航天大學學報， 2003， 29（9）： 807-811. Wang Xiangming， Liu Wenting， He Xiaofan. Study on fatigue characteristics of TA15 plate and electron beam welding [J]. Journal of Beihang University， 2003， 29 （9）： 807-811. （in Chinese）

（責任編輯王為）

作者簡介

王向明（1962-）男，研究員，博士生導(dǎo)師，航空工業(yè)首席專家。主要研究方向：飛機先進結(jié)構(gòu)快速響應(yīng)設(shè)計/制造一體化技術(shù)。

Tel：024-86368211E-mail：wangxiangming@163.com

New Concept Structure Design and Engineering Application of Aircraft

Wang Xiangming*

Shenyang Aircraft Design&Research Institute，Shenyang 110035，China

Abstract： Aiming at the defects of overweight and cracking existing in traditional structure and based on the integration of design and manufacturing， this paper puts forward new concept structures such as large-scale integration， gradient compounding， configuration topology， structure function integration， which have significant advantages of high weight reduction， long life， multi-function， low cost， rapid response development， etc. They play an important role in model application， and opens up a new technological for approach aircraft structure innovation.

Key Words： new concept structure； design and manufacturing integration； additive manufacturing； engineering verification