李 倩，聶小華，田 瑞

（中國飛機強度研究所，陜西?西安?710065）

翼身融合（Blended Wing Body）是一種將傳統(tǒng)的機身和機翼結構融于一體的飛機設計概念，早在20世紀60年代，飛機設計師就提出了“翼身融合”的概念。所謂“翼身融合”，就是將飛機的中央機體完全融合到機翼之中，筒形機身和機翼之間的界限完全消失，成為類似飛行翼的外形。翼身融合飛機的設計有2個優(yōu)勢：一是翼身融合飛機的布局介于常規(guī)飛機和飛翼布局之間，而將機身融合到高升力機翼內(nèi)使整架飛機都成為升力體，同時又顯著降低了飛行阻力，提高了飛機的經(jīng)濟性；二是其內(nèi)部空間更大，增加了飛機的載客量，在相似的氣動外形尺寸下載重可以增加一倍以上?，F(xiàn)在，翼身融合飛機正在愈加頻繁地走進人們的視野，其作為美國宇航局重點研究的新概念課題，已經(jīng)取得了一定的成果，逐步從概念設計走向應用，而翼身融合技術則需要更深層次的挖掘與研究。因此，BWB技術將在民航運輸和軍事空運等領域獲發(fā)揮更重要的作用。

本文從結構完整性設計角度出發(fā)，針對翼身融合高后置背撐發(fā)動機布局的特殊結構形式和載荷傳遞方式，開展翼身融合布局中央機體結構設計技術研究，解決翼身融合背撐發(fā)動機布局所帶來的中央機體結構動載荷傳遞問題，給出中央機體結構設計方案及建議。

1 翼身融合飛機機身結構的特殊性

翼身融合機體在外觀上與飛翼相似，但其具有寬扁的中央機體以及高度融合的機翼。在結構上，翼身融合機體以加寬的扁平筒體為基礎，機翼在翼根厚度增加，自然地融入機體中。從外觀上來看，機翼與機體渾然一體，沒有明顯的分界線，與飛翼很難區(qū)分，然而內(nèi)部結構依然有確定的部位劃分，包括中央機體、翼根和機翼3大部分。

如果將翼身融合設計用于客機，機艙布置難度較大，其座位布置不能像傳統(tǒng)縱列的飛機座，而是需要橫向排列，這樣導致大量座位在“暗無天日”的中間，舒適度較低。另外，扁平寬大機體在緊急疏散情況下也問題較多，日常運作的登機離機也會造成一定的擁擠。

翼身融合中央機體由于承受艙內(nèi)壓力載荷和較高的機翼彎曲載荷，而這些載荷會導致嚴重的非線性應力特性，并引起較大的結構變形和很高的應力集中，同時由于發(fā)動機后置的影響，增加了翼身融合機體的航向彎矩與低頭力矩，針對這個問題，本文重點考慮材料和結構設計這3個方面。

1.1 結構設計

采用無尾設計，后部布置發(fā)動機，這樣簡化機體結構，降低了結構重量；設計短和寬的機身，這樣強度更強，剛性更好，也有利于減重。

1.2 高強度與更好疲勞性能的復合材料

中央機體結構需要吸收客艙的壓力載荷，且從抗疲勞角度出發(fā)，應用復合材料更為優(yōu)異；同時，翼身融合飛機扁平結構決定了蒙皮、地板、長桁和肋等主要承載結構都更適合復合材料的設計與應用，這樣可以將復合材料的減重優(yōu)勢更好地發(fā)揮出來，其應用規(guī)劃如圖1所示。

1.3 縱墻加強

由于中央機體橫向過寬，需要沿中央機體較均勻地布置一系列縱墻，增加其彎曲和扭轉剛度，以降低機翼彎曲和扭轉載荷。

圖 1??BWB 結構布局形式

2 翼身融合背撐式發(fā)動機對中央機體的影響

2.1 背撐式發(fā)動機進氣質量

當飛機攻角過大時，尾置的發(fā)動機會被機身擋住，其進氣質量相比機翼上的兩臺發(fā)動機更低，喘振危險更大。

2.2 載荷

客機承受了彎曲中的壓力載荷以及彎曲力矩，圖2是翼身融合飛機和常規(guī)布局民航飛機外形的受力情況比較圖，由圖2可知，翼身融合飛機的一個優(yōu)點是機翼彎矩和剪切力的最大值只為常規(guī)布局飛機外形的一半，其承載能力更好。

圖2 ??BWB和常規(guī)民機外形的受力情況比較

2.3 發(fā)動機

結構連接設計是結構設計的重要內(nèi)容之一。機尾與發(fā)動機連接處的結構本來強度要求就高，在此處裝載一臺發(fā)動機更加劇了過重的劣勢。以道MD-11舉例，發(fā)動機為普惠PW4000，干重將近6 t，再加上中央機體需要傳導發(fā)動機制造的30 t左右推力，其結構強度要求可想而知。

圖3 ??高后置背撐發(fā)動機對結構影響的設計流程

針對翼身融合布局高后置背撐發(fā)動機所帶來的高過載、大彎矩、大扭矩載荷傳遞以及非常規(guī)中央機體非增壓后機身容積、結構高度和承載效率下降等問題，開展高后置背撐發(fā)動機對非常規(guī)中央機體結構影響因素分析研究，分類并提取關鍵影響因素；開展高后置背撐發(fā)動機布局結構傳力路徑和載荷分配設計技術，解決翼身融合布局高后置背撐發(fā)動機對非常規(guī)中央機體結構帶來的不利影響問題，探索高后置背撐發(fā)動機適航符合性研究方法，如圖3所示。

3 算例分析

針對非常規(guī)中央機體結構仿真分析，在仿真過程中采用多個軟件平臺進行聯(lián)合仿真，首先在CAD軟件中進行三維實體建模，在完成實體模型的基礎上利用有限元分析軟件建立非常規(guī)中央機體結構的靜力模型。

3.1 設計方法

將實際工程結構離散為有限元分析模型，這種簡化技術的好壞是決定分析能否取得成功的關鍵。離散后的計算模型要能真實地反映出結構的幾何形狀、材料特性、傳力路徑等因素，才能取得一個更為接近真實的分析結果。本次有限元建?；旧习凑战Y構自然網(wǎng)格對無人機機體模型進行簡化，局部過渡可以對網(wǎng)格進行細化。

該中央機體目前只用到2種材料，金屬結構全部使用7050-T7451，材料特性見表1。復合材料均為復合材料夾心結構，材料特性見表2和表3。

表 1??7050-T7451 材料特性

表2 ??復合材料材料特性

表 3??蜂窩材料

3.2 靜力有限元模型

3.2.1 有限元模型

利用MSC.PATRAN分部件建立了有限元模型，建立的中央機體有限元模型共有24345個結點，40070個單元，如圖4所示。

圖4 ??中央機體有限元模型

3.2.2 載荷施加

內(nèi)部增壓載荷為62760 Pa（約為7500 m 高空機身內(nèi)外的壓力差），單個發(fā)動機推力暫定為116000 N，重量為10 t，發(fā)動機載荷以剛體元RBE3的方式施加在中央機體的上翼面發(fā)動機支架處，如圖5所示。

圖5 ??發(fā)動機推力施加

圖6 ??翼根部的X、Y、Z方向約束

3.3 靜力分析結果

3.3.1 位移分析結果

從圖7可以看出，由于發(fā)動機推力的影響，導致機身后緣產(chǎn)生最大位移為283 mm。

圖7 ??中央機體位移云圖

3.3.2 應變分析結果

由圖8～圖16可以看出，中央機體總體的應變水平較高，對于蒙皮和長桁而言，最大的拉應變?yōu)?590 με，位于翼根處，最大的壓應變出現(xiàn)Y方向上翼面對稱面處大小為8230 με；對于隔板來說，X方向應變云圖，最大拉應變1010 με，位于尾部，最大壓應變3370 με，位于尾部。

圖8 ??中央機體蒙皮X方向應變云圖

圖9 ??中央機體蒙皮Y方向應變云圖

圖10 ??中央機體蒙皮XY方向應變云圖

圖11 ??中央機體長桁X方向應變云圖

圖12 ??中央機體長桁Y方向應變云圖

圖13 ??中央機體長桁XY方向應變云圖

圖14 ??中央機體中隔板X方向應變云圖

圖15 ??中央機體中隔板Y方向應變云圖

圖16 ??中央機體中隔板XY方向應變云圖

4 結????論

本文內(nèi)容涵蓋了針對該翼身融合飛機開展的分析工作，在分析了發(fā)動機推力對中央機體影響以后，得出以下結論，并根據(jù)以往優(yōu)化工作經(jīng)驗提出了下一步設計優(yōu)化工作建議。

（1）中央機體結構總體的剛度水平較好，最大位移為283 mm。

（2）約束選在翼根處，有可能對分析結果造成影響。

（3）由于發(fā)動機后置以及內(nèi)壓影響，應變水平普遍比較高，后續(xù)可以對結構進行更詳細的布局設計或者優(yōu)化，得出合理的結構布局形式。