谷小軍，李城彬，王文龍，周 璐，朱繼宏，張衛(wèi)紅

（1. 西北工業(yè)大學(xué)無人系統(tǒng)技術(shù)研究院智能材料與結(jié)構(gòu)研究所，西安 710012；2. 西北工業(yè)大學(xué)航宇材料結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)與增材制造裝備技術(shù)國際聯(lián)合研究中心，西安 710012；3. 西北工業(yè)大學(xué)金屬高性能增材制造與創(chuàng)新設(shè)計(jì)工信部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710012）

結(jié)構(gòu)的輕量化是先進(jìn)飛行器，特別是先進(jìn)民用飛行器結(jié)構(gòu)研制與發(fā)展的主要方向。在保證高性能的前提下，盡可能地減輕民用飛行器重量，意味著具有更少的燃油消耗、更大的運(yùn)載能力與更遠(yuǎn)的航程，對(duì)民航業(yè)綠色發(fā)展、實(shí)現(xiàn)“碳中和”具有重要意義。

拓?fù)鋬?yōu)化方法與增材制造技術(shù)（3D 打?。┙陙硪蚱渲卮蠊こ虘?yīng)用價(jià)值蓬勃發(fā)展，極大地改變了傳統(tǒng)設(shè)計(jì)與制造模式[1–4]。一方面，拓?fù)鋬?yōu)化突破了早期尺寸、形狀優(yōu)化范疇，以優(yōu)化材料空間布局為宗旨，實(shí)現(xiàn)了結(jié)構(gòu)創(chuàng)新構(gòu)型設(shè)計(jì)的跨越式發(fā)展和性能設(shè)計(jì)極限的突破，最大限度地發(fā)揮了材料與結(jié)構(gòu)的承載潛力。為了實(shí)現(xiàn)飛行器結(jié)構(gòu)的高性能、輕量化設(shè)計(jì)，利用結(jié)構(gòu)優(yōu)化方法進(jìn)行工程設(shè)計(jì)已經(jīng)成為航空航天領(lǐng)域的熱點(diǎn)研究方向。另一方面，增材制造采用材料“離散堆積”成形工藝，不僅極大地拓展了復(fù)雜結(jié)構(gòu)的可制造性，縮短了產(chǎn)品從設(shè)計(jì)到制造之間的距離，也進(jìn)一步促進(jìn)了拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)理論與方法的發(fā)展。以增材制造為代表的先進(jìn)制造技術(shù)為飛行器結(jié)構(gòu)制造提供了新的成形方式，其強(qiáng)大的個(gè)性化制造能力突破了傳統(tǒng)制造技術(shù)的桎梏，使基于先進(jìn)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法的復(fù)雜構(gòu)件的制造成為可能。

拓?fù)鋬?yōu)化與增材制造呈現(xiàn)出交融發(fā)展的新趨勢(shì)。2012 年美國在《先進(jìn)制造業(yè)國家戰(zhàn)略計(jì)劃》框架下成立了“數(shù)字化制造和設(shè)計(jì)創(chuàng)新中心”國家級(jí)平臺(tái)。2019 年在中國召開的“IUTAM Symposium”國際會(huì)議將拓?fù)鋬?yōu)化與增材制造的交融與挑戰(zhàn)作為會(huì)議主題，相關(guān)研究被同年舉辦的第13 屆結(jié)構(gòu)多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)會(huì)議（WCSMO13）作為重要專題。國內(nèi)外眾多航空航天骨干企業(yè)與高校也積極投入這一研究中并取得顯著成效。圖1 為國外著名公司應(yīng)用拓?fù)鋬?yōu)化和增材制造技術(shù)研制的新型航空航天結(jié)構(gòu)[5–8]。

拓?fù)鋬?yōu)化擺脫了以往結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法的制約，使得如幾何鏤空、尺寸/形狀/拓?fù)浯筇荻瓤臻g變化的復(fù)雜構(gòu)型設(shè)計(jì)成為可能，極大地提升了結(jié)構(gòu)性能。該方法日臻完善，在早期Cheng[9]和Bends?e[10]等建立的微結(jié)構(gòu)均勻化方法基礎(chǔ)上形成了偽密度方法、漸進(jìn)優(yōu)化方法、水平集等各具特色的方法，并不斷推陳出新。

增材制造技術(shù)因其整體成形復(fù)雜三維結(jié)構(gòu)的獨(dú)特能力與顯著優(yōu)勢(shì)，極大地釋放了設(shè)計(jì)自由度，使得超輕質(zhì)高性能全新結(jié)構(gòu)特征，如復(fù)雜整體拓?fù)洹⒏叨如U空、異型曲面、多尺度點(diǎn)陣的實(shí)現(xiàn)成為可能，為先進(jìn)飛行器結(jié)構(gòu)的整體化和輕量化制造提供了必要手段。事實(shí)表明，無論是微小尺度點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)還是宏觀尺度結(jié)構(gòu)，增材制造對(duì)于結(jié)構(gòu)的跨尺度變化敏感度低、工藝難易程度無實(shí)質(zhì)差別。圖2（a）和 （b）[3]為某新型衛(wèi)星天線支座與飛行器加筋壁板結(jié)構(gòu)，從微小填充點(diǎn)陣到宏觀構(gòu)型兩個(gè)尺度上挖掘結(jié)構(gòu)性能與功能設(shè)計(jì)潛力，充分反映出拓?fù)鋬?yōu)化的靈活性與設(shè)計(jì)空間的可拓展性；圖2（c）[11]為GE Catalyst 發(fā)動(dòng)機(jī)中框組件，由過去的傳統(tǒng)制造300 個(gè)單獨(dú)零件，通過結(jié)構(gòu)優(yōu)化集成為復(fù)雜的增材制造單一零件結(jié)構(gòu)?？梢哉f拓?fù)鋬?yōu)化結(jié)構(gòu)越復(fù)雜，增材制造優(yōu)勢(shì)越明顯。拓?fù)鋬?yōu)化與增材制造的有機(jī)融合必將成為下一代航空航天飛行器輕量化、整體化、高性能和多功能研制的關(guān)鍵技術(shù)[12]。

因此，本文應(yīng)用結(jié)構(gòu)優(yōu)化技術(shù)，考慮增材制造工藝的約束性，對(duì)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、變形量及質(zhì)量等關(guān)鍵指標(biāo)展開設(shè)計(jì)，提出一種融合先進(jìn)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法與增材制造技術(shù)的民用飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法。

1 拓?fù)鋬?yōu)化與增材制造融合技術(shù)

拓?fù)鋬?yōu)化與增材制造的有機(jī)融合突破了傳統(tǒng)尺寸/形狀優(yōu)化設(shè)計(jì)、等材/減材制造范疇，實(shí)現(xiàn)了結(jié)構(gòu)超輕質(zhì)、多尺度、整體化高效承載的設(shè)計(jì)制造，擺脫了傳統(tǒng)機(jī)械加工刀具可達(dá)性、拔模約束等工藝約束，極大地拓展了復(fù)雜結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)制造空間。然而，增材制造并非“自由”制造，其制造過程中仍然存在獨(dú)特的制造約束。因此，發(fā)現(xiàn)和描述增材制造約束，并融入拓?fù)鋬?yōu)化模型，形成考慮可制造性的優(yōu)質(zhì)構(gòu)型設(shè)計(jì)方法，成為實(shí)現(xiàn)增材制造與拓?fù)鋬?yōu)化融合的關(guān)鍵。此外，隨著增材制造工藝的不斷發(fā)展，復(fù)雜點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)的高精度制造得以實(shí)現(xiàn)，進(jìn)一步推動(dòng)結(jié)構(gòu)向輕量化、高性能發(fā)展。因此迫切需要發(fā)展設(shè)計(jì)–制造融合的點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。

圖1 拓?fù)鋬?yōu)化與增材制造技術(shù)的典型應(yīng)用案例[5–8]Fig.1 Typical applications of topology optimization and additive manufacturing[5–8]

圖2 輕質(zhì)高性能復(fù)雜結(jié)構(gòu)的拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)與增材制造Fig.2 Topology optimization and additive manufacturing of lightweight and high-performance complicated structures

1.1 增材制造工藝約束

增材制造特征由尺寸限制、懸空結(jié)構(gòu)、連通性要求等構(gòu)成了典型的工藝約束。如何將這些工藝約束引入拓?fù)鋬?yōu)化中是近期研究的熱點(diǎn)問題。其中在自支撐和連通性約束研究方面，本團(tuán)隊(duì)以特征驅(qū)動(dòng)拓?fù)鋬?yōu)化為基礎(chǔ)，通過定義特征的控制變量來實(shí)現(xiàn)引入約束的目的，同時(shí)特征通過在設(shè)計(jì)域中移動(dòng)、相交以及變形來實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)的拓?fù)鋬?yōu)化。自支撐結(jié)構(gòu)的研究是以多邊形孔洞特征為基礎(chǔ)并通過定義比例設(shè)計(jì)變量限制多邊形特征孔洞的邊界傾斜角。優(yōu)化后結(jié)果會(huì)進(jìn)行V 形區(qū)自動(dòng)檢查。相交的多邊形相應(yīng)地被修改，被新的多邊形取代并進(jìn)一步優(yōu)化，直到所有的V 形區(qū)被消除得到完全自支撐結(jié)構(gòu)，如圖 3所示[13]。自封閉孔洞形成的原因是孔洞全部位于設(shè)計(jì)域內(nèi)，結(jié)構(gòu)連通性的拓?fù)鋬?yōu)化則是以封閉B 樣條曲面孔洞特征和超橢球孔洞特征為基礎(chǔ)，通過限制所有特征中心點(diǎn)坐標(biāo)在設(shè)計(jì)域之外來避免結(jié)構(gòu)內(nèi)部出現(xiàn)封閉孔洞，如圖 4 所示[14]。這兩種方法都無需引入任何非線性約束，僅通過限制相關(guān)設(shè)計(jì)變量的范圍來實(shí)現(xiàn)，這避免了計(jì)算量的劇烈增加。

1.2 點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)

點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)作為一種輕質(zhì)、多功能（隔熱、抗沖擊、減振降噪等）結(jié)構(gòu)受到越來越多研究學(xué)者的關(guān)注，因此快速精確制造復(fù)雜點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)，成為增材制造與拓?fù)鋬?yōu)化融合的重點(diǎn)研究領(lǐng)域。典型的協(xié)同優(yōu)化方法可分為參數(shù)化方法和均勻化方法。參數(shù)化方法針對(duì)特定點(diǎn)陣單胞在空間內(nèi)構(gòu)成的具有復(fù)雜形狀的構(gòu)型，以點(diǎn)陣桿件的橫截面積為設(shè)計(jì)變量，以點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)桿件的總體積等為約束，對(duì)點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)進(jìn)行拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)，如圖 5 所示[15]。參數(shù)化點(diǎn)陣優(yōu)化設(shè)計(jì)方法具有優(yōu)化算法簡(jiǎn)潔、易與現(xiàn)有商用有限元軟件集成的優(yōu)點(diǎn)，但也存在點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)模型規(guī)模大、計(jì)算效率低等問題。

均勻化方法可以提高點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)效率，然而傳統(tǒng)的漸近均勻化方法存在理論推導(dǎo)繁瑣、程序編寫復(fù)雜耗時(shí)以及計(jì)算效率較低的缺點(diǎn)。本團(tuán)隊(duì)基于平均應(yīng)力應(yīng)變理論，在嚴(yán)格的周期性邊界條件下，搭建了簡(jiǎn)潔高效的能量均勻化計(jì)算框架，如圖 6所示[16]。參數(shù)化微結(jié)構(gòu)通過少量控制參數(shù)實(shí)現(xiàn)具有不同單胞構(gòu)型的點(diǎn)陣材料的參數(shù)化設(shè)計(jì)。為了將宏/微觀兩尺度上的設(shè)計(jì)問題納入到同一個(gè)優(yōu)化模型中，分別在宏觀結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)域和微觀材料胞元設(shè)計(jì)域內(nèi)定義了兩組獨(dú)立的設(shè)計(jì)變量，并通過能量均勻化方法和多控制參數(shù)材料插值模型建立了宏觀結(jié)構(gòu)與微觀材料之間的聯(lián)系，最終實(shí)現(xiàn)了多尺度點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)的協(xié)同優(yōu)化設(shè)計(jì)。

圖3 懸空角約束[13]Fig.3 Manufacturing constraints on overhang angles[13]

圖4 連通性約束[14]Fig.4 Connectivity constraints[14]

圖5 參數(shù)化點(diǎn)陣優(yōu)化設(shè)計(jì)方法[15]Fig.5 Parametric lattice optimization design method[15]

圖6 點(diǎn)陣能量均勻化優(yōu)化設(shè)計(jì)方法[16]Fig.6 Lattice energy homogenization optimization design method[16]

2 面向增材制造的典型民機(jī)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)實(shí)例

本文通過結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化和增材制造技術(shù)的融合，對(duì)民用飛行器的艙門搖臂和鉸鏈臂進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。其中艙門搖臂首先采用實(shí)體結(jié)構(gòu)進(jìn)行拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)，在實(shí)體拓?fù)鋬?yōu)化結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上增加整體蒙皮，將內(nèi)腔采用點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)填充并對(duì)點(diǎn)陣桿徑進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，最終點(diǎn)陣實(shí)體混合艙門搖臂。艙門鉸鏈臂則采用實(shí)體拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)，在結(jié)構(gòu)重構(gòu)的過程中，考慮增材制造懸空角及連通性要求。

2.1 艙門搖臂結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)

典型的民機(jī)登機(jī)門如圖 7 所示，其開啟過程主要包含提升、外推和側(cè)向滑動(dòng)3 個(gè)階段，而艙門提升階段是通過內(nèi)旋轉(zhuǎn)搖臂的運(yùn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)的。內(nèi)旋轉(zhuǎn)搖臂主要由手柄、握把、限位器等組成，采用的材料是AlSi10Mg，其楊氏模量為70 GPa，泊松比為0.34，密度為2.63×10–6kg/mm3，抗拉強(qiáng)度為300 MPa。

旋轉(zhuǎn)搖臂的載荷工況需要考慮搖臂限位器是否與止動(dòng)件分離兩種情況，其中搖臂未與止動(dòng)件脫離工況下在與齒輪軸配合的內(nèi)孔及限位器處施加固定約束，并在握把處施加作用力，如圖 8（a）所示；搖臂與止動(dòng)件脫離工況下僅在與齒輪軸配合的內(nèi)孔固定約束，并在握把處施加作用力，如圖 8（b）所示。

劃分出設(shè)計(jì)域與非設(shè)計(jì)域 （綠色實(shí)體部分為非設(shè)計(jì)域，黃色實(shí)體部分為設(shè)計(jì)域），如圖9（a）所示。為保證搖臂未與止動(dòng)件脫離、與止動(dòng)件脫離兩種工況下的剛度最優(yōu)，分別對(duì)兩種工況建立結(jié)構(gòu)柔順度函數(shù)，以加權(quán)柔順度最小為優(yōu)化目標(biāo)。約束條件為體分比小于等于總體積30%，最小尺寸約束6.0 mm，最大尺寸約束18.0 mm。拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)如圖9（b）所示，材料主要分布在搖臂外殼上，中空結(jié)構(gòu)，搖臂兩側(cè)結(jié)構(gòu)以十字交叉為主，搖臂上下兩側(cè)以薄壁結(jié)構(gòu)為主。

圖7 典型民機(jī)登機(jī)門內(nèi)旋轉(zhuǎn)搖臂與鉸鏈臂結(jié)構(gòu)Fig.7 Rocker arm and hinge arm in typical civil aircraft boarding door

圖8 搖臂的兩種工況Fig.8 Working conditions of hatch rocker arm

圖9 搖臂拓?fù)鋬?yōu)化模型及結(jié)果Fig.9 Topology optimization model and result of hatch rocker arm

在此優(yōu)化結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上，將搖臂內(nèi)部使用點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)填充，并對(duì)點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，滿足復(fù)雜結(jié)構(gòu)在增材制造過程中的成形精度、結(jié)構(gòu)連通性與懸空角等約束條件。如圖 10 所示，設(shè)計(jì)厚度為0.5 mm 的蒙皮與厚度為1 mm 的加強(qiáng)筋結(jié)構(gòu)作為非設(shè)計(jì)域，填充搖臂內(nèi)部作為設(shè)計(jì)域。以兩種工況下結(jié)構(gòu)柔順度加權(quán)之和最小為優(yōu)化目標(biāo)，綜合考慮增材制造工藝約束，對(duì)點(diǎn)陣桿徑及桿長進(jìn)行多次迭代設(shè)計(jì)，梯度點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)模型如圖10 所示，模型重量約為0.148 kg，桿徑最大直徑為2.429 mm。

圖10 搖臂點(diǎn)陣優(yōu)化模型及優(yōu)化結(jié)構(gòu)Fig.10 Lattice optimization model and result of hatch rocker arm

經(jīng)過多次迭代設(shè)計(jì)，重構(gòu)的搖臂結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)如圖11 所示。與原始設(shè)計(jì)相比，優(yōu)化設(shè)計(jì)減重約10%。優(yōu)化設(shè)計(jì)的艙門搖臂優(yōu)化剛強(qiáng)度均優(yōu)于原始結(jié)構(gòu)，如表1 所示。

圖11 面向增材制造的艙門搖臂優(yōu)化設(shè)計(jì)方案對(duì)比Fig.11 Comparison of the original and optimized design of hatch rocker arm

表1 面向增材制造的艙門搖臂優(yōu)化設(shè)計(jì)方案力學(xué)行為對(duì)比Table 1 Mechanical behavior comparison of orignal and optimized design of hatch rocker arm

2.2 艙門鉸鏈臂結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)

鉸鏈臂作為艙門開關(guān)過程中的重要連接結(jié)構(gòu)，是艙門平穩(wěn)開關(guān)的關(guān)鍵之一，因此對(duì)鉸鏈臂的結(jié)構(gòu)剛度提出了很高的要求。同時(shí)作為多個(gè)機(jī)構(gòu)的連接件，其所受載荷工況復(fù)雜[17]。鉸鏈臂結(jié)構(gòu)原始設(shè)計(jì)如圖 7 所示，整體結(jié)構(gòu)質(zhì)量為2.972 kg，采用的材料是AlSi10Mg，材料參數(shù)同內(nèi)旋轉(zhuǎn)搖臂。為模擬鉸鏈臂的載荷工況，在加載點(diǎn)4、5 處施加固定約束，如圖12（a）所示，根據(jù)鉸鏈臂所受載荷，按照4種工況進(jìn)行加載，如表2 所示。

圖12 鉸鏈臂約束加載點(diǎn)和拓?fù)鋬?yōu)化結(jié)果Fig.12 Restraint loading point and topology optimization result of hatch hinge arm

表2 艙門鉸鏈臂各節(jié)點(diǎn)加載情況Table 2 Loading of each node of hatch hinge arm

如圖 12（a）所示，黃色區(qū)域?yàn)樵O(shè)計(jì)域，綠色區(qū)域?yàn)榉窃O(shè)計(jì)域。以各工況下結(jié)構(gòu)應(yīng)變能的加權(quán)平均值最小為優(yōu)化目標(biāo)；約束體分比小于總體積30%?？紤]增材制造設(shè)備的成形精度，約束單元的最小尺寸為9.0 mm。為避免材料的堆積，約束單元的最大尺寸為45.0 mm。優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)如圖 12（b）所示，材料主要以薄壁結(jié)構(gòu)分布在鉸鏈臂外殼上，部分區(qū)域?yàn)槭纸徊娼?，?nèi)部有少量支撐結(jié)構(gòu)，傳力路徑清晰。

將優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)應(yīng)用CAD 進(jìn)行重構(gòu)，經(jīng)過多次迭代設(shè)計(jì)，得到了最終設(shè)計(jì)構(gòu)型，如圖13 所示。對(duì)艙門鉸鏈臂進(jìn)行校核，結(jié)果如表3 所示，優(yōu)化構(gòu)型剛度、強(qiáng)度在符合要求的前提下減重約30%。

圖13 鉸鏈臂原始設(shè)計(jì)方案與優(yōu)化設(shè)計(jì)方案對(duì)比Fig.13 Comparison between the original and optimized design of the hatch hinge arm

表3 鉸鏈臂原始設(shè)計(jì)方案與優(yōu)化設(shè)計(jì)方案力學(xué)行為對(duì)比Table 3 Mechanical behavior comparison between the original and optimized design of the hatch hinge arm

3 結(jié)論

拓?fù)鋬?yōu)化與增材制造為實(shí)現(xiàn)輕質(zhì)高性能復(fù)雜結(jié)構(gòu)提供了全新研制模式。本文以民用飛行器艙門搖臂、鉸鏈臂等結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象，對(duì)拓?fù)鋬?yōu)化與增材制造融合的設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了驗(yàn)證。與原始設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)相比，優(yōu)化結(jié)構(gòu)質(zhì)量更輕、力學(xué)性能更好。同時(shí)，面向增材制造的工藝約束進(jìn)行設(shè)計(jì)，以尺寸約束、填充點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)等方法實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)制造一體化，為增材制造與結(jié)構(gòu)優(yōu)化技術(shù)在民航領(lǐng)域的應(yīng)用提供技術(shù)支持。

雖然拓?fù)鋬?yōu)化方法與增材制造技術(shù)的融合在航空航天等領(lǐng)域優(yōu)勢(shì)明顯，但增材制造由于其特殊成形方式，選用不同工藝參數(shù)和成形不同部位均會(huì)產(chǎn)生復(fù)雜的結(jié)構(gòu)內(nèi)部缺陷以及微結(jié)構(gòu)組織形式，使得材料與結(jié)構(gòu)的疲勞力學(xué)行為評(píng)估相當(dāng)困難，導(dǎo)致增材制造結(jié)構(gòu)主要局限于功能件、次承力件或單次/少量重復(fù)使用的承力構(gòu)件。拓?fù)鋬?yōu)化方法仍然以傳統(tǒng)的靜剛度、靜強(qiáng)度等常規(guī)承載性能設(shè)計(jì)為主，尚未實(shí)現(xiàn)針對(duì)增材制造材料疲勞設(shè)計(jì)準(zhǔn)則的有效構(gòu)建與結(jié)構(gòu)優(yōu)化，也缺乏與特征驅(qū)動(dòng)設(shè)計(jì)模式的有機(jī)結(jié)合。這些問題對(duì)航空航天主承力結(jié)構(gòu)抗疲勞設(shè)計(jì)、保證長壽命服役提出了全新挑戰(zhàn)。作者團(tuán)隊(duì)針對(duì)此問題，正在開展增材制造材料–結(jié)構(gòu)–工藝一體化抗疲勞設(shè)計(jì)相關(guān)問題研究，旨在深化增材制造材料與結(jié)構(gòu)的疲勞力學(xué)行為研究，建立疲勞設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，發(fā)展考慮結(jié)構(gòu)抗疲勞性能的拓?fù)鋬?yōu)化方法，深刻揭示其內(nèi)涵力學(xué)機(jī)理，取得典型航空航天結(jié)構(gòu)件的設(shè)計(jì)制造應(yīng)用。