董立君 孫偉 張永杰 鮑君波 張睿

摘 要：針對翼身融合布局民機的非圓形截面機身結構承載特征，美國波音公司和美國國家航空航天局（NASA）聯(lián)合提出了拉擠桿縫合高效一體化結構（PRSEUS），以提高翼身融合布局飛機機身結構的承載效率及穩(wěn)定性性能。為了深入研究翼身融合布局后機身結構設計及PRSEUS結構在后機身上的應用，本文建立了基于PRSEUS結構的翼身融合布局后機身結構高保真度數(shù)值分析模型。篩選出了針對翼身融合布局后機身的5種典型載荷工況作為評估后機身結構強度和剛度的輸入條件。借鑒結構區(qū)域劃分技術，開展了基于PRSEUS結構的翼身融合布局后機身結構優(yōu)化方法研究，完成了基于分塊的PRSEUS結構后機身結構優(yōu)化設計，保證了后機身結構強度和剛度性能，并進一步減輕了結構重量。

關鍵詞：翼身融合布局民機； 后機身； PRSEUS； 結構優(yōu)化

中圖分類號：V22 文獻標識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.03.007

與傳統(tǒng)布局飛機相比，翼身融合飛機在節(jié)省燃油消耗和提高飛機氣動效率方面有巨大的潛在優(yōu)勢，被認為是可替代傳統(tǒng)圓形截面機身布局的有前途的飛機概念之一。歐洲潔凈天空計劃（CS）和美國國家航空航天局（NASA）的環(huán)境友好計劃（ERA）均對翼身融合布局飛機開展了大量研究工作，國內科研團隊也對此開展了持續(xù)性研究。

Qin[1]依據(jù)現(xiàn)有模型，研究了翼身融合布局（BWB）方案的氣動特性，并完成了優(yōu)化設計。柴嘯[2]等建立了BWB客機總體參數(shù)綜合分析與優(yōu)化平臺，并對BWB客機的總體設計方案進行了多學科優(yōu)化設計研究，分別完成了單目標優(yōu)化和多目標優(yōu)化，優(yōu)化效果顯著。R. Q. Jesse采用翼身融合概念設計及結構優(yōu)化程序（HCDstruct）對多種翼身融合概念方案進行了中保真度的全機結構優(yōu)化設計[3]，并為概念方案提供了全機重量（質量）評估依據(jù)。對于大型復合材料結構優(yōu)化設計，白浩[4]基于區(qū)域劃分技術，提出了一種復合材料層合板鋪層的二級優(yōu)化設計方法。趙占文等采用遺傳算法對變剛度復合材料層合板進行了結構穩(wěn)定性優(yōu)化設計[5]。面對翼身融合布局非圓形截面機身的特殊承載問題，波音公司和NASA聯(lián)合提出了可提高結構剛度、穩(wěn)定性和承載效率的復合材料基于拉擠桿縫合高效一體化結構（PRSEUS）形式。參考文獻[6]對單隔框和單長桁 PRSEUS結構的材料、鋪層順序等設計變量進行了優(yōu)化分析。張永杰等針對復合材料的翼身融合中央機體結構，進行了中央機體結構非線性分析，提出了結構方案優(yōu)化設計策略，完成了翼身融合布局（HWB）中央機體的結構優(yōu)化設計[7]。王凱劍等針對翼身融合客機PRSEUS壁板開展了參數(shù)識別研究和優(yōu)化設計[8]。從國內研究現(xiàn)狀可以看出，目前尚未對完整翼身融合后機身采用PRSEUS結構形式及其收益進行探索，也尚未開展基于PRSEUS結構高精度模型的大變量精細化機身結構優(yōu)化設計。

本文針對某翼身融合布局飛機后機身結構，考慮其高后置背撐發(fā)動機布局帶來的后機身承力的特殊需求以及結構承載效率要求，探索了PRSEUS結構在翼身融合布局后機身上的應用及收益。建立了基于PRSEUS的后機身結構高保真度有限元模型，在區(qū)域劃分技術的基礎上開展了涉及大變量的整個后機身結構更為精細化的優(yōu)化設計，在保證優(yōu)化可行性和優(yōu)化效率的前提下，進一步挖掘結構潛力。

1 PRSEUS基本特性

翼身融合布局雖具有顯著的空氣動力學優(yōu)勢，但由于其非圓形截面，也給機身結構設計帶來了挑戰(zhàn)[9]。為此，波音公司和NASA聯(lián)合提出了PRSEUS的機體結構，如圖1所示[10-11]。長桁和框梁通過縫合技術進行連接，幾乎不需要機械緊固件。該結構形式的承力優(yōu)點如下[12]：通過縫合技術能夠有效抑制復合材料初始分層發(fā)生，增強了縫合結構的止損和承載能力；合理的縫合方式，可使縫合結構受拉具有良好的止裂和改變裂紋擴展方向的能力；拉擠桿以零度纖維為主，位于長桁部件上部，提高了結構中性軸高度，增強了結構受壓和抗彎的承載能力；該結構形式減少了金屬連接件和緊固件的數(shù)量，并且降低了由于打孔而帶來的應力集中和加工制造等問題。通過數(shù)值分析和大尺寸試驗[13]證明了PRSEUS概念可以滿足翼身融合布局機身設計的苛刻要求。

在PRSEUS結構中，以零度纖維為主的大模量拉擠桿，位于長桁部件上部，遠離底部蒙皮，這種結構設計形式不僅提高了中性軸高度，而且增加了長桁部件的局部強度和穩(wěn)定性，進一步提高了蒙皮整體壁板的抗彎能力。隔框中部采用泡沫夾芯材料，具有減重效果。拉擠桿穿過隔框、長桁和隔框交接處，經(jīng)固化處理后，可以維持雙向傳力路徑的連續(xù)性，這種高效的立體承載模式充分體現(xiàn)了一體化縫合特點，也增強了蒙皮整體壁板的耐久性。

長桁部件設計特征主要包括：（1）各部件經(jīng)定位縫合后共固化，減少了制造工序；（2）上端布置T800高模量拉擠碳桿；（3）縫線使結構具有抑制損傷擴展的能力；（4）合理的中性軸位置；（5）對碳纖維邊緣進行了防護處理；（6）在高模量拉擠碳桿的外部，覆蓋復合材料包裹層，使其免受沖擊。隔框部件設計特征主要包括：（1）各部件經(jīng)定位縫合后共固化，減少了制造工序；（2）縫線使結構具有控制損傷擴展的能力；（3）直接與蒙皮、止裂帶共固化，減少了制造工序；（4）剛度大；（5）對碳纖維邊緣進行了防護處理；（6）通過共固化一體成形，達到與長桁無縫連接的目的，確保了結構傳力路徑的連續(xù)性。

2 翼身融合后機身結構建模

2.1 網(wǎng)格模型

后機身上下蒙皮、長桁元件包裹層、長桁元件翻邊、長桁元件止裂帶、隔框元件包裹層、隔框元件翻邊、隔框元件止裂帶、后機身分離面、后機身分離面上的加筋板均采用殼單元模擬；長桁拉擠桿采用桿單元模擬；隔框的泡沫夾芯材料采用實體單元模擬。

對后機身蒙皮劃分網(wǎng)格時，為保證一維梁單元、二維殼單元、三維體單元之間的單元節(jié)點協(xié)調，需根據(jù)后機身結構布置將機身蒙皮分割成若干區(qū)域，在此基礎上進行網(wǎng)格劃分。參考文獻[14]中關于PRSEUS結構參數(shù)設置，后機身隔框間距約為508.0mm，長桁間距約為152.4mm。隔框泡沫夾心高度為152.40mm，厚度約為12.70mm，隔框下部止裂帶及翻邊總寬度約為101.60mm。長桁總高度約為37.85mm，上端拉擠桿直徑為9.53mm，長桁下部止裂帶及翻邊寬度約為86.36mm。長桁和隔框元件橫截面如圖2所示?？紤]到PRSEUS結構的一體化縫合[15]和共固化加工工藝[16]對于各元件的法向剛/強度增強和組合支撐效應，對模型各元件殼單元設置偏置量。形成的翼身融合后機身長桁、隔框網(wǎng)格模型如圖3所示。

依據(jù)HWB飛機后機身的幾何特征和PRSEUS結構特性，最終建立的高保真度的基于PRSEUS結構的HWB后機身有限元模型如圖4所示，全模型共有533242個單元，290854個節(jié)點。根據(jù)結構布置以及方便后期開展結構優(yōu)化設計工作，將模型所有單元劃分為28個組，分別賦予不同的單元屬性。

2.2 材料參數(shù)

后機身上下蒙皮、元件包裹層、元件翻邊、元件止裂帶、后機身分離面均由AS4碳纖維復合材料層合板構成。該層合板為對稱層合板，鋪層順序為[45/-45/0/90/0/-45/45] ，而0°鋪層的鋪層厚度為45°鋪層厚度的兩倍，45°鋪層占44%，0°鋪層占44%，90°鋪層占12%[10-11]。根據(jù)此，本文設置PRSEUS蒙皮鋪層由9層鋪層組成，鋪層順序為[45/-45/0/0/ 90/0/0/-45/45]T，單層鋪層厚度為0.1467mm，總厚度為1.3203mm。

長桁包裹層、長桁翻邊、長桁止裂帶均由一層層合板制備而成，其0°纖維平行于長桁方向。蒙皮、隔框包裹層、隔框翻邊、隔框止裂帶分別由2、2、2、1層層合板制備而成，其0°纖維平行于隔框方向。長桁拉擠桿選用T800碳纖維制造，隔框的泡沫夾芯為Rohacell泡沫。具體材料屬性見表1～表3。

2.3 載荷和邊界條件

美國聯(lián)邦航空條例FAR-25《運輸類飛機適航標準》對于飛機極端載荷做了相關規(guī)定。對于翼身融合飛機，需對80多種載荷工況進行評估分析以確定全機的極端載荷工況，最終篩選出13個全機極端載荷工況，可在此基礎上開展優(yōu)化設計等工作。針對后機身，本文篩選出5種典型載荷工況，在此基礎上進行后機身強度、剛度校核并開展后機身結構優(yōu)化設計工作。選取的典型載荷工況見表4。

3 翼身融合后機身結構強度初步校核

對翼身融合后機身初步設計方案進行5種典型極端載荷工況下的強度校核，通過結果分析，獲得了載荷對結構應力（應變）分布的影響，確定了載荷傳力路線。

本文采用最大應變準則和Tsai-Wu準則作為結構強度失效判據(jù)，進行復合材料后機身結構強度評估。

（1）工況1結構強度校核結果

該工況是為了驗證高后置背撐發(fā)動機載荷對后機身的影響，經(jīng)分析計算得出（見圖5），民機后機身結構在最大發(fā)動機載荷作用下最大位移出現(xiàn)在發(fā)動機支架連接點處，為32.6mm；翼身融合民機后機身結構最大應變準則和TsaiWu準則下的最大失效因子分別為0.683和0.667，均小于1，說明初始設計方案安全，但有很大的減重空間。

（2）工況2結構強度校核結果

如圖6所示，民機后機身結構在巡航狀態(tài)下最大位移出現(xiàn)在后機身背部中心處，最大位移為22.9mm；后機身整體應力分布較均勻，約束處局部有應力集中現(xiàn)象，翼身融合民機后機身結構最大應變失效準則和Tsai-Wu失效準則下的最大失效因子分別為0.197和0.091，遠小于1，說明初始設計方案承載能力遠超巡航狀態(tài)載荷，結構有很大的減重空間。

（3）工況3結構強度校核結果

如圖7所示，民機后機身結構在過載2.5下最大位移出現(xiàn)在后機身背部中心處，最大位移為50.5mm；翼身融合民機后機身結構最大應變失效準則和Tsai-Wu失效準則下的最大失效因子分別為0.743和0.781，小于1，材料利用率較高，且滿足強度剛度的要求。

（4）工況4結構強度校核結果

如圖8所示，翼身融合民機后機身結構在過載-1下最大位移出現(xiàn)在后機身背部中心處，最大位移為27.6mm；后機身整體應力分布較均勻，約束處局部有應力集中現(xiàn)象，翼身融合民機后機身結構最大應變失效準則和Tsai-Wu失效準則下的最大失效因子分別為0.216和0.093，遠小于1，計算結果說明復合材料后機身結構在該工況下是安全的。

（5）工況5結構強度校核結果

如圖9所示，墜撞工況下翼身融合民機后機身結構承受9g發(fā)動機航向載荷，最大位移出現(xiàn)在發(fā)動機支架連接點處，最大位移為50.2mm；后機身整體應力分布不均勻，約束處出現(xiàn)明顯的應力集中，翼身融合民機后機身結構最大應變失效準則和Tsai-Wu失效準則下的最大失效因子分別為0.88和1.02，說明該載荷較大，并且產(chǎn)生的應變（力）相對集中，可對應力集中處進行局部補強以達到強度要求。

4 翼身融合后機身結構優(yōu)化設計

借鑒區(qū)域劃分技術，對后機身結構有限元單元進行分區(qū)，并對各分區(qū)設置對應初始鋪層（含鋪層角度和鋪層厚度）。區(qū)域劃分技術一方面可以較精細地對結構進行設計，一方面又能提高設計效率，是精細化設計與計算效率的權衡。采用快速敏度分析方法從眾多設計變量中識別出對優(yōu)化目標影響較大的關鍵設計參數(shù)，采用多島遺傳算法開展結構優(yōu)化工作，最終獲得滿足條件的最佳設計方案。

4.1 設計參數(shù)

根據(jù)5種典型工況下后機身承載應力分布情況及PRSEUS結構形式，對翼身融合后機身全部有限元單元進行分區(qū)，其中將上蒙皮劃分為13個分區(qū)，下蒙皮劃分為4個分區(qū)，止裂帶、翻邊、長桁包裹層和隔框包裹層也進行相應分區(qū)，分區(qū)總計46個。部分分區(qū)如圖10～圖14所示。

本文設計參數(shù)分為兩層，第一層設計參數(shù)為每個分區(qū)層合板的總厚度，第二層設計參數(shù)為每個分區(qū)層合板中0°、45°和90°鋪層的鋪層數(shù)，第二層設計變量上百個。第一層設計參數(shù)見表5。

4.2 設計變量敏度分析

由于本文的設計變量數(shù)量較大，為了提高優(yōu)化效率，本文首先對第一層設計參數(shù)進行針對后機身結構總重量、后機身變形及強度失效因子的敏度分析，基于分析結果，篩選出重要設計變量開展優(yōu)化。本文采用最優(yōu)拉丁超立方設計方法作為本次的試驗方法，該方法可使試驗點盡量均勻分布在設計空間中，使因素和相應的擬合更加真實精確。表6給出了對結構質量、結構位移及結構強度失效因子影響較大的設計參數(shù)，這些設計參數(shù)將是開展下一步方案優(yōu)化設計的基本設計變量。這樣將原來眾多的設計變量縮小到25個分區(qū)，顯著提高優(yōu)化效率。

4.3 優(yōu)化參數(shù)設置

（1） 優(yōu)化設計變量

優(yōu)化設計參數(shù)變量取值范圍見表7。

（2） 目標函數(shù)

參考參考文獻[7]中關于優(yōu)化設計方案的研究及優(yōu)化結果，本文優(yōu)化目標為使翼身融合民機后機身結構重量最輕。

（3） 約束條件

為滿足復合材料結構強度要求，約束條件設置為最大應變失效準則和Tsai-Wu失效準則下的失效因子均小于1；為滿足剛度要求，設置帶高后置背撐發(fā)動機的后機身結構最大位移不超過60mm。

4.4 優(yōu)化結果

利用多島遺傳算法實現(xiàn)后機身結構優(yōu)化設計工作，設計變量優(yōu)化前后對比見表8。

4.5 優(yōu)化方案結構靜力分析

優(yōu)化后的翼身融合民機復合材料后機身結構在工況3下的靜力分析結果如圖15所示，最大位移出現(xiàn)在后機身背部中心處，最大位移為58.5mm，較之優(yōu)化前增大了17%；后機身整體應力分布較均勻，約束處局部有應力集中現(xiàn)象，優(yōu)化后的翼身融合民機后機身結構最大應變失效準則和Tsai-Wu失效準則下的最大失效因子分別為0.814和0.828，與優(yōu)化前相比分別增加了4%和11%，但小于1，因此，優(yōu)化后的復合材料后機身結構在該種工況下滿足強度和剛度要求。同時從表9中可以看到，后機身結構總質量由初始的3.55t降低到了2.58t，質量降低了27%。通過優(yōu)化前后結構質量和失效因子兩方面的變化率可以看到，本文優(yōu)化提高了整體結構的承載效率，其中包括復合材料鋪層的合理分布。

5 結束語

鑒于PRSEUS結構在承載、減重等方面的突出優(yōu)勢，本文開展了基于PRSEUS結構的翼身融合布局后機身結構設計。建立了基于PRSEUS結構的完整后機身高保真度有限元模型，設置其約束邊界，確定載荷施加方法，為翼身融合民機后機身結構靜力分析和優(yōu)化設計提供了準確模型。

由于翼身融合民機獨特的布局形式，其后機身受載與傳統(tǒng)民機不同，本文通過查閱文獻并結合實際，分析并篩選出翼身融合民機后機身5種典型載荷工況，以此作為后機身結構強度和剛度評定的標準。

通過敏度分析工作篩選出對優(yōu)化目標和約束條件影響較大的設計參數(shù)，基于此，開展了以多島遺傳優(yōu)化算法為核心的翼身融合民機后機身結構方案優(yōu)化設計；以基于PRSEUS結構的翼身融合布局復合材料后機身為研究對象，選取強度和剛度為約束條件，機身總質量最小為優(yōu)化目標進行優(yōu)化設計，取得了良好的減重效果，為翼身融合民機后機身結構設計提供支持。

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Optimization Design of Blended-wing-body Layout Rear Fuselage Based on PRSEUS Structure

Dong Lijun1， Sun Wei1， Zhang Yongjie2， Bao Junbo1， Zhang Rui1

1. Chinses Aeronautical Establishment， Beijing 100012， China

2. Northwestern Polytechnical University， Xian 710072， China

Abstract： Boeing and NASA jointly proposed PRSEUS structure to improve the carrying efficiency and stability of the aircraft fuselage structure based on the non-circular section of the wing-body fusion layout. In order to deeply study the airframe structure design and the application of PRSEUS structure on the rear fuselage， a high-fidelity numerical analysis model of airframe structure based on PRSEUS structure is established. Five typical load conditions are selected for the fuselage after the wing-body fusion layout， among which four are critical load conditions， which are used as input conditions to evaluate the structural strength and stiffness of the fuselage. By referring to the structural area division technology， the optimization method of the rear fuselage structure based on PRSEUS wing-body fusion layout is studied， and the optimization design of the rear fuselage structure based on PRSEUS block is completed， which ensures the strength and stiffness of the rear fuselage structure and further reduces the weight of the structure.

Key Words： blended-wing-body civil aircraft； rear fuselage； PRSEUS； structure optimization