新型戰(zhàn)機(jī)是我國(guó)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(jī)體結(jié)構(gòu)屬性密不可分。機(jī)體結(jié)構(gòu)構(gòu)成飛行平臺(tái)，對(duì)設(shè)計(jì)、制造要求極高，包括高減重、長(zhǎng)壽命、多功能、低成本、快速響應(yīng)研制，對(duì)飛機(jī)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(jī)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(xiǎn)部位多等。超重通常達(dá)數(shù)百千克以上（占結(jié)構(gòu)總重的8%～20%），疲勞開裂占外場(chǎng)損傷總量的80%，美國(guó)戰(zhàn)機(jī)面臨同樣問題，如F-35 超重640～900kg，F(xiàn)-22投入3.5億美元進(jìn)行抗疲勞改進(jìn)。通常采用精益設(shè)計(jì)和先進(jìn)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(jī)研制的成敗，如無人作戰(zhàn)飛機(jī)如果采用傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)就無法實(shí)現(xiàn)高過載的設(shè)計(jì)要求，大部件接頭凸出飛機(jī)外形，會(huì)顛覆飛機(jī)先進(jìn)氣動(dòng)隱身布局。

為什么戰(zhàn)機(jī)傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)“弊端”長(zhǎng)期難以突破?這是因?yàn)轱w機(jī)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(gè)大部件、上百種工藝、數(shù)萬個(gè)零件、數(shù)十萬個(gè)標(biāo)準(zhǔn)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(zhǎng)期采用串行“孤島”模式，設(shè)計(jì)與制造脫節(jié)，創(chuàng)新途徑不暢通，弊端周而復(fù)始[1-3]。

圖1 復(fù)雜的機(jī)體結(jié)構(gòu)
Fig.1 Complex aircraft structure

       先進(jìn)制造技術(shù)為飛機(jī)結(jié)構(gòu)創(chuàng)新提供了契機(jī)。基于先進(jìn)制造“量身定做”，即設(shè)計(jì)制造一體化來創(chuàng)造飛機(jī)新概念結(jié)構(gòu)。所謂新概念結(jié)構(gòu)是指通過設(shè)計(jì)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?fù)浠⑻荻葟?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(zhǎng)壽命、多功能、低成本、快速響應(yīng)研制等顯著優(yōu)勢(shì)，有望突破傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)“天花板”，為新機(jī)研制提供技術(shù)支撐[4]。但既要設(shè)計(jì)得出，也要造得出，并保障使用安全，是前所未有的挑戰(zhàn)。

圖2 基于增材制造的新概念機(jī)構(gòu)
Fig.2 New concept structure based on additive manufacturing

1 無設(shè)計(jì)分離面連接的機(jī)翼-機(jī)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(jì)方法，包括建立多約束協(xié)同設(shè)計(jì)模式以打通結(jié)構(gòu)創(chuàng)新途徑，建立多約束設(shè)計(jì)域以支撐協(xié)同設(shè)計(jì)（見圖3）。

式中：兩個(gè)m分別代表材料和制造，兩個(gè)c分別代表成本和結(jié)構(gòu)完整性。確定制造和壽命屬性設(shè)計(jì)約束及將材料規(guī)格和工藝邊界等納入設(shè)計(jì)許用值，用升降法確定骨干鈦合金損傷容限“門檻值”（σTA15≤560MPa，σTC4 ≤540MPa），以此完善設(shè)計(jì)域邊界。

圖3 多約束優(yōu)化設(shè)計(jì)域
Fig.3 Multi constraint optimization design domain

基于該協(xié)同設(shè)計(jì)方法建立無接頭連接的翼身整體大部件。傳統(tǒng)機(jī)翼與機(jī)身是分開的，采用很強(qiáng)的接頭連接，質(zhì)量大、應(yīng)力集中嚴(yán)重，是全機(jī)的關(guān)鍵部位，需要采用鈦合金或高強(qiáng)鋼來保障安全。圖4為傳統(tǒng)機(jī)翼/機(jī)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(shì)，采用鋁合金即可滿足要求。但存在可制造性、裂紋擴(kuò)展如何抑制等問題。

圖4 傳統(tǒng)機(jī)翼/機(jī)身部件接頭連接形式
Fig.4 Connection form of traditional wing/fuselage parts

圖5 機(jī)翼/機(jī)身整體大部件
Fig.5 Wing/fuselage integral parts

      針對(duì)可制造性，提出大長(zhǎng)細(xì)比鋁合金構(gòu)件的機(jī)加變形控制途徑，即采用鋁合金厚板，基于殘余應(yīng)力對(duì)稱釋放（見圖6），優(yōu)化數(shù)控機(jī)加路徑，實(shí)現(xiàn)翹曲變形有效控制（展長(zhǎng)6.5m，變形僅0.2mm）。由此建立鋁合金加強(qiáng)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。

圖6 殘余應(yīng)力分布圖
Fig.6 Residual stress distribution

圖7 鋁合金加強(qiáng)框—翼梁整體件
Fig.7 Aluminum alloy reinforced frame-wing beam integral part

圖8 裂紋擴(kuò)展平臺(tái)特征
Fig.8 Characteristics of crack propagation platform

針對(duì)整體結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展抑制難點(diǎn)，提出了鈦合金層合結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法，發(fā)現(xiàn)裂紋擴(kuò)展“平臺(tái)特征”（見圖8），發(fā)明鈦合金層合梁肋長(zhǎng)壽命結(jié)構(gòu)（見圖9），通過主動(dòng)調(diào)控，可延長(zhǎng)裂紋擴(kuò)展壽命三倍以上。

傳統(tǒng)中機(jī)身油箱開口較多，如圖10所示。針對(duì)油箱維護(hù)開口破壞整體性難點(diǎn)，提出了嚙合密封結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)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(hù)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(shí)密封，開啟時(shí)維護(hù)。通過上述設(shè)計(jì)，機(jī)身整體油箱維護(hù)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。

圖9 鈦合金層合梁肋長(zhǎng)壽命結(jié)構(gòu)
Fig.9 Long life structure of titanium alloy laminated beam rib

圖10 傳統(tǒng)中機(jī)身油箱開口
Fig.10 Opening of traditional middle fuselage fuel tank

圖11 雙層厚度比t1/t2位移
Fig.11 Double layer thickness t1/t2 displacement

無設(shè)計(jì)分離面連接的機(jī)翼/機(jī)身整體結(jié)構(gòu)在型號(hào)應(yīng)用中取得質(zhì)變成效：零件、標(biāo)準(zhǔn)件數(shù)量減少50%，部件減重26%（多墻翼根區(qū)減重30%），機(jī)翼燃油增加9%，疲勞危險(xiǎn)部位減少73%（全機(jī)減少50%）。

2 帶自平衡機(jī)構(gòu)的高顫振鉸鏈?zhǔn)狡轿步Y(jié)構(gòu)

顫振是在彈性力、慣性力、氣動(dòng)力作用下的一種振動(dòng)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(huì)釀成災(zāi)難性后果。傳統(tǒng)大軸平尾舵機(jī)與機(jī)身直接相連，需要機(jī)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(shí)不得不增加配重進(jìn)行調(diào)節(jié)，如圖13所示。

基于解耦簡(jiǎn)化提出高顫振平尾機(jī)構(gòu)/結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)方法，建立舵機(jī)操縱自平衡機(jī)構(gòu)三角形閉環(huán)子系統(tǒng)，即給舵機(jī)并聯(lián)一套平衡桿，驅(qū)動(dòng)載荷主要由平衡桿平衡（見圖14），傳給機(jī)身的載荷僅5%，即剝離機(jī)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(biāo)值，使平尾顫振設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)解耦簡(jiǎn)化。揭示了自平衡機(jī)構(gòu)對(duì)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(fēng)險(xiǎn)，如圖15所示。

圖12 雙功能嚙合密封結(jié)構(gòu)
Fig.12 Double function meshing sealing structure

圖13 傳統(tǒng)大軸式平尾在翼尖處配重
Fig.13 Traditional large shaft flat tail counterweight at wingtip

圖14 驅(qū)動(dòng)載荷自平衡機(jī)構(gòu)原理
Fig.14 Principle of driving load self balancing mechanism

圖15 平尾隨馬赫數(shù)的顫振規(guī)律
Fig.15 Flutter law of flat tail with Mach

帶自平衡機(jī)構(gòu)的高顫振鉸鏈?zhǔn)狡轿矐?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(jī)身傳載降低95%，轉(zhuǎn)軸直徑減小68%，節(jié)省了空間,改善氣動(dòng)和隱身性能，如圖16所示。

圖16 自平衡鉸鏈機(jī)構(gòu)與傳統(tǒng)大軸機(jī)構(gòu)占空間對(duì)比
Fig.16 Space occupied comparison between self balancing hinge mechanism and traditional large axis mechanism

3 飛機(jī)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(jì)制造一體化的先進(jìn)技術(shù)。增材制造的“生長(zhǎng)”特性為新概念結(jié)構(gòu)的工程實(shí)現(xiàn)提供契機(jī)。2014 年，美國(guó)將增材制造列為重大顛覆性國(guó)防技術(shù)。早在2003年，沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所與北京航空航天大學(xué)深度合作，共同開拓了飛機(jī)增材制造應(yīng)用技術(shù)。北京航空航天大學(xué)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(jì)、評(píng)定和驗(yàn)證是使用安全的重要保障，也是美國(guó)聯(lián)邦航空局（FAA）確認(rèn)的增材制造4個(gè)難點(diǎn)之一。沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所建立融合增材制造技術(shù)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、評(píng)價(jià)與驗(yàn)證方法[5-8]。

3.1 大型主承力結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)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(yán)重（見圖17）。在這種困境下，如何尋求可行的設(shè)計(jì)空間，使得公認(rèn)的不可能實(shí)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(yán)峻挑戰(zhàn)。

圖17 增材工藝成形過程中的變形開裂
Fig.17 Deformation and cracking in the process of additive forming

         為解決上述問題，提出大型復(fù)雜增材構(gòu)件的設(shè)計(jì)/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(cè)，如圖19所示。

圖18 增材制造成形連接技術(shù)
Fig.18 Forming connection technology of additive manufaction

        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(duì)大型整體構(gòu)件的制約，實(shí)現(xiàn)“無憂慮”設(shè)計(jì)。經(jīng)過工藝參數(shù)優(yōu)化，成形連接件的力學(xué)性能與大鍛件相當(dāng)（見圖21）[9]。

圖19 殘余應(yīng)力臨界值仿真預(yù)測(cè)
Fig.19 Simulation and prediction of residual stress critical value

        基于輕量化設(shè)計(jì)，突破法向尺寸限制，實(shí)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(qiáng)復(fù)雜承載能力。

圖20 成形連接近似于“無痕”連接
Fig.20 Forming connection is similar to"non marking"connection

圖21 成形連接件與母材S-N曲線
Fig.21 S-N curve of formed connector and base metal

3.2 金屬梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)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(gè)構(gòu)件上，進(jìn)行不同金屬材料布置，從而實(shí)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(gè)整體，按設(shè)計(jì)需要使其力學(xué)性能呈梯度分布。實(shí)現(xiàn)對(duì)金屬結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的主動(dòng)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(diǎn)在于異種材料過渡界面的質(zhì)量控制及性能表征。通過對(duì)異種鈦合金、異種超高強(qiáng)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(kuò)展“拐點(diǎn)”特性，即梯度過渡區(qū)力學(xué)性能介于二者之間，如圖22 所示。利用拐點(diǎn)特征進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，可實(shí)現(xiàn)減重和壽命增益20%，如圖23所示。

圖22 梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)過渡區(qū)裂紋“拐點(diǎn)”特征
Fig.22 Characteristics of"inflexion point"of crack in transition zone of gradient composite structure

圖23 梯度翼肋結(jié)構(gòu)
Fig.23 Gradient rib structure

4 結(jié)束語

綜上可以看出，基于設(shè)計(jì)/制造一體化，可開拓飛機(jī)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(jī)傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)70多年的僵局，推動(dòng)飛機(jī)結(jié)構(gòu)技術(shù)創(chuàng)新發(fā)展，為新型戰(zhàn)機(jī)機(jī)體平臺(tái)研制提供技術(shù)支撐。