新型戰機是我國空中作戰體系中的重要組成力量，其作戰性能和飛行安全與機體結構屬性密不可分。機體結構構成飛行平臺，對設計、制造要求極高，包括高減重、長壽命、多功能、低成本、快速響應研制，對飛機的研制至關重要、不可或缺。

傳統結構自噴氣式飛機誕生以來已持續70多年，存在諸多弊端，如零件多、質量大、危險部位多等。超重通常達數百千克以上（占結構總重的8%～20%），疲勞開裂占外場損傷總量的80%，美國戰機面臨同樣問題，如F-35 超重640～900kg，F-22投入3.5億美元進行抗疲勞改進。通常采用精益設計和先進材料、工藝替換來挖掘潛力，但已觸及“天花板”，甚至關系到新機研制的成敗，如無人作戰飛機如果采用傳統結構就無法實現高過載的設計要求，大部件接頭凸出飛機外形，會顛覆飛機先進氣動隱身布局。

為什么戰機傳統結構“弊端”長期難以突破?這是因為飛機結構非常復雜，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、數萬個零件、數十萬個標準件（見圖1）。上述大量連接導致結構搭接過多而超重、疲勞薄弱環節增多而開裂。另一方面，長期采用串行“孤島”模式，設計與制造脫節，創新途徑不暢通，弊端周而復始[1-3]。

圖1 復雜的機體結構
Fig.1 Complex aircraft structure

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

圖2 基于增材制造的新概念機構
Fig.2 New concept structure based on additive manufacturing

1 無設計分離面連接的機翼-機身整體結構

帶制造屬性和壽命屬性的多約束協同設計方法，包括建立多約束協同設計模式以打通結構創新途徑，建立多約束設計域以支撐協同設計（見圖3）。

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

圖3 多約束優化設計域
Fig.3 Multi constraint optimization design domain

基于該協同設計方法建立無接頭連接的翼身整體大部件。傳統機翼與機身是分開的，采用很強的接頭連接，質量大、應力集中嚴重，是全機的關鍵部位，需要采用鈦合金或高強鋼來保障安全。圖4為傳統機翼/機身部件接頭連接形式。通過弱化應力集中，使非承載的參與區最小化、消除接頭連接，構建翼身整體大部件（見圖5）。它具有零件少、重量輕、應力分布均勻、工藝性好等諸多優勢，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。

圖4 傳統機翼/機身部件接頭連接形式
Fig.4 Connection form of traditional wing/fuselage parts

圖5 機翼/機身整體大部件
Fig.5 Wing/fuselage integral parts

      針對可制造性，提出大長細比鋁合金構件的機加變形控制途徑，即采用鋁合金厚板，基于殘余應力對稱釋放（見圖6），優化數控機加路徑，實現翹曲變形有效控制（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。

圖6 殘余應力分布圖
Fig.6 Residual stress distribution

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

圖8 裂紋擴展平臺特征
Fig.8 Characteristics of crack propagation platform

針對整體結構裂紋擴展抑制難點，提出了鈦合金層合結構設計方法，發現裂紋擴展“平臺特征”（見圖8），發明鈦合金層合梁肋長壽命結構（見圖9），通過主動調控，可延長裂紋擴展壽命三倍以上。

傳統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，提出了嚙合密封結構設計方法，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），創建整體油箱密封與開啟維護雙功能嚙合密封結構（見圖12）。即油箱壁板可整體反復開啟，關閉時密封，開啟時維護。通過上述設計，機身整體油箱維護口蓋可減少2/3，規避了大量口蓋破壞結構整體的矛盾，并減少縫隙階差，改善隱身性能。

圖9 鈦合金層合梁肋長壽命結構
Fig.9 Long life structure of titanium alloy laminated beam rib

圖10 傳統中機身油箱開口
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

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

2 帶自平衡機構的高顫振鉸鏈式平尾結構

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

基于解耦簡化提出高顫振平尾機構/結構一體化設計方法，建立舵機操縱自平衡機構三角形閉環子系統，即給舵機并聯一套平衡桿，驅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軸，鉸鏈軸只傳遞剪力，即剝離了傳統大直徑轉軸彎扭的耦合作用。只需要調節平衡桿參數，即可獲得顫振速度目標值，使平尾顫振設計實現解耦簡化。揭示了自平衡機構對顫振的影響規律，消除跨聲速“顫振陷阱”。同比傳統大軸平尾，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。

圖12 雙功能嚙合密封結構
Fig.12 Double function meshing sealing structure

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

圖14 驅動載荷自平衡機構原理
Fig.14 Principle of driving load self balancing mechanism

圖15 平尾隨馬赫數的顫振規律
Fig.15 Flutter law of flat tail with Mach

帶自平衡機構的高顫振鉸鏈式平尾應用成效：顫振速度提高31%，平尾結構自身結構減重17%；機身傳載降低95%，轉軸直徑減小68%，節省了空間,改善氣動和隱身性能，如圖16所示。

圖16 自平衡鉸鏈機構與傳統大軸機構占空間對比
Fig.16 Space occupied comparison between self balancing hinge mechanism and traditional large axis mechanism

3 飛機增材制造整體結構

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數模完成全致密、高性能、“近終形”復雜金屬零件的成形制造，是一種“變革性”的設計制造一體化的先進技術。增材制造的“生長”特性為新概念結構的工程實現提供契機。2014 年，美國將增材制造列為重大顛覆性國防技術。早在2003年，沈陽飛機設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用技術。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。作為關鍵技術的另一方面，設計、評定和驗證是使用安全的重要保障，也是美國聯邦航空局（FAA）確認的增材制造4個難點之一。沈陽飛機設計研究所建立融合增材制造技術的結構設計、評價與驗證方法[5-8]。

3.1 大型主承力結構設計方法

增材工藝過程的高溫與冷卻劇烈循環，產生很大的殘余應力，導致零件變形、開裂。構件尺寸越大，形狀越復雜，變形/開裂越嚴重（見圖17）。在這種困境下，如何尋求可行的設計空間，使得公認的不可能實現的“增材構件用于主承力結構”成為可能，是前所未有的嚴峻挑戰。

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，提出大型復雜增材構件的設計/制造一體化方法，即宏觀離散、去除殘余應力、增材成形連接，由此構成大型整體結構，如圖18 所示。殘余應力臨界值是分區離散的主要依據，可由成形過程仿真預測，如圖19所示。

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

        成形連接區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。該方法可擺脫設備尺寸規格對大型整體構件的制約，實現“無憂慮”設計。經過工藝參數優化，成形連接件的力學性能與大鍛件相當（見圖21）[9]。

圖19 殘余應力臨界值仿真預測
Fig.19 Simulation and prediction of residual stress critical value

        基于輕量化設計，突破法向尺寸限制，實現了向三維承載整體框/梁結構跨越。相比傳統構件，零件數量減少67%，連接區減重25%，壽命提高25%，顯著增強復雜承載能力。

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 金屬梯度復合結構設計方法

傳統金屬結構由均質材料構成，性能單一，通過增材制造工藝，在同一個構件上，進行不同金屬材料布置，從而實現“好鋼用在刀刃”上。梯度復合結構是采用增材制造技術將兩種或多種金屬粉末熔合成形為一個整體，按設計需要使其力學性能呈梯度分布。實現對金屬結構力學性能的主動調控，可顯著提高結構效率[10-13]。

增材制造梯度結構主要技術難點在于異種材料過渡界面的質量控制及性能表征。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構技術研究，發現了梯度過渡區裂紋擴展“拐點”特性，即梯度過渡區力學性能介于二者之間，如圖22 所示。利用拐點特征進行優化設計，可實現減重和壽命增益20%，如圖23所示。

圖22 梯度復合結構過渡區裂紋“拐點”特征
Fig.22 Characteristics of"inflexion point"of crack in transition zone of gradient composite structure

圖23 梯度翼肋結構
Fig.23 Gradient rib structure

4 結束語

綜上可以看出，基于設計/制造一體化，可開拓飛機新概念結構技術領域，突破傳統結構重量和壽命“天花板”，打破飛機傳統結構70多年的僵局，推動飛機結構技術創新發展，為新型戰機機體平臺研制提供技術支撐。