高速飛行器結(jié)構(gòu)優(yōu)化及增材制造研究進(jìn)展

丁曉紅，張 橫，沈 洪

（1.上海理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，上海 200093；2.上海交通大學(xué) 機(jī)械與動力工程學(xué)院，上海 200240）

0 引 言

高速、遠(yuǎn)射程/長航程、強(qiáng)機(jī)動性是武器、飛機(jī)和空天往返飛行器等重大航空航天裝備的發(fā)展趨勢，這些性能對飛行器結(jié)構(gòu)的尺寸和質(zhì)量提出了更嚴(yán)格的要求［1］。采用多功能集成的先進(jìn)結(jié)構(gòu)，不僅能達(dá)到減重目的，還能減少飛行器結(jié)構(gòu)的制造裝配環(huán)節(jié)，減少飛行器失效概率。針對高速飛行器的強(qiáng)機(jī)動性、遠(yuǎn)射程/長航程等性能需求，其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的主要要求如下。

1） 極致輕量化：在滿足功能需求的基礎(chǔ)上，采用點(diǎn)陣、蜂窩、夾層等高剛輕質(zhì)結(jié)構(gòu)，結(jié)合增材制造，實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)的極致輕量化。

2） 功能一體化：高速飛行器工作在高度復(fù)雜的熱聲振耦合環(huán)境下，將不同功能的零部件集成到單一構(gòu)件上，減少工藝分離面與連接結(jié)構(gòu)，對飛行器的小型化和輕量化至關(guān)重要。

3） 可制造性：傳統(tǒng)制造方法已很難滿足多功能、多材料、高復(fù)雜度結(jié)構(gòu)的制造，增材制造技術(shù)的出現(xiàn)使這些復(fù)雜結(jié)構(gòu)的制造成為可能，但仍有一定的加工限制，需考慮多種制造工藝約束的結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)。

傳統(tǒng)的自下而上的“校核式設(shè)計(jì)”流程已很難滿足這種高性能、輕量化結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)需求。近年來，結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化、仿生設(shè)計(jì)等結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法與增材制造技術(shù)的融合，不僅使飛行器關(guān)鍵零部件的設(shè)計(jì)制造一體化技術(shù)飛速發(fā)展，而且已成為先進(jìn)飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的主要手段［2-4］。

結(jié)構(gòu)優(yōu)化是指在一定的約束條件下，通過改變結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)參數(shù)，以達(dá)到節(jié)約原材料或提高結(jié)構(gòu)性能的一種設(shè)計(jì)方法。拓?fù)鋬?yōu)化和仿生設(shè)計(jì)作為兩種先進(jìn)的結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，為多功能集成結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)提供了實(shí)現(xiàn)的可能性；增材制造為具有復(fù)雜構(gòu)型的功能結(jié)構(gòu)制造提供了可能性。通過將拓?fù)鋬?yōu)化、仿生設(shè)計(jì)與增材制造技術(shù)融合，重新設(shè)計(jì)零件的形狀和功能，并使其適應(yīng)增材制造工藝要求，最大限度地發(fā)揮增材制造的優(yōu)勢，實(shí)現(xiàn)先進(jìn)功能結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)制造一體化，是推動飛行器結(jié)構(gòu)向小型化、輕量化、高性能發(fā)展的重要手段。

結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化可以不受結(jié)構(gòu)初始構(gòu)型的限制，在設(shè)計(jì)域內(nèi)自主生成新的孔洞或連接，通過尋優(yōu)得到最優(yōu)的結(jié)構(gòu)構(gòu)型，充分發(fā)掘結(jié)構(gòu)和材料潛能的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法［5-7］。增材制造技術(shù)通過空間增材方法實(shí)現(xiàn)成型，其自由制造工藝特性使得跨尺度、多層級、具有高度復(fù)雜幾何形狀構(gòu)件的制造成為可能。將拓?fù)鋬?yōu)化與增材制造技術(shù)相結(jié)合，實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)制造的融合，突破了傳統(tǒng)尺寸/形狀優(yōu)化、等材/減材的制造要求［8］，擺脫了傳統(tǒng)機(jī)械加工刀具可達(dá)性、拔模約束等工藝限制，極大地拓展了復(fù)雜結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)制造空間，實(shí)現(xiàn)超輕質(zhì)、多尺度、高性能的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

自然界經(jīng)過億萬年的繁衍更迭、優(yōu)勝劣汰，進(jìn)化出豐富的材料、結(jié)構(gòu)和形態(tài)，具有優(yōu)良的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度等功能特性?，F(xiàn)代分析表征技術(shù)已證實(shí)，天然材料的優(yōu)異性能或特殊功能，依靠其內(nèi)部復(fù)雜的多層次結(jié)構(gòu)來實(shí)現(xiàn)，其尺度范圍通常橫跨納米尺度到宏觀尺度［9］?；谏镬`感的仿生結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，是創(chuàng)新增材制造結(jié)構(gòu)的重要途徑之一，并有望實(shí)現(xiàn)增材制造結(jié)構(gòu)性能/功能的躍升。

本文針對高速飛行器結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)需求，從研究方法和分類應(yīng)用的角度，分析和總結(jié)近年來結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化、仿生設(shè)計(jì)與增材制造技術(shù)在飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中的相關(guān)研究，為新一代高速飛行器的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供參考。

1 面向增材制造的結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)流程

融合增材制造的結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)流程如圖1 所示，包括如下步驟：

圖1 面向增材制造的結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)流程［10］Fig.1 The flowchart of the structural optimization method for additive manufacturing［10］

1） 基于原模型建立結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)空間，根據(jù)設(shè)計(jì)需求，劃分設(shè)計(jì)域和非設(shè)計(jì)域，建立設(shè)計(jì)模型；

2） 基于拓?fù)鋬?yōu)化、仿生設(shè)計(jì)等結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法對結(jié)構(gòu)進(jìn)行概念設(shè)計(jì)，得到初始構(gòu)型；

3） 基于概念設(shè)計(jì)結(jié)果，建立結(jié)構(gòu)的三維幾何模型（CAD模型）；

4） 對CAD 模型中的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)尺寸和形狀進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，得到詳細(xì)設(shè)計(jì)結(jié)果；

5） 增材制造前處理，包括STL（Stereolithography）模型生成、切片處理、打印方向確定和支撐結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等；

6） 增材制造后處理，包括粉末清除、去應(yīng)力退火、支撐去除、拋光、精加工等；

7） 對增材制造部件進(jìn)行實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。

2 創(chuàng)新設(shè)計(jì)方法在飛行器結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用

近年來，隨著結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法基礎(chǔ)理論的不斷完善，以及計(jì)算機(jī)仿真計(jì)算能力的不斷提升，國內(nèi)外學(xué)者積極開展拓?fù)鋬?yōu)化、仿生設(shè)計(jì)與增材制造技術(shù)在飛行器領(lǐng)域的研究與應(yīng)用，在飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)制造一體化方向取得了很多具有代表意義的研究成果，推動了飛行器領(lǐng)域相關(guān)技術(shù)的飛速發(fā)展。已規(guī)劃和實(shí)施的增材制造項(xiàng)目表明，設(shè)計(jì)制造融合技術(shù)在飛行器設(shè)計(jì)制造領(lǐng)域顯示出重要的發(fā)展價值和應(yīng)用潛力，其在航空航天工業(yè)領(lǐng)域的應(yīng)用份額已占全部應(yīng)用領(lǐng)域的10%以上［11］。下面分別從全機(jī)結(jié)構(gòu)、舵翼面結(jié)構(gòu)、發(fā)動機(jī)相關(guān)結(jié)構(gòu)、支架和隔板等承載結(jié)構(gòu)4 個應(yīng)用方面進(jìn)行綜述。

2.1 全機(jī)結(jié)構(gòu)

在全機(jī)結(jié)構(gòu)方面，空客公司提出了基于增材制造設(shè)計(jì)（design for additive manufacturing，DfAM）理念的“透明客機(jī)”設(shè)計(jì)概念方案［12］，從弧形機(jī)身到仿生結(jié)構(gòu)，再到能讓乘客一覽藍(lán)天白云的透明蒙皮，打破了傳統(tǒng)制造方法的桎梏。根據(jù)空客公司公布的計(jì)劃，這架夢幻飛機(jī)將在2050 年變成現(xiàn)實(shí)，屆時，整個生產(chǎn)車間就是一臺巨型3D 打印機(jī)，整個機(jī)身都由3D 打印制造完成。2019 年7 月29 日，蘇霍伊設(shè)計(jì)局公布了經(jīng)過拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)后的蘇-57 理論結(jié)構(gòu)模型［13］。蘇-57 是俄羅斯的第五代戰(zhàn)斗機(jī)，該機(jī)型的拓?fù)鋬?yōu)化模型很可能代表著蘇-57 戰(zhàn)斗機(jī)的終極形態(tài)，其在推重比、機(jī)動性、超巡和航程等方面都有長足進(jìn)步。為了減輕空間發(fā)射裝備的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)（如級間段和錐形適配器等）的質(zhì)量，Vasiliev 等［14-15］通過技術(shù)開發(fā)并應(yīng)用了Anisogrid 復(fù)合殼體結(jié)構(gòu)。Anisogrid 復(fù)合殼體結(jié)構(gòu)具有較大的剛度，能夠承受較高壓縮載荷，極大地減輕了部件質(zhì)量，節(jié)約了成本。Totaro 等［16-18］針對Anisogrid 復(fù)合殼體結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，并采用基于機(jī)器人的增材制造工藝進(jìn)行制造，如圖2 所示。美國NASA 蘭利研究中心［19］對戰(zhàn)神5 號重型貨物運(yùn)載火箭的級間段結(jié)構(gòu)進(jìn)行了輕量化設(shè)計(jì)研究，分析了6 種初始概念的模型，通過對比，最終確定基于仿生設(shè)計(jì)的蜂窩級間段結(jié)構(gòu)擁有最優(yōu)異的性能。中國空氣動力學(xué)研究與發(fā)展中心［20］提出了一種基于條件Wasserstein GAN-GP（WGAN-GP）、卷積神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)（convolutional neural networks，CNN）、多任務(wù)學(xué)習(xí)混合專家（MMoE-3D）和差分進(jìn)化算法（differential evolution algorithm，DE）的優(yōu)化框架。通過對壓力中心變化率和升阻比進(jìn)行優(yōu)化，驗(yàn)證了所提優(yōu)化框架的有效性。與傳統(tǒng)的DATCOM 優(yōu)化相比，基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的優(yōu)化框架在更短時間內(nèi)獲得了幾乎相同的測試結(jié)果。華中科技大學(xué)學(xué)者［21］針對飛行器承載構(gòu)型開展拓?fù)鋬?yōu)化研究，在保證飛行器結(jié)構(gòu)指標(biāo)滿足約束的情況下，飛行器機(jī)身質(zhì)量由3.054 t 降至1.947 t，一階固有頻率由293 Hz 提高到515 Hz，如圖3 所示。北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部研制了國際首個增材制造全三維點(diǎn)陣整星結(jié)構(gòu)，并隨千乘一號衛(wèi)星成功發(fā)射［22］，如圖4 所示。

圖2 Anisogrd復(fù)合殼體設(shè)計(jì)與制造Fig.2 Design and manufacturing of composite anisogrid structures

圖3 導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)Fig.3 Topology optimization for aerodynamic missile

圖4 整星結(jié)構(gòu)優(yōu)化及增材制造Fig.4 Design and manufacturing of satellite structures

2.2 舵翼面結(jié)構(gòu)

在飛行器舵翼面結(jié)構(gòu)方面，Walker 等［23-24］基于拓?fù)鋬?yōu)化，對飛行器翼面結(jié)構(gòu)的肋部以及蒙皮厚度進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。隨后，基于增材制造技術(shù)實(shí)現(xiàn)了翼面結(jié)構(gòu)的制造，如圖5 所示。Aage 等［25］對波音777客機(jī)的機(jī)翼進(jìn)行了設(shè)計(jì)優(yōu)化，與原有機(jī)翼相比，優(yōu)化結(jié)果其質(zhì)量輕2%～5%，減重200～500 kg，使用該機(jī)翼的飛機(jī)每年可節(jié)省40～200 t 燃油。由于優(yōu)化設(shè)計(jì)得到的方案過于復(fù)雜，傳統(tǒng)制造技術(shù)暫時無法應(yīng)用，理論上只有通過一臺足夠大的3D 打印機(jī)才能制造如此復(fù)雜的仿生結(jié)構(gòu)，但該仿生設(shè)計(jì)方案對飛機(jī)輕量化設(shè)計(jì)探索具有重要意義。候政等［26-27］結(jié)合拓?fù)鋬?yōu)化技術(shù)，對導(dǎo)彈升力面結(jié)構(gòu)顫振抑制設(shè)計(jì)進(jìn)行研究，并進(jìn)一步將該技術(shù)應(yīng)用于導(dǎo)彈折疊舵結(jié)構(gòu)顫振抑制設(shè)計(jì)中，獲得比原始設(shè)計(jì)方案顫振臨界速度更大的折疊舵結(jié)構(gòu)。美國馬里蘭大學(xué)研究人員［28］采用3D 打印，開發(fā)了一種魚骨仿生可變彎度機(jī)翼結(jié)構(gòu)，該機(jī)翼由魚骨狀內(nèi)部骨架和柔性蒙皮構(gòu)成，可實(shí)現(xiàn)連續(xù)光滑變形，研究人員利用3D 打印方法，將FishBAC 骨架、蒙皮內(nèi)部的蜂窩狀子結(jié)構(gòu)、抗撕裂層和蒙皮表面整體打印出來，如圖6 所示。該魚骨仿生結(jié)構(gòu)變彎度機(jī)翼，從翼根到翼尖只有42 cm，但結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)卻非常完整，尺寸縮小降低了成本和打印時間；對試件進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，試驗(yàn)中風(fēng)速達(dá)到24 m/s，原理樣機(jī)實(shí)現(xiàn)了預(yù)期變形，同時結(jié)構(gòu)未發(fā)生顫振，試驗(yàn)證明了將魚骨仿生結(jié)構(gòu)用于變彎度機(jī)翼的可行性。朱繼宏等［29-30］將仿生結(jié)構(gòu)的概念引入飛行器舵面結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)中，分布合理的Y 形分支結(jié)構(gòu)可以很好地實(shí)現(xiàn)承載功能；同時，通過數(shù)值模擬和拓?fù)鋬?yōu)化，討論了Y 形分支分布對結(jié)果的影響；將Y 形分支作為一種特殊的結(jié)構(gòu)特征，結(jié)合結(jié)構(gòu)布局優(yōu)化和尺寸優(yōu)化，同時進(jìn)行特征驅(qū)動優(yōu)化，建立了仿生設(shè)計(jì)流程；最終設(shè)計(jì)出一種典型的飛行器方向舵結(jié)構(gòu)，并采用立體光刻增材制造技術(shù)進(jìn)行了制造；與傳統(tǒng)設(shè)計(jì)相比，仿生優(yōu)化的剛度和強(qiáng)度均提高了20%以上，如圖7 所示。鄭昌隆等［31］基于自適應(yīng)成長法［32-35］，對舵面內(nèi)部的骨架分布進(jìn)行了仿生拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)，并進(jìn)行了增材制造驗(yàn)證，如圖8 所示；相比初始的舵面設(shè)計(jì)方案，優(yōu)化所得骨架構(gòu)型在使舵面結(jié)構(gòu)一階固有頻率提升11%的同時，實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)減重21.5%，驗(yàn)證了舵面骨架仿生拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)的高效性。

圖5 面向增材制造的翼面結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化Fig.5 Topology optimization of an aircraft wing for additive manufacturing

圖6 仿生魚骨主動變彎結(jié)構(gòu)及風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)Fig.6 Bionic design of active bending structure，additive manufacturing and wind tunnel experiment

圖7 基于Y形分支特征飛行器方向舵結(jié)構(gòu)仿生設(shè)計(jì)Fig.7 Bio-inspired Y-feature-driven topology optimization for rudder structure design

圖8 基于自適應(yīng)成長法的舵面結(jié)構(gòu)仿生設(shè)計(jì)Fig.8 Bionic deisgn of rudder structure based on adaptive growth method

2.3 發(fā)動機(jī)相關(guān)結(jié)構(gòu)

在發(fā)動機(jī)相關(guān)零部件方面，美國Cobra Aero 公司［36］將3D 打印技術(shù)應(yīng)用于替換無人機(jī)發(fā)動機(jī)的氣缸鑄件。原始的發(fā)動機(jī)零件帶有散熱片，幫助運(yùn)行中的電動機(jī)散熱和冷卻。通過改進(jìn)設(shè)計(jì)，放棄散熱片結(jié)構(gòu)并選擇了基于點(diǎn)陣的冷卻策略，最終的氣缸設(shè)計(jì)與原始結(jié)構(gòu)完全不同，在提供更好冷卻效果的前提下減輕了裝置的質(zhì)量，如圖9 所示。2016 年3月18 日，美國海軍“三叉戟”ⅡD5 洲際彈道導(dǎo)彈在飛行試驗(yàn)中，首次采用了3D 打印導(dǎo)彈連接器后蓋，該導(dǎo)彈部件由洛克希德·馬丁公司制造，該公司采用全數(shù)字化流程，設(shè)計(jì)和制造了該新部件，較傳統(tǒng)方法節(jié)省了一半時間。連接器后蓋用于保護(hù)導(dǎo)彈內(nèi)部的線纜集線器［37］，采用鋁合金材料，長2.5 cm，如圖10 所示。2022 年3 月中旬，美國成功測試一枚由洛克希德·馬丁公司生產(chǎn)的高超聲速巡航導(dǎo)彈，該導(dǎo)彈從B52 轟炸機(jī)上發(fā)射，以大于5 馬赫的速度飛行，飛行高度＞19 812 m，飛行距離＞482.8 km；該導(dǎo)彈由Aerojet Rocketdyne 超燃沖壓發(fā)動機(jī)提供動力，該發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)使用3D 打印技術(shù)制造，如圖11 所示，其零件數(shù)量相比此前乘波者X-51A 飛行器的發(fā)動機(jī)零件減少了95%。通過使用創(chuàng)新的制造技術(shù)和材料，不僅提高了產(chǎn)品性能，還大幅降低了成本和開發(fā)時間［38］。美國雷神科技公司（原UTC 聯(lián)合技術(shù)公司）開發(fā)了一種新的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)燃燒器區(qū)段的冷卻燃料噴射器系統(tǒng)，并通過增材制造技術(shù)進(jìn)行制造；該系統(tǒng)部件內(nèi)部包含了血管工程（vascular engineered structure lattice，VESL）結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)設(shè)置在燃料噴射器系統(tǒng)部件的壁之間，由空隙圍繞，使第二冷卻流體圍繞VESL 結(jié)構(gòu)的節(jié)點(diǎn)和分支通過，如圖12所示［39］。

圖9 Cobra Aero公司增材制造的點(diǎn)陣缸體結(jié)構(gòu)Fig.9 Cobra Aero uses multiphysics simulation to optimize engine

圖10 增材制造鋁合金連接器背殼組件Fig.10 Additive manufacturing aluminum connector backshell assembly

圖11 超燃發(fā)動機(jī)再生冷卻薄壁夾層結(jié)構(gòu)Fig.11 Regenerative cooling thin-walled sandwich structure for supercombustion engines

圖12 VESL結(jié)構(gòu)發(fā)動機(jī)冷卻燃料噴射器結(jié)構(gòu)Fig.12 The structural optimization for the engine cooled fuel injector structure

2.4 支架、隔板等承載結(jié)構(gòu)

在支架等承載結(jié)構(gòu)方面，歐洲宇航局（ESA）聯(lián)合瑞士RUAG公司和美國Altair公司開發(fā)了一套新的支架系統(tǒng)，用于“哨兵-1c”和“哨兵-1d”衛(wèi)星結(jié)構(gòu)中。開發(fā)者使用拓?fù)鋬?yōu)化技術(shù)對支架結(jié)構(gòu)進(jìn)行概念設(shè)計(jì)，然后通過增材制造技術(shù)進(jìn)行生產(chǎn)。與傳統(tǒng)設(shè)計(jì)相比，新型支架結(jié)構(gòu)質(zhì)量減少了40%，通過了航空領(lǐng)域的綜合性能測試［40-41］。空客公司聯(lián)合西班牙先進(jìn)航空航天技術(shù)中心（CATEC）［42］對“織女星”火箭連接支架進(jìn)行了拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)及增材制造，在保證剛度不變的情況下，其質(zhì)量減小了約50%。Hayduke 等［43］將拓?fù)鋬?yōu)化、增材制造與鑄造技術(shù)相結(jié)合，實(shí)現(xiàn)了對某導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)部件的優(yōu)化設(shè)計(jì)及制造。ESA 聯(lián)合弗勞恩霍夫材料與光束技術(shù)研究所（IWS）和空中客車公司（Airbus）開發(fā)了一種混合增材制造技術(shù)，將激光金屬沉積（laser metal deposition，LMD）的高靈活性與低溫加工的精確性相結(jié)合，用于制造大型鈦合金部件，其直徑為1.5 m 的反射鏡支架結(jié)構(gòu)［44］如圖13 所示?？湛凸狙邪l(fā)人員基于生物啟迪實(shí)現(xiàn)了跨尺度仿生點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)：在宏觀尺度上，基于“黏菌自適應(yīng)網(wǎng)絡(luò)”算法實(shí)現(xiàn)了主體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)；在微觀尺度上，該構(gòu)件借鑒了骨骼生長的生物靈感，完成了超過66 000 個網(wǎng)格的排布，實(shí)現(xiàn)了微觀網(wǎng)格稠密度與應(yīng)力分布相匹配。最終，使該跨尺度仿生點(diǎn)陣構(gòu)件較原蜂窩復(fù)合材料隔板結(jié)構(gòu)在相同沖力下（9g的重力加速度）的位移減少了8%（9 mm）［45］。在成形工藝上，該構(gòu)件采用112 個部件組裝而成，相較于原蜂窩復(fù)合材料隔板構(gòu)件減重45%（30 kg），可使空客公司每年節(jié)省465 000 t二氧化碳排放量，并有望將此設(shè)計(jì)批量化應(yīng)用于A320 客機(jī)上［45-48］，設(shè)計(jì)結(jié)果如圖14所示。我國2019年發(fā)射的嫦娥四號中繼衛(wèi)星“鵲橋”上的動量輪支架，采用增材制造技術(shù)加工完成［49-50］，減重50%。Jiang等［51］基于拓?fù)鋬?yōu)化方法對導(dǎo)彈發(fā)動機(jī)支架結(jié)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)，并進(jìn)行了3D 打印及試驗(yàn)驗(yàn)證，如圖15 所示。結(jié)果表明，在保證性能的前提下，結(jié)構(gòu)質(zhì)量減小了11.06%，同時3D打印技術(shù)大大縮短了開發(fā)周期。Li 等［52-53］提出一種基于彈體結(jié)構(gòu)的布置方案和參數(shù)模型，實(shí)現(xiàn)彈體結(jié)構(gòu)快速設(shè)計(jì)、建模和自動調(diào)整的方法，開發(fā)了彈體結(jié)構(gòu)快速設(shè)計(jì)模塊，實(shí)現(xiàn)了彈體結(jié)構(gòu)的快速設(shè)計(jì)、自動調(diào)整，以及質(zhì)量、重心等數(shù)據(jù)的自動計(jì)算和更新。倪維宇等［54］提出阻尼復(fù)合結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)方法［55-58］，對某航天器安裝板阻尼材料分布進(jìn)行了拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)，優(yōu)化后復(fù)合結(jié)構(gòu)的動力學(xué)性能顯著提高。許煥賓等［59］基于“功能優(yōu)先”原則，借助solid Thinking Inspire 軟件，對支架的傳力路徑進(jìn)行優(yōu)化分析，再結(jié)合3D 打印技術(shù)，采用高剛、高強(qiáng)的輕質(zhì)柵格夾層殼結(jié)構(gòu)，通過徑向、軸向、周向的變厚度設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)承載比為4%的輕質(zhì)高強(qiáng)結(jié)構(gòu)。Shi 等［60］基于熱彈性拓?fù)鋬?yōu)化，對某航空支架進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)并增材制造，在滿足設(shè)計(jì)約束條件下，質(zhì)量減小18%。張嘯雨等［61］發(fā)展了基于蒙皮點(diǎn)（moving morphable component，MMC）的拓?fù)鋬?yōu)化方法，完成了面向增材制造的中國空間站某相機(jī)支撐結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)，該結(jié)構(gòu)采用激光選區(qū)熔化成形（selective laser melting，SLM）工藝制造，通過了力學(xué)試驗(yàn)考核，實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)減重50%，其基頻相較原結(jié)構(gòu)提高35%，完成了基于MMC 方法的蒙皮點(diǎn)陣一體化結(jié)構(gòu)在我國載人航天領(lǐng)域的首次型號應(yīng)用與在軌驗(yàn)證，如圖16 所示。該團(tuán)隊(duì)進(jìn)一步將拓?fù)鋬?yōu)化方法與細(xì)觀點(diǎn)陣填充相結(jié)合，完成了中巴地球資源04A 衛(wèi)星、資源03 衛(wèi)星等航天器關(guān)鍵設(shè)備支撐結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)與研制，實(shí)現(xiàn)了在多個型號航天器中的在軌應(yīng)用［62-63］。

圖13 反射鏡支架仿生及增材制造Fig.13 Bionic design and additive manufacturing of reflective mirror supports

圖14 空客公司新型跨尺度仿生點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)機(jī)艙隔板設(shè)計(jì)制造Fig.14 Tbionic design to an airbus 320 partition

圖15 導(dǎo)彈發(fā)動機(jī)支架拓?fù)鋬?yōu)化及3D打印Fig.15 Topology optimization of the missile engine support structure and 3D printing

圖16 航天器支撐結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化及增材制造Fig.16 Topology optimization of spacecraft support structure for additive manufacturing

綜上所述，學(xué)者們通過對結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化和仿生設(shè)計(jì)等基礎(chǔ)理論的研究，探索面向高速飛行器的結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，并將其與增材制造相結(jié)合，為高速飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)制造一體化提供了新思路和新方法。通過上述分析，將近年來結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法及增材制造在飛行器領(lǐng)域的應(yīng)用成果進(jìn)行了整理歸納，具體內(nèi)容見表1。

表1 結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法及增材制造在飛行器領(lǐng)域的應(yīng)用Tab.1 The application of structural optimization methods and additive manufacturing on high-speed aircraft structures

3 結(jié)束語

結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化和仿生設(shè)計(jì)作為結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)手段，在飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)應(yīng)用中已經(jīng)展現(xiàn)出巨大能力與潛力，不但為飛行器結(jié)構(gòu)研制提供了有效設(shè)計(jì)工具，更重要的是帶來設(shè)計(jì)理念的變革。將其與增材制造技術(shù)相結(jié)合，充分發(fā)揮增材制造的空間制造優(yōu)點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)制造一體化，使得超輕質(zhì)高性能全新結(jié)構(gòu)特征，如復(fù)雜拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)、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。但是飛行器結(jié)構(gòu)所面臨的極端載荷環(huán)境和制造工藝的特殊性，對設(shè)計(jì)提出了更高要求。要真正實(shí)現(xiàn)大規(guī)模產(chǎn)業(yè)化應(yīng)用，還有很長的路要走。

1） 目前，在飛行器結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)應(yīng)用中，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，需進(jìn)一步研究動載荷下的結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化技術(shù)，對于舵翼面等薄壁結(jié)構(gòu)需要考慮顫振特性的結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化技術(shù)，提高飛行器結(jié)構(gòu)的顫振性能，改善飛行器結(jié)構(gòu)的氣動彈性性能。

2） 增材制造極大地拓展了復(fù)雜結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)制造空間。然而，增材制造并非真正的“自由”制造，仍存在特定的制造約束。因此，后續(xù)應(yīng)將增材制造約束添加進(jìn)拓?fù)鋬?yōu)化和仿生設(shè)計(jì)模型中，形成考慮增材制造可制造性的飛行器結(jié)構(gòu)構(gòu)型設(shè)計(jì)方法，發(fā)展材料-結(jié)構(gòu)-功能-制造一體化設(shè)計(jì)技術(shù)。

3） 增材制造由于其特殊成形方式，尤其是金屬增材制造，涉及物理、化學(xué)、力學(xué)和材料冶金等多學(xué)科，選用不同工藝參數(shù)會產(chǎn)生不同的結(jié)構(gòu)內(nèi)部缺陷以及微結(jié)構(gòu)組織形式。目前，對內(nèi)部組織形成規(guī)律和內(nèi)部缺陷形成機(jī)理、零件內(nèi)應(yīng)力演化規(guī)律，以及變形開裂行為等關(guān)鍵基礎(chǔ)問題，仍缺乏系統(tǒng)的認(rèn)識和研究，難以準(zhǔn)確評估材料與結(jié)構(gòu)的疲勞力學(xué)行為。因此，亟需建立增材制造結(jié)構(gòu)件形性評估方法和質(zhì)量控制標(biāo)準(zhǔn)，研究增材制造材料與結(jié)構(gòu)的疲勞力學(xué)行為，建立疲勞設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，探索考慮結(jié)構(gòu)抗疲勞性能的拓?fù)鋬?yōu)化方法。

4） 目前，研究大部分集中于運(yùn)載火箭、飛機(jī)、無人機(jī)等傳統(tǒng)的航空航天飛行器，而導(dǎo)彈等高超聲速飛行器在臨近空間/大氣層內(nèi)長時間（以超過5 馬赫的速度）持續(xù)飛行，因工作環(huán)境極其惡劣，尤其在彈身/機(jī)身外形局部的氣動駐點(diǎn)、激波附著點(diǎn)，以及采用吸氣式動力形勢的發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道、燃燒室等部位，熱環(huán)境較為嚴(yán)酷，對零組件材料的耐高溫性能、結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能等要求較高，同時對零組件空間外形、自身質(zhì)量等也有著苛刻要求。因此，在相關(guān)設(shè)計(jì)理論和方法上，更需要開展深入的研究。

5） 先進(jìn)飛行器向著多功能、高機(jī)動、高可靠等方向發(fā)展，因此具有自診斷、自修復(fù)、自適應(yīng)功能的智能化飛行器結(jié)構(gòu)技術(shù)備受重視。加快現(xiàn)有智能材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)制造技術(shù)在飛行器設(shè)計(jì)、制造階段的應(yīng)用，推動智能材料結(jié)構(gòu)與傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)、復(fù)合材料、增材制造等技術(shù)的結(jié)合與創(chuàng)新，推進(jìn)智能材料及其結(jié)構(gòu)在飛行器領(lǐng)域的工程化，實(shí)現(xiàn)飛行器的減重提效、降低維護(hù)成本、提高安全性等是今后的研究重點(diǎn)。