張永杰，吳瑩瑩，趙書旺，司江濤，袁昌盛

1. 西北工業(yè)大學 航空學院，西安 710072 2. 航空工業(yè)第一飛機設計研究院，西安 710089 3. 上海飛機設計研究院，上海 201210

作為歐洲潔凈天空計劃[1](Clear Sky, CS)和美國環(huán)境友好計劃(Environmentally Responsible Aviation, ERA)[2-8]共同推崇的下一代最具競爭力和市場潛力的大型民用飛機，翼身融合布局(繼承了飛翼布局的眾多優(yōu)點[9-13])以其大升阻比、小阻力、低噪聲、輕量化結構等優(yōu)勢受到人們越來越多的關注[14-24]。與傳統(tǒng)圓形截面機身相比，翼身融合民機非圓截面機身結構在承受客艙增壓載荷時，將引起很高的彎曲應力，而不是傳統(tǒng)圓形截面機身產(chǎn)生的表面膜應力[25-27], 如圖1[26]所示，機翼彎矩和機身彎矩又加劇了這種彎曲應力狀態(tài)，最終導致此類非圓截面機身結構存在嚴重的承載效率低、穩(wěn)定性差等設計難題。為此，美、歐等航空強國陸續(xù)提出了圓柱組合式多艙室機身[28]、雙蒙皮多艙室機身[29-30]、帶加強支撐的盒式機身[31]、基于PRSEUS結構的盒式中央機體等[32-38]翼身融合機身結構設計方案，如圖2[26]所示，前三類機身結構設計思想均期望將非圓截面機身的不利承載形式轉換成傳統(tǒng)圓形截面機身的有利承載形式，但都存在結構超重和承載效率低等潛在風險，尚需開展進一步深入研究和試驗測試；第四類基于PRSEUS的盒式中央機體結構由于充分利用了復合材料一體化縫合技術的抗拉伸/壓縮、多路徑止損/止裂、剛度和穩(wěn)定性裕度大、承載效率高等優(yōu)勢[39-41]，使其成為最具發(fā)展?jié)摿涂蓪崿F(xiàn)性的翼身融合機身結構設計方案，NASA和波音公司已對此開展了深入細致的研究工作[42-48]，部分成果已完成部段級試驗測試[49-52]。

本文通過回顧翼身融合民機非圓截面機身結構設計發(fā)展歷程，從機身結構、關鍵部件結構、整機優(yōu)化設計等方面詳細闡述了翼身融合民機結構設計的研究進展與發(fā)展現(xiàn)狀，總結和展望了下一代民機機身結構設計的關鍵技術，對中國未來民機結構設計具有參考價值。

圖1 非圓受壓飛行器結構面臨的挑戰(zhàn)[26]Fig.1 Challenges for non-cylindrical pressurized-vehicle structural design [26]

圖2 翼身融合飛機機身結構發(fā)展[26]Fig.2 Fuselage development of HWB aircraft[26]

1 翼身融合布局民機機身結構發(fā)展歷程

翼身融合民機的概念設計[53]起源于1998年，由美國NASA首先提出，給出了800座翼身融合民機的可行性設計方案。與亞聲速常規(guī)布局民機相比，由于采用了先進復合材料結構和新型推進器，使得翼身融合布局民機具有升阻比高、油耗率低等顯著優(yōu)勢[54-56]；但是非圓截面增壓機身和緊急疏散問題卻成為困擾其設計的兩大難題；其中，非圓截面增壓機身結構的承載劣勢尤為明顯。而由于受到氣動外形和客艙利用率等方面的要求，翼身融合民機非圓截面機身多被設計成多艙室結構[57-58]。除了基本的強度設計指標外，這種多艙室機身結構更注重剛度和穩(wěn)定性方面的設計要求，尤其是大跨度無支撐壁板結構的受壓失穩(wěn)問題。為了解決這一難題，研究人員[59-61]最初的思路是期望將這種非圓截面機身盡可能地轉換成傳統(tǒng)的圓形截面機身，通過膜應力平衡內(nèi)部增壓載荷，而彎矩和壓縮載荷是由帶有外部加強肋的殼結構承受；于是圓柱組合式多艙室機身、雙蒙皮多艙室機身、帶加強支撐的盒式機身等非圓截面增壓機身設計方案應運而生，但是由于存在結構超重和承載效率低等潛在風險，使得上述方案的可行性和可實現(xiàn)性有待進一步證實。直到美國波音公司的Yovanof等[62]在NASA蘭利研究中心的協(xié)助下將集成化設計思想引入到翼身融合多艙室機身結構設計中，提出了基于PRSEUS技術的一體化復合材料縫合壁板結構設計方案，并將其應用于多艙室大跨度機身結構的上蒙皮設計，通過非線性屈曲分析和小尺寸驗證試驗[63]，證實了PRSEUS結構具有優(yōu)良的屈曲承載能力和極大的結構穩(wěn)定裕度，為翼身融合非圓截面多艙室機身的工程化設計提供了重要技術途徑。

1.1 圓柱組合式多艙室機身結構

依據(jù)翼身融合布局民機結構設計要求，Mukhopadhyay[31]提出了圓柱組合式多艙室式機身概念，如圖3所示。由于借鑒了傳統(tǒng)圓柱機身的設計思路，該機身被設計為雙圓柱組合而成的雙艙室式和三圓柱組合而成的三艙室式機身結構。在理想狀態(tài)下，客艙增壓載荷能夠通過圓形截面機身表面膜應力平衡，圓柱融合部分的膜應力被艙內(nèi)垂直壁板的張力平衡[31]。該多艙室式機身結構不僅繼承了傳統(tǒng)圓柱機身的承載優(yōu)點，最大程度地降低了客艙增壓載荷帶來的機身氣動外形影響；而且提高了翼身融合布局客艙空間利用率，使主機身左艙室和右艙室相交的上下空間變大，便于安裝通風設備等，也可作為機身防撞的緩沖空間。然而，該多艙室式機身結構的缺點也十分明顯，多圓柱融合的結構型式給機身傳力路徑的連續(xù)性、復雜曲面連接特性、客艙密封性以及加工制造可行性等都帶來了巨大挑戰(zhàn)。

2016年，借鑒D8飛機結構設計思路，Mukhopadhyay等[29]提出了3種改進的雙艙室機體結構設計方案，如圖4所示。在圖4(a)方案中，機身的左艙室和右艙室以120°角度和內(nèi)艙壁相交，機身膜應力由內(nèi)艙壁板來平衡。采用了減重化設計的內(nèi)艙壁板，也為左右艙室之間提供了通道。此外，左、右艙室相交部位的上下端各布置一個整流板，兼顧承載和密封的作用。而為了減重去除上下整流板的圖4(b)方案，存在承載和法向變形過大等問題。相較之下，圖4(c)方案則兼顧了承載和減重的雙重要求，去除了左右艙室連接的弧型結構和貨艙地板，使上下部整流板直接與內(nèi)艙壁板連接，既簡化了復雜曲面連接結構，又減輕了結構重量，增加了客貨艙空間。這種改進方式的優(yōu)勢在盒式機身結構設計中得到了極大體現(xiàn)。

圖3 雙艙室和三艙室機身結構[31]Fig.3 Two-bubble and three-bubble fuselage structures[31]

圖4 3種雙艙室機身截面結構[29]Fig.4 Three double-bubble fuselage cross-section architectures[29]

1.2 雙蒙皮多艙室機身結構

為了提高多艙室機身結構的氣動維形能力和承載效率，NASA蘭利研究中心研究人員[28]提出了基于雙層蒙皮的三層四艙室和五艙室機身結構方案，如圖5所示，在多艙室機身上下表面布置雙層加強蒙皮，利用內(nèi)層蒙皮和客艙結構承受增壓載荷，利用外層蒙皮和兩層加筋支撐結構承受機翼/機身傳遞來的雙向彎曲載荷；期望通過簡化載荷路徑的方式，提高多艙室機身結構的承載效率。為了將內(nèi)部增壓和外部彎矩載荷解耦，此方案中的外蒙皮雖然由內(nèi)部圓柱機身提供支撐，但是并不與艙內(nèi)垂直壁板相互連接[28]。此外，雙蒙皮的設計也提高了客艙結構的穩(wěn)定性和密封性。然而，這種安全性較高的雙蒙皮多艙室機身結構在重量和承載效率方面表現(xiàn)不佳。通過與傳統(tǒng)圓形截面機身、圓柱組合式多艙室機身的單位地板面積重量比較[26]，如圖6所示，可以看出雙蒙皮多艙室機身結構增重明顯，而且隨著艙室的增多而增加；盡管可以采用復合材料、泡沫夾心及其他輕質材料結構來緩解增重的壓力，但是如何跳出依靠傳統(tǒng)圓形截面膜應力平衡增壓載荷的設計思想，提出新的更高承載效率的機身構型，將是此后幾年研究人員更加關注的熱點和難點。

2018年，基于圓柱組合式和雙蒙皮多艙室式機身設計概念， Bishara等[30]提出了6種多艙室式機身結構方案，如圖7所示，總結歸納為：圖7(a) 不帶加強筋的多艙室機身結構；圖7(b)帶外部蒙皮的多艙室機身結構；圖7(c)帶加強筋連接內(nèi)外蒙皮的多艙室機身結構；圖7(d)帶中央立柱的多艙室機身結構；圖7(e)帶地板連接中央支柱和外蒙皮的多艙室機身結構；圖7(f)帶加強梁內(nèi)蒙皮的多艙室機身結構。雖然采用了雙蒙皮、加強筋、加強梁等多種方式對多圓柱組合式機身結構進行了加強，但是此類多艙室結構的承載效率、增重、空間利用率及其可實現(xiàn)性等問題并未得到徹底解決。

圖5 雙蒙皮多艙室機身結構[28]Fig.5 Double skin multi-bubble fuselage structures[28]

圖6 不同機身結構每單位面積結構重量對比[26]Fig.6 Comparison of weight per unit surface area for different cabin structures[26]

圖7 多艙室機身結構[30]Fig.7 Multi-bubble fuselage structures[30]

1.3 帶加強支撐的盒式機身結構

對于NASA所提出的內(nèi)部增壓載荷和外部彎矩載荷分別由內(nèi)部圓柱組合殼結構和外部蒙皮結構承擔的多艙室機身設計方案，波音公司研究人員提出了質疑和解決方向。從安全性角度考慮，若機身內(nèi)部左右艙室結構出現(xiàn)壓力泄漏問題，則外部蒙皮結構不得不設計承受客艙增壓載荷。因此，最好的解決策略是設計一層牢固可靠的殼結構，既可承受內(nèi)部增壓載荷，又可承受外部彎矩載荷；于是盒式機身結構設計方案應運而生[31]，如圖8所示。盒式機身結構不僅降低了結構重量，而且適于現(xiàn)有加工制造體系，提高了工程應用可行性。為了解決盒式機身結構在上下壁板和客艙內(nèi)墻壁板連接區(qū)域產(chǎn)生的應力集中問題，研究者們提出帶Y型和弧形支撐構件的盒式機身結構。雖然這種盒式構型并未開展驗證試驗測試，但是其設計思想為后續(xù)提出的基于PRSEUS中央機體結構方案奠定了技術基礎。

圖8 Y型支撐盒式機身結構[31]Fig.8 Y-braced box fuselage structure[31]

1.4 基于PRSEUS的中央機體結構

為了充分挖掘盒式多艙室機身結構的承載潛力，波音公司和NASA蘭利研究中心通力協(xié)作，將基于集成化設計思想的PRSEUS技術引入到翼身融合多艙室機身結構設計中，不僅充分利用了PRSEUS結構(見圖9)一體化縫合、整體共固化、低成本等制造優(yōu)勢[64]，而且充分發(fā)揮了PRSEUS結構抗拉伸/壓縮、多路徑止損/止裂、剛度和穩(wěn)定性裕度大、承載效率高、易金屬修補等優(yōu)異的力學特性[65-66]，極大提高了盒式機身結構的承載效率，也使基于PRSEUS的盒式中央機體結構[67-68](見圖10)成為目前最具可行性和工程可實現(xiàn)性的翼身融合非圓截面機身結構。

如圖9所示，PRSEUS結構[65-68]是通過三維編織縫合技術自外而內(nèi)將蒙皮、隔框方向止裂帶、長桁方向止裂帶、長桁翻邊、隔框翻邊等元件一體化縫合連接而成，為了提高長桁方向和框方向的承載能力，采用了碳纖維包裹高強度拉擠桿和泡沫夾心的加工方式，不僅滿足了機翼/機身雙向彎矩的承載要求，而且通過一體化縫合技術極大地提高了各元件的支撐強度和剛度，同時也達到了防止裂紋和控制損傷傳播的目的，使PRSEUS結構滿足了傳力、止裂和穩(wěn)定性的多重設計要求。為了驗證其優(yōu)良的承載效率，研究人員將PRSEUS結構與傳統(tǒng)的帽型、J型、夾心結構進行了重量對比[69]，如圖11所示，同時對比估算了采用不同元件型式的盒式多艙室、多圓柱組合式多艙室、雙蒙皮多艙室、傳統(tǒng)圓形截面機身等8種機身結構質量與地板面積比值[29]，如圖12所示，結果表明PRSEUS結構的減重優(yōu)勢明顯，而且基于PRSEUS的盒式多艙室機身結構具有最佳的承載效率。

圖9 PRSEUS結構示意圖[66]Fig.9 Exploded view of a PRSEUS concept[66]

圖10 基于PRSEUS的中央結構[68]Fig.10 Central structure based on PRSEUS concept[68]

近年來，以NASA和波音公司為首的研究團隊針對基于PRSEUS的盒式中央機體結構開展了一系列深入的研究工作，并進行了部段級中央機身結構增壓試驗[67-68]，如圖13所示，試驗所用的中央機體測試件，寬約30 ft，高14 ft，長7 ft(1 ft=304.8 mm)，所有的復合材料壁板都通過金屬夾具和緊固件與邊緣邊界進行機械連接。依據(jù)安全性設計要求，對該中央機體測試件依次施加了5種工況載荷，分別為：2.5g機翼上彎機動載荷、-1g機翼下彎機動載荷、2.5g機翼上彎機動載荷和1P增壓載荷、-1g機翼下彎機動載荷和1P增壓載荷、1.33P增壓載荷，其中，1P代表9.2 psi(1 psi=6 894.76 Pa)；上述載荷為設計限制載荷，乘以安全系數(shù)1.5，對應于設計極限載荷。試驗過程中，先施加設計限制載荷再施加設計極限載荷。對于機翼上彎機動載荷、機翼上彎機動載荷和增壓載荷組合加載的兩種重要工況，機翼上彎載荷達到了165%設計限制載荷[67]。

圖11 結構重量對比[69]Fig.11 Comparison of structural weights[69]

圖12 8種機身有限元結構的單位地板面積重量對比[29]Fig.12 Comparison of eight fuselage section FEM structural weight/passenger floor area ratios[29]

值得一提的是，在進行上述中央機體試驗測試之前，研究人員利用有限元分析方法[44,54,66-67]，對試驗件、加載系統(tǒng)、加載方式和順序等進行了細致深入的仿真模擬，為試驗成功奠定了理論和技術基礎。利用試驗驗證后的有限元模型，NASA的研究人員[67]進一步考察了離散源損傷測試件的失效破壞模式，如圖14所示，并預測了測試件的破壞載荷高達152.1%設計限制載荷；為基于PRSEUS的中央機體結構的高效承載能力提供了有力證明。

圖13 基于PRSEUS的中央結構測試件[67]Fig.13 Central structure test article based on PRSEVS concept[67]

圖14 離散源損傷測試件有限元模型及失效破壞模式[67]Fig.14 Finite element model for test article with crown panel saw-cut and COLTS test fixture (insets not to scale) and failure mode[67]

隨著研究工作不斷深入，基于PRSEUS的翼身融合布局民機非圓截面機身結構設計、制造技術不斷完善和成熟，從小尺寸到大尺寸[63]、從元件級到部件級再到部段級的測試試驗也相繼完成[49-52]，如圖15[28]所示，標志著以NASA和波音公司為首的研究團隊已經(jīng)掌握了PRSEUS結構的生產(chǎn)制造工藝和基于PRSEUS的翼身融合布局民機非圓截面機身結構設計關鍵技術，為美國發(fā)展下一代大型民用飛機奠定了堅實的技術基礎。

圖15 基于PRSEUS的盒式中央機體結構分析、設計及測試發(fā)展過程[28]Fig.15 PRSEUS concept development cycle for analysis, design， and testing[28]

2 翼身融合布局民機機身關鍵部件設計

翼身融合布局民機機身結構的承載能力很大程度上取決于關鍵部件結構設計，鑒于翼身融合布局民機機身結構發(fā)展歷程中所涉及的主要兩類機身構型，此處按照多艙室和盒式機身結構分別綜述其關鍵部件設計研究進展，其中多艙室機身以雙蒙皮構型方案為主進行闡述，盒式機身以基于PRSEUS的構型方案為主進行闡述。需要特別指出的是，由于雙蒙皮構型方案關鍵部件和基于PRSEUS的構型方案關鍵部件分別來源于多艙室和盒式機身結構，所以其設計思想也不盡相同。雙蒙皮構型方案關鍵部件設計期望在借鑒傳統(tǒng)圓形截面機身部件結構型式的基礎上，充分利用復合材料、輕質合金材料的重量和構型優(yōu)勢，使內(nèi)部增壓載荷和外部機翼/機身雙向彎矩載荷分別由不同的部件承受和傳遞，以達到提高承載效率的目的。而基于PRSEUS的構型方案關鍵部件設計則更加注重翼身融合布局特征，從空間利用率、復合材料可設計性和止損/裂方式、工藝制造低成本和成熟度等多角度出發(fā)，以一體化縫合PRSEUS結構為核心，提出了更具工程應用價值的設計方案。

2.1 多艙室式機身結構關鍵部件設計

基于對翼身融合布局雙層多艙室機身和機翼結構的非線性有限元分析，文獻[26]提出了針對翼身融合關鍵區(qū)域的雙層蒙皮殼結構，如圖16所示。

圖16 翼身融合飛機機身機翼連接關鍵區(qū)域[26]Fig.16 Critical location where fuselage blends into wing of blended-wing-body aircraft[26]

圖17 4種雙蒙皮殼結構構型設計[26]Fig.17 Four kinds of double-skin structural configuration designs[26]

考慮到翼身融合區(qū)域的復雜幾何外形和承載特點，研究人員[26,70]提出了4種不同材質和構型的雙蒙皮殼結構(如圖17所示)，期望通過輕質合金、蜂窩夾心、復合材料層板等組合優(yōu)選方式，滿足翼身融合多艙室機身結構在客艙增壓和機翼/機身雙向彎矩等載荷下的強度、剛度和穩(wěn)定性等設計要求。4種殼結構分別為：

1) 帶高密度蜂窩的拱形夾心結構(Vaulted Sandwich with Heavy Honeycomb Core, VHHC)，該結構機身內(nèi)側為拱形殼，外側為平面殼，雙蒙皮之間為高密度蜂窩結構。

2) 帶高密度蜂窩的平面夾心結構(Flat Sandwich with Heavy Honeycomb Core, FHHC)，該結構機身內(nèi)外側均為平面殼，其中蒙皮為厚度0.125英寸的復合材料，加強筋為鋁制的高密度蜂窩結構。

3) 帶雙蒙皮和高密度蜂窩夾心的拱形肋殼結構(Vaulted Ribbed Shell with Double Skin and Heavy Honeycomb Sandwich Spar/Bulkhead, VRBS)，該結構機身內(nèi)側為拱形殼，外側為平面殼，雙蒙皮之間為高密度蜂窩結構。

4) 帶高密度蜂窩夾心梁的平面肋殼結構(Flat Ribbed Shell with Heavy Honeycomb Sandwich Spar, FRBS)，該結構機身內(nèi)外側均為平面殼，蒙皮之間為高密度蜂窩夾心梁結構。

為了進一步考察這4種殼結構的承載效率，針對800座級翼身融合民機三艙室機身結構，采用了4種殼結構開展了單位地板面積的結構重量對比分析[26]，如圖18所示。結果表明，雙層蒙皮結構的承載效率較低，而且加工難度更大的曲面殼結構并未帶來減重方面的收益；這從一個側面也印證了平面殼結構有利于簡化結構承載方式、提高承載效率；也為平面殼結構在盒式機身中的應用提供了依據(jù)。

圖18 4種不同殼結構的單位地板面積重量[26]Fig.18 Weigh/passenger floor area ratios of four different shell structures[26]

2.2 基于PRSEUS的中央機體結構關鍵部件設計

在開展基于PRSEUS的中央機體結構設計之前，以NASA蘭利研究中心和波音公司為首的研發(fā)團隊針對中小尺寸典型PRSEUS結構開展了一系列深入細致的研究工作，可歸納為：基本設計特征分析、縫合特性設計與分析、受拉止裂特性設計與分析、受壓屈曲特性設計與分析、損傷修補特性設計與分析、連接特性設計與分析等6個方面，簡述如下。

1) 基本設計特征分析

如圖9和圖19所示，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心材料，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。下面將長桁和隔框的基本設計特征分析總結如下[63]。

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，使其免受沖擊損傷。

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 通過共固化一體成型，達到與長桁無縫連接的目的，確保了結構傳力路徑連續(xù)性。

圖19 長桁(左)和隔框(右)結構[63]Fig.19 Stringer (left) and frame (right) structures[63]

2) 縫合特性設計與分析

在PRSEUS結構中，長桁下端與蒙皮相結合部位在固化過程中所形成T型區(qū)域是最薄弱的縫合環(huán)節(jié)；為了研究縫合方式和縫線位置等對該T型區(qū)域力學性能影響，Lovejoy和Leone[71]針對一系列有無穿透包裹層縫線的T型測試件開展了拉彎試驗，如圖20所示。試驗結果表明，縫線能夠有效抑制復合材料初始分層發(fā)生，從而增強了縫合結構的止損和承載能力，沿厚度方向的縫線對結構性能影響最大，設計合理的縫合方式和縫線位置，能夠有效提升PRSEUS結構的抗拉伸/壓縮、止損/止裂、剛度、穩(wěn)定性等承載能力。

3) 受拉止裂特性設計與分析

在PRSEUS結構中，通過設置合理的縫合方式，能夠確保失效模式由纖維主導，而非樹脂基體所主導，不僅提高了載向使用強度，而且增強了厚度方向的界面強度；其宏觀表征為PRSEUS結構優(yōu)良的止裂和改變裂紋擴展方向的能力。如圖21所示，為了證實PRSEUS結構的受拉止裂特性，研究人員[72]對典型的2隔框3長桁PRSEUS壁板進行了拉伸試驗，測得其破壞載荷超過設計限制載荷30%，止損和止裂能力優(yōu)異。其止裂原理如圖22所示[65,72]，當拉伸載荷沿著長桁方向作用時，隨著載荷不斷增加，裂紋由A點擴展至B點，由于一體化縫合的作用，B點裂紋被抑制，而后沿著載荷施加方向傳播，由B點擴展至C點，而C點的損傷再次被隔框抑制，最終損傷擴展至D點發(fā)生破壞。由此可見，PRSEUS結構的強度裕度很大程度上取決于一體化縫合技術。

圖20 在拉伸和彎曲載荷下的T型測試件[71]Fig.20 T cap test article under tension and bending load[71]

圖21 拉伸試件的損傷擴展試驗[72]Fig.21 Experiment of tension coupon damage progression[72]

圖22 止裂原理說明[65,72]Fig.22 Damage arresting explanation[65, 72]

4) 受壓屈曲特性設計與分析

PRSEUS結構受壓屈曲特性研究是從單隔框/單長桁小尺寸典型加筋板結構開始的， Yovanof等[62]首先通過非線性有限元分析和小尺寸試驗相結合的方式驗證了單隔框PRSEUS受壓壁板的承載能力，如圖23所示，非線性分析與試驗結果一致表明單隔框PRSEUS受壓壁板具有很強的止裂/止損能力，一體化縫合技術能夠很好地保持結構完整性，使翻邊保持緊貼蒙皮的狀態(tài)，有效阻止了分層損傷的擴展和貫穿性裂紋的傳播。

在此基礎上，針對雙隔框和三隔框典型PRSEUS受壓壁板的非線性屈曲分析[45,50]與驗證測試工作[66]陸續(xù)展開了，NASA研究人員[66,73]針對雙隔框典型PRSEUS受壓壁板進行了高保真建模分析、線性和非線性屈曲分析以及破壞載荷預測，其中線性分析主要用于預測蒙皮局部屈曲載荷及其相關模態(tài)，非線性分析主要用于預測整體屈曲模式、屈曲載荷和破壞載荷，如圖24～圖26所示。Sanz-Douglass和 Venkataraman[45]對雙隔框PRSEUS受壓壁板開展了非線性屈曲網(wǎng)格收斂性分析方法研究，結合雙隔框PRSEUS受壓壁板的測試試驗，驗證了其非線性屈曲分析的準確性。2013年，在單隔框和雙隔框PRSEUS受壓壁板研究的基礎上，Jegley[73]將非線性分析方法推廣到三隔框PRSEUS受壓壁板上，分別完成了無缺陷和帶缺陷三隔框PRSEUS受壓壁板的非線性屈曲分析，獲得了較為理想的預測分析結果。

圖23 單隔框PRSEUS結構承壓試驗[62]Fig.23 Single frame specimen compression test of PRSEUS structure[62]

圖24 典型雙隔框和三隔框屈曲圖[73]Fig.24 Two-frame and three-frame panel eigenvector [73]

圖25 典型雙隔框試件壓縮試驗[66]Fig.25 Two-frame specimen compression test[66]

圖26 典型雙隔框屈曲試驗載荷-位移圖[66]Fig.26 Variation of displacement with load for representative two-frame compressed test[66]

為了進一步證實PRSEUS結構的屈曲承載效率，文獻[63]對比分析了不同截面軸向元件等效抗拉壓和抗彎剛度的重量，結果表明PRSEUS結構的長桁拉擠桿構型具有傳統(tǒng)工字梁的承載能力，而其結構更輕，如圖27所示。

5) 損傷修補特性設計與分析

考慮到維修后的結構應滿足原結構的傳力方式、損傷容限以及增重等設計要求，波音公司[74]提出了基于Mohawk維修原理的PRSEUS結構修補方案。如圖28所示，將兩片鋁合金補片的底部翻邊與蒙皮、受損長桁翻邊螺接，將補片頂部翻邊螺接，其構型依據(jù)受損長桁截面形狀設計加工，確保能夠與受損長桁緊靠貼合，使原有長桁的軸向載荷和彎矩載荷得以原路徑傳遞。為了使螺栓受載均勻，按照載荷大小設計了不同直徑的鈦合金螺栓。通過對修補后的典型PRSEUS壁板結構進行有限元分析，可以看出：在受拉限制載荷下，修補件只有小部分維修區(qū)域超過了屈服應力，以面內(nèi)變形為主，并未出現(xiàn)明顯的非線性行為。在受增壓載荷時，修補件產(chǎn)生了較大的法向位移，但并未達到屈曲應力。因此，采用Mohawk維修原理的PRSEUS維修方案是基本可行的，但仍需對不同損傷類型和承載形式下的修補方案進行深入分析與試驗驗證。

圖27 不同截面性能平板的比較[63]Fig.27 Normalized comparison of panel section properties [63]

6) 連接特性設計與分析

由于翼身融合特殊布局和一體化縫合結構的設計要求，針對PRSEUS結構的連接方式和連接部件均有別于傳統(tǒng)結構連接模式，如圖29所示，通過設計特殊的整體帽型連接件、長桁-隔框共固化連接結構、三向角片結構、艙內(nèi)隔板支撐結構、翼身融合過渡區(qū)結構等[63-64]，不僅減少了金屬連接件和緊固件的數(shù)量，而且降低了由于打孔帶來的應力集中和加工制造等問題。

圖28 Mohawk維修方法[74]Fig.28 General Mohawk repair concept[74]

圖29 機身上的連接件[63-64]Fig.29 Joints in fuselage[63-64]

3 翼身融合布局民機全機結構設計與優(yōu)化

重量是衡量結構性能最基本的標準，雖然非圓截面機身結構是翼身融合布局民機結構設計的關鍵，但是無論多艙室還是盒式機身結構方案，都是為了降低全機結構重量目的而設計的；考慮到全機結構將涉及機翼、機身、尾翼、起落架、發(fā)動機支架等眾多部件，所以此處對翼身融合布局民機全機結構設計與優(yōu)化方面的研究進展僅進行簡單介紹，期望能夠為此類民機機身結構設計提供有益參考。

在針對翼身融合機身及其關鍵部件結構進行大量設計與分析的基礎上，美、歐等國研究人員搭建起了由Abaqus、NASTRAN、HyperSizer、HCD-struct、STAGS等大型商用軟件組成的翼身融合民機結構分析與優(yōu)化軟件平臺[44-45,50,66,75-81]，開展了卓有成效的研究工作。其中，Sanz-Douglass 和Venkataraman[45]對PRSEUS承壓壁板結構蒙皮厚度、長桁腹板高度、長桁間距等設計變量進行了優(yōu)化，提高了PRSEUS承壓壁板結構的后屈曲承載能力。文獻[82]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，并開展了試驗驗證。為了評估全機結構重量，Li和Velicki[83]構建了基于PRSEUS結構的翼身融合全機有限元模型，如圖30所示，其中機身蒙皮、隔框、桁梁、地板、機翼蒙皮、翼梁、翼肋、垂直安定面、可動控制面板、增升裝置等部件均采用了PRSEUS結構，該模型中還開發(fā)了專門針對PRSEUS結構的損傷止裂分析模塊，如圖31所示[66]；在進行翼身融合全機結構強度、剛度和穩(wěn)定性等基本性能分析的基礎上，利用上述優(yōu)化軟件平臺，采用全局-局部優(yōu)化方法，開展了基于PRSEUS的翼身融合全機結構優(yōu)化分析，如圖32所示[69]，不僅為多種翼身融合民機總體方案設計提供了重量評估依據(jù)[61]，如圖33所示[84]，而且為全機及其關鍵部件設計提供了研究方向。

圖30 翼身融合全機有限元模型[83]Fig.30 Blended-wing-body finite element model features[83]

圖31 PRSEUS結構損傷控制模式設置[66]Fig.31 Damage control setting of PRSEUS structure[66]

4 總結與展望

本文回顧了翼身融合民機非圓截面機身結構的發(fā)展歷程，對翼身融合布局機身結構、關鍵部件結構和整機優(yōu)化設計等方面的研究進展進行了綜述分析，總結如下：

1) 翼身融合布局民機機身結構從最初的圓柱組合式到雙蒙皮多艙室，由帶加強支撐的盒式機身過渡，最后收斂到基于PRSEUS的盒式中央機體結構；其設計思想由借鑒傳統(tǒng)圓形截面機身方案逐漸轉變?yōu)槊嫦蛞砩砣诤咸厥獠季值膭?chuàng)新性設計方案，設計約束也從最初只考慮增壓載荷、強度/剛度要求擴展到了綜合考察機身/機翼雙重載荷、抗拉伸/壓縮、止損/止裂、穩(wěn)定裕度、承載效率、維修性、空間利用率、制造可行性等多種因素，使得所提出的PRSEUS中央機體結構設計方案更加合理和更具可實現(xiàn)性。

2) 翼身融合布局民機機身關鍵部件結構設計也隨著機身結構方案的演化，經(jīng)歷了從多艙室到盒式機身的轉變，承載效率、制造可行性、維修性等是促使其發(fā)展的驅動力，而應運而生的PRSEUS結構則是面向工程應用的最佳體現(xiàn)。

圖32 PRSEUS結構全局優(yōu)化分析流程[69]Fig.32 Analytical process of global optimization for PRSEUS structure[69]

圖33 多種翼身融合布局民機結構優(yōu)化重量對比[84]Fig.33 Comparisons of the optimized structural weights for different blended-wing-body structures[84]

3) 雖然非圓截面機身是翼身融合布局民機結構設計的關鍵，然而更具參考價值的全機結構重量指標則需要依靠大型結構分析與優(yōu)化工具進行全局考量和綜合權衡，提出最佳設計取向，為下一代民機研發(fā)提供有力技術支撐。

鑒于國內(nèi)外翼身融合布局民機機身結構設計研究的發(fā)展現(xiàn)狀和趨勢，本文展望如下：

1) 盡管翼身融合民機機身已發(fā)展到相對成熟的PRSEUS中央機體結構，然而面對翼身融合特殊布局的保型要求和復雜的載荷任務工況，仍需要從材料、構型、設計思想等方面尋求創(chuàng)新性突破，深入挖掘非圓截面機身結構的承載潛能，通過進一步的理論探索和先進設計方法研究，掌握其設計規(guī)律。

2) 作為現(xiàn)階段承載效率最高的翼身融合民機機身關鍵結構，PRSEUS是在NASA和波音公司為主導的材料研發(fā)與制造體系下完成的；而基于中國復合材料的發(fā)展現(xiàn)狀，提出高效的復合材料一體化縫合結構，仍需要從材料基本性能、工藝穩(wěn)定性、制造體系完備性等方面著手，開展大量基礎性研發(fā)工作，掌握該關鍵結構的設計制造技術。

3) 在以降低重量、提高承載效率為目標的全機結構優(yōu)化設計基礎上，將設計約束由機體結構強度/剛度/穩(wěn)定性等安全性指標拓展到兼顧飛-發(fā)一體的氣動/噪聲/振動等多學科領域以及維修性、可靠性、舒適性、經(jīng)濟性等全壽命周期歷程，獲得更具工程應用價值的優(yōu)化設計方案，可為未來民機結構設計提供技術支撐和優(yōu)化工具。