丁曉紅，張 橫，沈 洪

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

0 引 言

高速、遠射程/長航程、強機動性是武器、飛機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構的尺寸和質量提出了更嚴格的要求［1］。采用多功能集成的先進結構，不僅能達到減重目的，還能減少飛行器結構的制造裝配環(huán)節(jié)，減少飛行器失效概率。針對高速飛行器的強機動性、遠射程/長航程等性能需求，其結構設計的主要要求如下。

1） 極致輕量化：在滿足功能需求的基礎上，采用點陣、蜂窩、夾層等高剛輕質結構，結合增材制造，實現(xiàn)結構的極致輕量化。

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

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

傳統(tǒng)的自下而上的“校核式設計”流程已很難滿足這種高性能、輕量化結構的設計需求。近年來，結構拓撲優(yōu)化、仿生設計等結構優(yōu)化設計方法與增材制造技術的融合，不僅使飛行器關鍵零部件的設計制造一體化技術飛速發(fā)展，而且已成為先進飛行器結構設計的主要手段［2-4］。

結構優(yōu)化是指在一定的約束條件下，通過改變結構的設計參數(shù)，以達到節(jié)約原材料或提高結構性能的一種設計方法。拓撲優(yōu)化和仿生設計作為兩種先進的結構優(yōu)化設計方法，為多功能集成結構的設計提供了實現(xiàn)的可能性；增材制造為具有復雜構型的功能結構制造提供了可能性。通過將拓撲優(yōu)化、仿生設計與增材制造技術融合，重新設計零件的形狀和功能，并使其適應增材制造工藝要求，最大限度地發(fā)揮增材制造的優(yōu)勢，實現(xiàn)先進功能結構的設計制造一體化，是推動飛行器結構向小型化、輕量化、高性能發(fā)展的重要手段。

結構拓撲優(yōu)化可以不受結構初始構型的限制，在設計域內自主生成新的孔洞或連接，通過尋優(yōu)得到最優(yōu)的結構構型，充分發(fā)掘結構和材料潛能的結構設計方法［5-7］。增材制造技術通過空間增材方法實現(xiàn)成型，其自由制造工藝特性使得跨尺度、多層級、具有高度復雜幾何形狀構件的制造成為可能。將拓撲優(yōu)化與增材制造技術相結合，實現(xiàn)設計制造的融合，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)機械加工刀具可達性、拔模約束等工藝限制，極大地拓展了復雜結構的設計制造空間，實現(xiàn)超輕質、多尺度、高性能的結構設計。

自然界經過億萬年的繁衍更迭、優(yōu)勝劣汰，進化出豐富的材料、結構和形態(tài)，具有優(yōu)良的結構強度和剛度等功能特性?，F(xiàn)代分析表征技術已證實，天然材料的優(yōu)異性能或特殊功能，依靠其內部復雜的多層次結構來實現(xiàn)，其尺度范圍通常橫跨納米尺度到宏觀尺度［9］?；谏镬`感的仿生結構設計，是創(chuàng)新增材制造結構的重要途徑之一，并有望實現(xiàn)增材制造結構性能/功能的躍升。

本文針對高速飛行器結構的設計需求，從研究方法和分類應用的角度，分析和總結近年來結構拓撲優(yōu)化、仿生設計與增材制造技術在飛行器結構設計中的相關研究，為新一代高速飛行器的結構設計提供參考。

1 面向增材制造的結構優(yōu)化設計流程

融合增材制造的結構優(yōu)化設計流程如圖1 所示，包括如下步驟：

圖1 面向增材制造的結構優(yōu)化設計流程［10］Fig.1 The flowchart of the structural optimization method for additive manufacturing［10］

1） 基于原模型建立結構設計空間，根據(jù)設計需求，劃分設計域和非設計域，建立設計模型；

2） 基于拓撲優(yōu)化、仿生設計等結構優(yōu)化設計方法對結構進行概念設計，得到初始構型；

3） 基于概念設計結果，建立結構的三維幾何模型（CAD模型）；

4） 對CAD 模型中的關鍵結構尺寸和形狀進行優(yōu)化設計，得到詳細設計結果；

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構設計等；

6） 增材制造后處理，包括粉末清除、去應力退火、支撐去除、拋光、精加工等；

7） 對增材制造部件進行實驗驗證。

2 創(chuàng)新設計方法在飛行器結構中的應用

近年來，隨著結構優(yōu)化設計方法基礎理論的不斷完善，以及計算機仿真計算能力的不斷提升，國內外學者積極開展拓撲優(yōu)化、仿生設計與增材制造技術在飛行器領域的研究與應用，在飛行器結構設計制造一體化方向取得了很多具有代表意義的研究成果，推動了飛行器領域相關技術的飛速發(fā)展。已規(guī)劃和實施的增材制造項目表明，設計制造融合技術在飛行器設計制造領域顯示出重要的發(fā)展價值和應用潛力，其在航空航天工業(yè)領域的應用份額已占全部應用領域的10%以上［11］。下面分別從全機結構、舵翼面結構、發(fā)動機相關結構、支架和隔板等承載結構4 個應用方面進行綜述。

2.1 全機結構

在全機結構方面，空客公司提出了基于增材制造設計（design for additive manufacturing，DfAM）理念的“透明客機”設計概念方案［12］，從弧形機身到仿生結構，再到能讓乘客一覽藍天白云的透明蒙皮，打破了傳統(tǒng)制造方法的桎梏。根據(jù)空客公司公布的計劃，這架夢幻飛機將在2050 年變成現(xiàn)實，屆時，整個生產車間就是一臺巨型3D 打印機，整個機身都由3D 打印制造完成。2019 年7 月29 日，蘇霍伊設計局公布了經過拓撲優(yōu)化設計后的蘇-57 理論結構模型［13］。蘇-57 是俄羅斯的第五代戰(zhàn)斗機，該機型的拓撲優(yōu)化模型很可能代表著蘇-57 戰(zhàn)斗機的終極形態(tài)，其在推重比、機動性、超巡和航程等方面都有長足進步。為了減輕空間發(fā)射裝備的關鍵結構（如級間段和錐形適配器等）的質量，Vasiliev 等［14-15］通過技術開發(fā)并應用了Anisogrid 復合殼體結構。Anisogrid 復合殼體結構具有較大的剛度，能夠承受較高壓縮載荷，極大地減輕了部件質量，節(jié)約了成本。Totaro 等［16-18］針對Anisogrid 復合殼體結構進行優(yōu)化設計，并采用基于機器人的增材制造工藝進行制造，如圖2 所示。美國NASA 蘭利研究中心［19］對戰(zhàn)神5 號重型貨物運載火箭的級間段結構進行了輕量化設計研究，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計的蜂窩級間段結構擁有最優(yōu)異的性能。中國空氣動力學研究與發(fā)展中心［20］提出了一種基于條件Wasserstein GAN-GP（WGAN-GP）、卷積神經網(wǎng)絡（convolutional neural networks，CNN）、多任務學習混合專家（MMoE-3D）和差分進化算法（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行優(yōu)化，驗證了所提優(yōu)化框架的有效性。與傳統(tǒng)的DATCOM 優(yōu)化相比，基于神經網(wǎng)絡的優(yōu)化框架在更短時間內獲得了幾乎相同的測試結果。華中科技大學學者［21］針對飛行器承載構型開展拓撲優(yōu)化研究，在保證飛行器結構指標滿足約束的情況下，飛行器機身質量由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計部研制了國際首個增材制造全三維點陣整星結構，并隨千乘一號衛(wèi)星成功發(fā)射［22］，如圖4 所示。

圖2 Anisogrd復合殼體設計與制造Fig.2 Design and manufacturing of composite anisogrid structures

圖3 導彈結構拓撲優(yōu)化設計Fig.3 Topology optimization for aerodynamic missile

圖4 整星結構優(yōu)化及增材制造Fig.4 Design and manufacturing of satellite structures

2.2 舵翼面結構

在飛行器舵翼面結構方面，Walker 等［23-24］基于拓撲優(yōu)化，對飛行器翼面結構的肋部以及蒙皮厚度進行優(yōu)化設計。隨后，基于增材制造技術實現(xiàn)了翼面結構的制造，如圖5 所示。Aage 等［25］對波音777客機的機翼進行了設計優(yōu)化，與原有機翼相比，優(yōu)化結果其質量輕2%～5%，減重200～500 kg，使用該機翼的飛機每年可節(jié)省40～200 t 燃油。由于優(yōu)化設計得到的方案過于復雜，傳統(tǒng)制造技術暫時無法應用，理論上只有通過一臺足夠大的3D 打印機才能制造如此復雜的仿生結構，但該仿生設計方案對飛機輕量化設計探索具有重要意義。候政等［26-27］結合拓撲優(yōu)化技術，對導彈升力面結構顫振抑制設計進行研究，并進一步將該技術應用于導彈折疊舵結構顫振抑制設計中，獲得比原始設計方案顫振臨界速度更大的折疊舵結構。美國馬里蘭大學研究人員［28］采用3D 打印，開發(fā)了一種魚骨仿生可變彎度機翼結構，該機翼由魚骨狀內部骨架和柔性蒙皮構成，可實現(xiàn)連續(xù)光滑變形，研究人員利用3D 打印方法，將FishBAC 骨架、蒙皮內部的蜂窩狀子結構、抗撕裂層和蒙皮表面整體打印出來，如圖6 所示。該魚骨仿生結構變彎度機翼，從翼根到翼尖只有42 cm，但結構細節(jié)卻非常完整，尺寸縮小降低了成本和打印時間；對試件進行風洞試驗，試驗中風速達到24 m/s，原理樣機實現(xiàn)了預期變形，同時結構未發(fā)生顫振，試驗證明了將魚骨仿生結構用于變彎度機翼的可行性。朱繼宏等［29-30］將仿生結構的概念引入飛行器舵面結構的優(yōu)化設計中，分布合理的Y 形分支結構可以很好地實現(xiàn)承載功能；同時，通過數(shù)值模擬和拓撲優(yōu)化，討論了Y 形分支分布對結果的影響；將Y 形分支作為一種特殊的結構特征，結合結構布局優(yōu)化和尺寸優(yōu)化，同時進行特征驅動優(yōu)化，建立了仿生設計流程；最終設計出一種典型的飛行器方向舵結構，并采用立體光刻增材制造技術進行了制造；與傳統(tǒng)設計相比，仿生優(yōu)化的剛度和強度均提高了20%以上，如圖7 所示。鄭昌隆等［31］基于自適應成長法［32-35］，對舵面內部的骨架分布進行了仿生拓撲優(yōu)化設計，并進行了增材制造驗證，如圖8 所示；相比初始的舵面設計方案，優(yōu)化所得骨架構型在使舵面結構一階固有頻率提升11%的同時，實現(xiàn)結構減重21.5%，驗證了舵面骨架仿生拓撲優(yōu)化設計的高效性。

圖5 面向增材制造的翼面結構拓撲優(yōu)化Fig.5 Topology optimization of an aircraft wing for additive manufacturing

圖6 仿生魚骨主動變彎結構及風洞實驗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構仿生設計Fig.7 Bio-inspired Y-feature-driven topology optimization for rudder structure design

圖8 基于自適應成長法的舵面結構仿生設計Fig.8 Bionic deisgn of rudder structure based on adaptive growth method

2.3 發(fā)動機相關結構

在發(fā)動機相關零部件方面，美國Cobra Aero 公司［36］將3D 打印技術應用于替換無人機發(fā)動機的氣缸鑄件。原始的發(fā)動機零件帶有散熱片，幫助運行中的電動機散熱和冷卻。通過改進設計，放棄散熱片結構并選擇了基于點陣的冷卻策略，最終的氣缸設計與原始結構完全不同，在提供更好冷卻效果的前提下減輕了裝置的質量，如圖9 所示。2016 年3月18 日，美國海軍“三叉戟”ⅡD5 洲際彈道導彈在飛行試驗中，首次采用了3D 打印導彈連接器后蓋，該導彈部件由洛克希德·馬丁公司制造，該公司采用全數(shù)字化流程，設計和制造了該新部件，較傳統(tǒng)方法節(jié)省了一半時間。連接器后蓋用于保護導彈內部的線纜集線器［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·馬丁公司生產的高超聲速巡航導彈，該導彈從B52 轟炸機上發(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；該導彈由Aerojet Rocketdyne 超燃沖壓發(fā)動機提供動力，該發(fā)動機結構使用3D 打印技術制造，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)動機零件減少了95%。通過使用創(chuàng)新的制造技術和材料，不僅提高了產品性能，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)合技術公司）開發(fā)了一種新的燃氣渦輪發(fā)動機燃燒器區(qū)段的冷卻燃料噴射器系統(tǒng)，并通過增材制造技術進行制造；該系統(tǒng)部件內部包含了血管工程（vascular engineered structure lattice，VESL）結構，該結構設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 結構的節(jié)點和分支通過，如圖12所示［39］。

圖9 Cobra Aero公司增材制造的點陣缸體結構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)動機再生冷卻薄壁夾層結構Fig.11 Regenerative cooling thin-walled sandwich structure for supercombustion engines

圖12 VESL結構發(fā)動機冷卻燃料噴射器結構Fig.12 The structural optimization for the engine cooled fuel injector structure

2.4 支架、隔板等承載結構

在支架等承載結構方面，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)星結構中。開發(fā)者使用拓撲優(yōu)化技術對支架結構進行概念設計，然后通過增材制造技術進行生產。與傳統(tǒng)設計相比，新型支架結構質量減少了40%，通過了航空領域的綜合性能測試［40-41］?？湛凸韭?lián)合西班牙先進航空航天技術中心（CATEC）［42］對“織女星”火箭連接支架進行了拓撲優(yōu)化設計及增材制造，在保證剛度不變的情況下，其質量減小了約50%。Hayduke 等［43］將拓撲優(yōu)化、增材制造與鑄造技術相結合，實現(xiàn)了對某導彈結構部件的優(yōu)化設計及制造。ESA 聯(lián)合弗勞恩霍夫材料與光束技術研究所（IWS）和空中客車公司（Airbus）開發(fā)了一種混合增材制造技術，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 的反射鏡支架結構［44］如圖13 所示?？湛凸狙邪l(fā)人員基于生物啟迪實現(xiàn)了跨尺度仿生點陣結構設計：在宏觀尺度上，基于“黏菌自適應網(wǎng)絡”算法實現(xiàn)了主體結構設計；在微觀尺度上，該構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，實現(xiàn)了微觀網(wǎng)格稠密度與應力分布相匹配。最終，使該跨尺度仿生點陣構件較原蜂窩復合材料隔板結構在相同沖力下（9g的重力加速度）的位移減少了8%（9 mm）［45］。在成形工藝上，該構件采用112 個部件組裝而成，相較于原蜂窩復合材料隔板構件減重45%（30 kg），可使空客公司每年節(jié)省465 000 t二氧化碳排放量，并有望將此設計批量化應用于A320 客機上［45-48］，設計結果如圖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，采用增材制造技術加工完成［49-50］，減重50%。Jiang等［51］基于拓撲優(yōu)化方法對導彈發(fā)動機支架結構進行設計，并進行了3D 打印及試驗驗證，如圖15 所示。結果表明，在保證性能的前提下，結構質量減小了11.06%，同時3D打印技術大大縮短了開發(fā)周期。Li 等［52-53］提出一種基于彈體結構的布置方案和參數(shù)模型，實現(xiàn)彈體結構快速設計、建模和自動調整的方法，開發(fā)了彈體結構快速設計模塊，實現(xiàn)了彈體結構的快速設計、自動調整，以及質量、重心等數(shù)據(jù)的自動計算和更新。倪維宇等［54］提出阻尼復合結構拓撲優(yōu)化設計方法［55-58］，對某航天器安裝板阻尼材料分布進行了拓撲優(yōu)化設計，優(yōu)化后復合結構的動力學性能顯著提高。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行優(yōu)化分析，再結合3D 打印技術，采用高剛、高強的輕質柵格夾層殼結構，通過徑向、軸向、周向的變厚度設計，實現(xiàn)結構承載比為4%的輕質高強結構。Shi 等［60］基于熱彈性拓撲優(yōu)化，對某航空支架進行優(yōu)化設計并增材制造，在滿足設計約束條件下，質量減小18%。張嘯雨等［61］發(fā)展了基于蒙皮點（moving morphable component，MMC）的拓撲優(yōu)化方法，完成了面向增材制造的中國空間站某相機支撐結構的優(yōu)化設計，該結構采用激光選區(qū)熔化成形（selective laser melting，SLM）工藝制造，通過了力學試驗考核，實現(xiàn)結構減重50%，其基頻相較原結構提高35%，完成了基于MMC 方法的蒙皮點陣一體化結構在我國載人航天領域的首次型號應用與在軌驗證，如圖16 所示。該團隊進一步將拓撲優(yōu)化方法與細觀點陣填充相結合，完成了中巴地球資源04A 衛(wèi)星、資源03 衛(wèi)星等航天器關鍵設備支撐結構的優(yōu)化設計與研制，實現(xiàn)了在多個型號航天器中的在軌應用［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陣結構機艙隔板設計制造Fig.14 Tbionic design to an airbus 320 partition

圖15 導彈發(fā)動機支架拓撲優(yōu)化及3D打印Fig.15 Topology optimization of the missile engine support structure and 3D printing

圖16 航天器支撐結構拓撲優(yōu)化及增材制造Fig.16 Topology optimization of spacecraft support structure for additive manufacturing

綜上所述，學者們通過對結構拓撲優(yōu)化和仿生設計等基礎理論的研究，探索面向高速飛行器的結構優(yōu)化設計方法，并將其與增材制造相結合，為高速飛行器結構設計制造一體化提供了新思路和新方法。通過上述分析，將近年來結構優(yōu)化設計方法及增材制造在飛行器領域的應用成果進行了整理歸納，具體內容見表1。

表1 結構優(yōu)化設計方法及增材制造在飛行器領域的應用Tab.1 The application of structural optimization methods and additive manufacturing on high-speed aircraft structures

3 結束語

結構拓撲優(yōu)化和仿生設計作為結構優(yōu)化設計手段，在飛行器結構設計應用中已經展現(xiàn)出巨大能力與潛力，不但為飛行器結構研制提供了有效設計工具，更重要的是帶來設計理念的變革。將其與增材制造技術相結合，充分發(fā)揮增材制造的空間制造優(yōu)點，實現(xiàn)飛行器結構設計制造一體化，使得超輕質高性能全新結構特征，如復雜拓撲結構、異型曲面、多尺度點陣的實現(xiàn)成為可能，為先進飛行器結構的整體化和輕量化制造提供了必要手段。但是飛行器結構所面臨的極端載荷環(huán)境和制造工藝的特殊性，對設計提出了更高要求。要真正實現(xiàn)大規(guī)模產業(yè)化應用，還有很長的路要走。

1） 目前，在飛行器結構優(yōu)化設計應用中，拓撲優(yōu)化方法仍然以傳統(tǒng)的靜剛度、靜強度等常規(guī)承載性能設計為主，需進一步研究動載荷下的結構拓撲優(yōu)化技術，對于舵翼面等薄壁結構需要考慮顫振特性的結構拓撲優(yōu)化技術，提高飛行器結構的顫振性能，改善飛行器結構的氣動彈性性能。

2） 增材制造極大地拓展了復雜結構的設計制造空間。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)應將增材制造約束添加進拓撲優(yōu)化和仿生設計模型中，形成考慮增材制造可制造性的飛行器結構構型設計方法，發(fā)展材料-結構-功能-制造一體化設計技術。

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、力學和材料冶金等多學科，選用不同工藝參數(shù)會產生不同的結構內部缺陷以及微結構組織形式。目前，對內部組織形成規(guī)律和內部缺陷形成機理、零件內應力演化規(guī)律，以及變形開裂行為等關鍵基礎問題，仍缺乏系統(tǒng)的認識和研究，難以準確評估材料與結構的疲勞力學行為。因此，亟需建立增材制造結構件形性評估方法和質量控制標準，研究增材制造材料與結構的疲勞力學行為，建立疲勞設計準則，探索考慮結構抗疲勞性能的拓撲優(yōu)化方法。

4） 目前，研究大部分集中于運載火箭、飛機、無人機等傳統(tǒng)的航空航天飛行器，而導彈等高超聲速飛行器在臨近空間/大氣層內長時間（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/機身外形局部的氣動駐點、激波附著點，以及采用吸氣式動力形勢的發(fā)動機進氣道、燃燒室等部位，熱環(huán)境較為嚴酷，對零組件材料的耐高溫性能、結構的力學性能等要求較高，同時對零組件空間外形、自身質量等也有著苛刻要求。因此，在相關設計理論和方法上，更需要開展深入的研究。

5） 先進飛行器向著多功能、高機動、高可靠等方向發(fā)展，因此具有自診斷、自修復、自適應功能的智能化飛行器結構技術備受重視。加快現(xiàn)有智能材料結構設計制造技術在飛行器設計、制造階段的應用，推動智能材料結構與傳統(tǒng)結構、復合材料、增材制造等技術的結合與創(chuàng)新，推進智能材料及其結構在飛行器領域的工程化，實現(xiàn)飛行器的減重提效、降低維護成本、提高安全性等是今后的研究重點。