航空航天结构轻量化设计与实验方法研究进展

2023-05-19马祥涛冯少军

宇航学报 2023年4期

王博，郝鹏，田阔，马祥涛，冯少军

(大连理工大学工程力学系工业装备结构分析优化与CAE软件全国重点实验室，大连 116024)

0 引言

随着航空航天装备朝着重型化、高承载和高机动等方向发展,其承载结构轻量化设计与高承载效率之间的矛盾日益突出。轻量化是航空航天结构设计的关键,美国NASA将降低飞行器结构质量、增加有效载荷的质量、提高任务性能作为顶级技术挑战之一[1]。薄壁结构与连接结构是航空航天结构中两大类主要承载结构形式,本文围绕以上两类结构开展轻量化设计方法介绍。

加筋结构是航空航天薄壁结构中的典型承力结构形式,大部分飞机机身与运载火箭的承力部段均采用该结构形式[2]。目前薄壁加筋结构减重方式主要包括:采用先进优化算法进行筋条布局优化[3];采用拓扑优化算法指导加筋构型设计[4];考虑缺陷对薄壁结构影响开展鲁棒性优化设计[5]。夹层结构是另一种具有高承载效率的结构类型,因其比强度、比刚度大,易于实现热控、吸能、防护等多功能特性而被广泛应用于航空航天结构,如飞机机身与舱门[6]、卫星承力筒与接口支架[7]、火箭整流罩等[8]。当前,夹层结构的性能提升主要是对夹芯层的单胞结构与参数进行优化,从而获得性能更佳的结构类型,达到减轻重量的目的。

连接结构是航空航天装备中传递载荷的关键结构,起着承受大载荷集中力、固定被连接结构、主动分离等关键作用[9]。以新一代航天运载装备为例[10],其单点捆绑设计载荷高达千吨,且捆绑点附近存在分离需求,导致了极高的集中力扩散及分离面变形协调等设计要求。为突破上述设计难点,研究人员和工程师针对连接结构其本身传力设计及区域应力调控问题分别开展了研究,提出了传力路径设计[11]、集中力扩散拓扑设计[12]等方法。此外,随着制造工艺的进步,特别是近年来增材制造技术的发展,其技术也在连接结构轻量化设计领域得到了应用与验证。如长征五号运载火箭芯级捆绑支座采用钛合金增材制造,较原设计减重30%[13]。

在设计理论层面,结构优化是支撑重大装备研制和创新设计的重要工具,近年来受到了学术界、产业界的极大关注。经过长期的理论、设计方法、设计准则与试验验证研究,已经积累了包含拓扑优化[14]、形状优化[15]、尺寸优化[16]、代理模型优化[17]等优化技术的丰富研究成果。本文围绕薄壁结构与连接结构两类主要承载结构设计方法开展论述,并对未来轻量化设计技术发展方向进行展望。

1 薄壁结构轻量化设计

薄壳结构因其高比刚度、比强度的优点,常作为装备的典型主承力构件,广泛应用于火箭级间段、燃料贮箱、飞机机身、飞船密封舱等。屈曲失稳通常是这类结构的主要失效模式。本节围绕虑及后屈曲行为的薄壁结构设计、计及缺陷敏感性的薄壁结构鲁棒性设计与新型轻质薄壳结构设计开展介绍。

1.1 虑及后屈曲行为的薄壁结构设计方法

图1 局部屈曲与后屈曲对比图Fig.1 Comparison of local buckling and post buckling

近年来,针对薄壁结构后屈曲承载性能,学者们采用各种数值分析方法开展了一系列研究,主要包括Koiter法、隐式动力学方法、弧长法、显式动力学方法等。其中显式动力学方法应用最为广泛,可模拟结构从线性屈曲到非线性后屈曲直至压溃破坏的全过程。国内外学者分别针对复合材料加筋板[19]、蒙皮桁条结构[20]、加筋薄壳结构[21]开展了后屈曲分析与优化研究。然而该方法存在分析效率较低的不足。一方面,加筋、夹层等复杂薄壁结构参数化建模困难,且当有限元模型规模较大、自由度达到几十万甚至上千万时,后屈曲分析计算成本巨大;另一方面,传统优化算法需要反复调用仿真分析。高昂的计算成本使得大部分设计工作都是基于等效模型开展[22-23]。但等效模型的适用条件较为苛刻,一般只适用于单胞密排、均匀边界条件与周期性边界条件,且只能进行整体屈曲性能分析。

针对复杂设计特征造成的设计空间维度爆炸问题,以及薄壁结构复杂后屈曲行为造成的高计算成本问题,学者们从周期性结构等效性能表征、布局变量关联、低维子问题逼近、层次自适应代理模型等角度发展了系列创新算法,形成了一系列极具特色的连续分步优化格式来逼近全局最优解[24-28]。其核心思想为通过建立序列设计空间自适应调节机制,将高维优化问题连续降维为若干基于等效模型的子问题优化,获得具有一定拥挤度的精英种群解集,进而基于变保真度代理模型开展精细的非线性局部优化。

1.2 计及缺陷敏感性的薄壁结构鲁棒性设计

舱段大型化导致初始缺陷难以避免,其后屈曲承载会对初始缺陷敏感而大幅折减,这种随机缺陷影响下的后屈曲临界承载力分析是公认的结构力学世界性难题。20世纪60年代,NASA基于大量筒壳试验结果,利用半经验法给出了NASA SP-8007“折减因子设计规范”。但大量试验结果表明,随着加工工艺的改进和质量控制经验的累积,早期折减因子建议值显得愈发保守,并且忽略了不同结构设计对缺陷敏感性的影响[29],导致结构承载效率无法有效发挥,也会导致运载火箭贮箱重量的大幅增加。

目前主流薄壁结构缺陷敏感性数值分析方法包括:实测缺陷方法[30]、模态缺陷方法[31]、单点扰动载荷法[32]、多点最不利扰动载荷法[33]和能量壁垒法[34]等。通过提升折减因子的求解精度,可以一定程度上减轻冗余。不仅如此,除了被动地挖掘减重设计空间,还可以在设计过程中考虑结构构型的缺陷敏感性,通过同步提升结构的屈曲载荷与抗缺陷能力,实现面向缺陷容忍的筒壳结构设计,主动地挖掘轻量化设计空间。

针对这个目标,学者们开展了大量研究。Wag-ner等[35]提出了一种基于决策树的机器学习模型,以优化复合材料圆柱体的铺层,从而实现屈曲载荷和抗缺陷能力的同步提升。文献[36-39]开展了大量关于薄壳结构缺陷敏感性分析及设计的研究工作,并指出筋条的多层级布置能够有效抑制局部失稳波的转移与扩散,从而提升了结构的抗缺陷能力(如图2所示)。随着航空航天结构的更新迭代,如何在结构设计初期凭借有限试验数据甚至无数据的迁移学习开展薄壁结构缺陷敏感性分析与设计,是十分具有挑战性的科学难题。

图2 多级加筋圆柱壳Fig.2 Hierarchical stiffened cylindrical shells

1.3 新型轻质薄壁结构设计

航空航天装备中薄壁结构除了需要考虑屈曲承载性能,还需要考虑刚度调控、隔热、减振、吸波、抗疲劳等多功能需求[40]。随着材料科学与加工制造等行业发展,以曲线加筋结构、夹层结构、复合材料结构为代表的各类新型轻质薄壳结构得到了广泛的研究与应用,如图3所示。

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曲线加筋通过合理的刚度调控可以实现板壳面内应力的重分配与传力路径控制。Kapania等[41]指出曲线加筋布局设计相当于对无限个小直筋的定向、间距及位置进行自由放置,增加了结构的设计空间。Aage等[42]利用超级计算机对全尺寸飞机机翼内部结构开展了千兆像素级分辨率的拓扑优化设计,结果证实了曲线加筋布局的使用可以将结构的总重量至少减少2%～5%。文献[43-44]提出了复杂变刚度板壳(曲筋增强/曲线纤维增强)智能设计系列方法,构建了图像空间下结构性能智能预测框架,破解了设计变量的维数灾难瓶颈。针对曲面上曲线加筋建模需要进一步考虑坐标变化关系与筋条可制造性。石鹏[45]建立了表征筋条切线方向、测地方向和法线方向的局部坐标系,进而表征曲线加筋的布局信息。Tian等[46]通过定义背景网格域和目标网格域,基于数据驱动技术训练映射关系实现了异形筒壳高效建模。

图3 新型轻质薄壁结构Fig.3 New lightweight thin-walled structures

夹层薄壳结构是另一种重要的轻质多功能结构,其主要由上下面板与不同的芯体(格栅、点阵、蜂窝、波纹和褶皱)构成。这种结构形式不仅增大了夹芯的惯性矩,而且提高了夹层的比刚度,使得夹芯薄壳结构具有质量轻、弯曲刚度大等优点。同时,夹芯结构还能够兼具不同的功能性,如结构散热[47]、振动控制[48]、吸能[49]等性能。多样的芯体形式和丰富的功能特性,为夹层薄壳结构带来了更优异的可设计性,促进了未来薄壳结构向轻量化、多功能化和智能化发展。

在材料技术方面,复合材料制备技术的进步,纤维自动铺放技术的出现,使得变刚度复合材料板壳结构的制造成为可能。变刚度复合材料板壳结构铺层设计主要通过纤维角度、铺层数量/厚度、铺层顺序等结构刚度相关设计因素在空间的非均匀分布实现复合材料板壳结构的变刚度设计。Rouhi等[50]与孙士平等[51]指出单一工况下优化后结构比准各项同性板壳结构性能更加优异。在加筋薄壳结构的基础上,Pitton等[52]将神经网络和粒子群优化器相结合用于纤维铺层路径优化,提出了变刚度复合材料加筋结构设计。Hao等[53-54]构建了精确几何驱动的变刚度板壳结构建模/分析/设计统一框架,提出了以多水平自由变形技术(MNFFD)为核心的薄壁结构几何建模方法。总体来说,由于复合材料本身具有多尺度效应,且复合材料破坏模式多样,如何兼顾分析精度、加工工艺与整体承载效果仍然是十分具有挑战性的难题。

2 连接结构轻量化设计

连接结构轻量化设计难点在于连接部件结构设计对连接区的耦合作用效果显著,需要对连接件与被连接区域进行同步设计[55-56]。本节围绕连接结构传力设计及区域应力调控展开介绍,如图4所示。

2.1 传力路径引导的连接结构轻量化设计

传力路径引导的结构设计方法是指通过设计连接结构拓扑及装配形式,使得载荷的传递方式与结构的服役状态一致,从而满足结构性能要求的设计方法。20世纪90年代,学者通过引入载荷传递分析的概念,提出广义结构刚度指标,量化载荷从作用点起到边界约束为止的路线,并应用于车辆工程的结构设计之中[57]。梅勇等[58]针对火箭捆绑装置开展了传力路径优化设计研究,大幅优化了捆绑联接结构载荷。为了规避结构细节尺寸的影响,陈磊等[59]引入结构承载因子对飞机加强框结构的传力路径进行了优化设计,该方法仅需要考虑结构外形和载荷,有效降低了工程问题复杂度。

近年来,伴随先进制造技术发展,复杂连接结构的生产制造成为可能[60],在保证结构传力性能的基础上,创新的连接结构设计可以满足结构阻热、抗振、局部变形协调等多种精细化功能指标。为实现上述创新连接结构设计,学者们开展了制造约束和目标评判方案。面向创新连接结构的制造可达性研究,文献[61-62]考虑增材制造的工艺约束开展了多种满足制造特征的拓扑优化方法研究。Li等[63]通过赋予结构虚拟温度场并限制虚拟温度指标实现结构连通性。面向功能指标,王雁等[64]针对航空发动机油箱支架的承载特性提出了局部刚度指标,优化设计实现了最大应力的大幅降低。基于传力路径的结构设计方法与力学设计的“满应力准则”较为契合,因此可以获得符合传力需求的创新构型。

2.2 区域应力调控的连接结构设计

中国研究人员在早期航天器设备设计中已经认识到连接结构对区域应力调控的重要性。东方红卫星平台通过回转曲面对接环实现主星载荷与推进舱载荷的均匀调控。近年来,伴随着航空航天装备大型化、承载重型化的结构趋势,局部强度、轻量化问题和区域应力调控之间矛盾越发突出[65]。为解决上述问题,学者们主要从一体化结构设计和集中力扩散设计两方面展开研究。

一体化设计通过先进制造技术,将部分部件联合进行优化、设计和制造,从而避开了不同部段间相互影响的问题。谷小军等[66]针对运载火箭发动机机架与舱段传力结构,考虑推力载荷的有效传递、重型运载火箭发动机机架与舱段传力结构之间的耦合影响,开展了联合最优传力路径分析及结构优化设计。范瑞祥等[67]针对发动机的推力传递结构轻质化设计关键问题,提出了一种基于贮箱箱底与壳段结构联合传力的结构设计方案,传力效率提高30%。张涛涛等[68]针对航天器气闸舱货舱门与大开口门框面临的相对滑移量大及结构强度差问题,通过门框刚度补强及增加限位装置的一体化设计方法,有效降低了相对变形及应力水平。

另一方面,对于对接环、连接短壳等大型连接件,集中力扩散设计方法可以将集中载荷均匀过渡至承载舱段。张家鑫等[65]采用了集中力扩散拓扑优化技术,获得了相较传统构型应力分布更为均匀的概念设计。张晓颖等[69]采用集中力扩散设计方法对千吨级集中力扩散结构进行了结构设计和实验验证,所设计的大张角连接构型能够降低局部应力集中、实现强度等分配,因此可以减少材料使用,实现连接区域轻量化。

3 面向轻量化结构的高精度实验与数字孪生方法

轻量化设计使得结构承载裕度得到压缩,得到的设计构型较初始结构减轻了冗重,但也带来一定的风险。其主要在于仿真分析理论与实际服役数据的误差不可避免地存在,设计结果可能无法达到指标要求,必须通过试验对设计构型进行验证并改进设计。此外,随着高端装备服役复杂度的提升,使用单一的分析方法已经难以准确反映结构全周期性能,数字孪生技术为结构轻量化设计提供了新型研究思路。本节围绕轻质薄壳结构实验方法、轻质结构数字孪生分析与设计方法开展介绍。

3.1 轻质薄壳结构高精度实验方法

学者们围绕轻质薄壳结构稳定性开展了大量实验研究,意识到几何缺陷是造成薄壳结构承载力预测值与实验值差异的主要原因。NASA(SBKF项目)和欧盟(DESICOS项目)已分别在2007年和2012年专门立项研究考虑缺陷影响的薄壁筒壳结构承载力分析方法,并且一致认为这是未来大直径重型运载火箭结构减重的新途径。面向薄壁结构形貌缺陷测量、失稳波观测、实验加载控制等问题,以DIC(Digital image correlation)为代表的非接触式光学测量方法受到了大量关注。其应变测量能力可达到0.005%～2000%,测量对象大小可从0.8 mm到100 m。面向初始几何缺陷,NASA兰利研究中心搭建了基于DIC光学测量方法的全场观测系统,收集了直径8.3 m全尺寸和2.4 m小尺寸的铝合金网格加筋薄壳结构的初始几何缺陷[70-72]。文献[30,73-74]采集了薄壳以及三角形网格加筋薄壳结构的实测缺陷,并将其引入至完善有限元模型,开展了一系列薄壳结构的缺陷敏感性分析。

基于观测系统与加载系统的实验基本流程如下:(1)首先使用观测系统进行实测缺陷的高精度测量,然后采用有限元软件进行实验模拟;(2)在实验开始前需进行工装设计、贴片设计等准备工作,然后进行预实验与正式实验;(3)最后,将正式实验结果与有限元结果进行对比分析。薄壳结构高精度实验系统流程如图5所示。

图5 薄壳结构高精度实验系统Fig.5 High-precision experiment system for thin shell structures

薄壳复杂非均匀载荷的精确加载是提高实验精度的另一关键因素。常见的复杂非均匀载荷包括非均匀轴压载荷以及非均匀外压载荷。少有学者开展薄壳结构的非均匀载荷加载方法的实验研究,然而用均匀载荷覆盖非均匀载荷的加载方法极易造成过考核现象,进而使得大型地面实验的过考核情况放大了结构服役状态下的受载情况,保守地估计了结构力学性能。特别地,这种过考核情况随着结构径厚比增大而愈发显著。因此,开展考虑非均匀载荷的工装设计对于提高工程薄壳稳定性实验精度、指导结构轻量化设计具有重要意义。

3.2 轻质结构装备数字孪生分析与设计

数字孪生技术将物理实体和虚拟模型进行融合,能对物理实体提供多维度、多尺度和高保真度的概率性动态映射模型,为复杂结构轻量化优化设计提供依据[75-76]。NASA在其2012年版《空间技术路线图》[77]中正式提出了“数字孪生体2027计划”,明确了数字孪生技术的发展方向,相关技术成果及产品已在美国和欧盟航空航天项目中得到实际应用。国务院发布的《中国制造2025》[78]也明确指出,建设制造强国要加快新一代信息技术与制造业深度融合,全面推广应用先进智能设计技术。

数字孪生技术基本框架如图6所示,通过融合服役状态下结构传感器时序数据、高效高精度的数值仿真分析数据及物理机制机理等,并对不确定性进行量化,可构建航空航天装备的数字孪生体,达到准确复现并预测物理实体行为状态的目的。数字孪生技术可以实现对物理实体的全生命周期管理,已然成为实现未来航空航天结构轻量化的关键技术。在2016年举办的第七届空间应用系统与并行工程国际会议[79]期间,来自德国宇航中心、欧洲航天局、NASA、空客等机构的专家就如何通过数字孪生技术贯穿航天设备在全生命周期过程的应用设立了专题进行讨论。

图6 航空航天装备数字孪生技术基本框架Fig.6 Basic framework of digital twin technology for aerospace equipment

由于航空航天装备设计对极致轻量化的迫切需求,结构方案的剩余强度普遍处于临界状态,这对地面试验考核提出了极大挑战,考虑到基于电测技术的试验监测手段难以实现对结构全场力学响应的有效覆盖,试验考核风险增大[80]。文献[81-83]提出了一种基于迁移学习的结构强度数字孪生体构建方法,并在实验室环境下对航空航天装备中的加筋壳、多级加筋板进行了验证。针对航天飞船热真空试验的真实数据和仿真数据,采用数字孪生技术可以建成包括故障诊断和实验状态监测等功能的智能监测系统。因此,数字孪生技术对于航空航天装备地面试验的全过程监控和辅助地面试验决策有着重要意义。

数字孪生体可通过实时传感器测量数据来实现动态更新,以进一步提高模型可靠性,在航空航天轻量化装备在轨强度评估和剩余寿命预测方面有着巨大应用潜力。Zhou等[84]基于数字孪生技术实现了直升机结构的裂纹扩展监测和预测。Yang等[85]提出了飞船数字孪生概念,从四个维度建立了飞船仿真模型,可用于在轨飞船状态评估和性能预测。对于航空航天装备的在轨监测,数字孪生技术可有效提升其数字化、智能化水平及全周期安全评估能力。

4 未来发展方向

航空航天结构轻量化设计与制造目前存在以下三方面问题:一是材料分布和多尺度结构特征对构件性能的耦合影响规律复杂,导致构件材料与结构匹配的性能设计困难;二是传统设计方法和制造工艺的约束,导致复杂构件整体制造困难;三是多物理场耦合与多功能约束,导致单一结构设计难以满足多种服役需求。材料结构一体化、设计制造一体化与多功能结构设计有望解决上述问题,是航空航天装备轻量化设计的主要发展方向。