| Issue |
JNWPU
Volume 42, Number 5, October 2024
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| Page(s) | 818 - 827 | |
| DOI | https://doi.org/10.1051/jnwpu/20244250818 | |
| Published online | 06 December 2024 | |
Multi-disciplinary optimization design method and application of BWB fuselage structure based on PRSEUS configuration
基于PRSEUS构型翼身融合机体结构多学科优化设计方法与应用
1
Aircraft Strength Research Institute of China, Xi’an 710065, China
2
National Key Laboratory of Strength and Structural Integrity, Xi’an 710065, China
Received:
26
August
2023
Aiming at the problems such as low structural bearing efficiency, structural weight gain, heavy load and cabin noise caused by high rear backbraced engine in BWB layout, based on novel materials and pultruded rod stitched efficient unitized structure(PRSEUS), a multi-disciplinary optimization design method for unconventional circular body structures with aerodynamic, noise, vibration and technological constraints was studied to improve the bearing efficiency and lightweight of structures. Based on the adaptive agent model construction technology, an agent model for the performance analysis of the aerodynamic and noise subsystem of the airframe structure is established to predict the aerodynamic load and noise performance of the airframe structure, and the basic requirements of the aerodynamic and noise performance are transformed into constraints such as geometric size and mechanical response, so that the multi-disciplinary problems are concentrated in a set of finite element analysis model with efficient mathematical programming method. The time-consuming problem of multi-disciplinary high-precision model analysis is solved, and the multi-disciplinary optimization design of the wing-body integrated body structure is realized. Through the finite element analysis of the body structure, the bearing efficiency of the structure has been greatly improved, and the weight loss rate of the central body structure has reached 8.7% under the premise of meeting the constraints of various disciplines.
摘要
针对翼身融合(BWB)布局机体结构承载效率低、结构增重以及高后置背撑发动机带来的大载荷和舱内噪声等问题, 基于新型材料和新型高效承载结构(PRSEUS), 开展以提高结构承载效率和轻量化为目标, 兼顾气动、噪声、振动及工艺等多学科约束的非常规圆截面机体结构多学科优化设计方法研究。基于自适应代理模型构建技术建立了机体结构气动、噪声子系统性能分析代理模型, 实现了对机体结构气动载荷、噪声性能的预测, 并将气动、噪声性能的基本要求转化为几何尺寸及力学响应等约束条件, 从而把多学科问题集成到一套有限元分析模型, 配合高效数学规划法, 解决了多学科高精度模型分析耗时问题, 实现了翼身融合机体结构的多学科优化设计。通过机体结构有限元分析验证, 在满足各学科约束条件前提下, 结构的承载效率得到较大幅度提升, 中央机体结构减质率达到了8.7%。
Key words: blended wing body / multi-disciplinary optimization design / pultruded rod stitched efficient unitized structure / agent model / structural weight loss / mathematical programming method
关键字 : 翼身融合 / 多学科优化设计 / 高效承载结构 / 代理模型 / 结构减质 / 数学规划法
© 2024 Journal of Northwestern Polytechnical University. All rights reserved.
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翼身融合(blended wing body, BWB)布局具有气动效率高、燃油消耗低、排放少、内部装载空间大等优点，被认为是最具有应用前景的民机新型气动布局[1–2]。相对于传统常规民用飞机布局，BWB布局飞机的浸润面积减少了三分之一，从而大幅降低飞行过程中的摩擦阻力。此外，BWB布局飞机的结构载荷沿着机翼横向分布，中段机体本身提供的升力占全机总升力的20%以上，大幅度降低了对机翼承受弯矩和剪力能力的要求，从而大大降低了飞机的结构质量[3]。
非常规布局给机体结构设计带来了巨大挑战，机身必须承受舱内压力和较高的机翼弯曲载荷，这些载荷将产生难以预测的非线性应力特性，并可能引起结构产生严重的变形和高应力集中。高后置背撑发动机还带来了高过载、大弯矩、大扭矩载荷传递，以及特殊的气动、结构、振动和噪声耦合效应影响，大大提高了机体结构强度设计要求，按传统结构设计思路将导致机体结构质量急剧增加。为满足翼身融合非圆截面机身客舱增压、双向弯矩承载要求，波音和NASA将集成化设计思想引入到翼身融合多舱室机身结构设计中，联合提出了拉挤杆缝合高效一体化结构(pultruded rod stitched efficient unitized structure, PRSEUS)。PRSEUS结构具有的优异抗压稳定性和止损/止裂性能，为提高BWB布局机身结构承载效率和稳定性，缓解机体结构增重等问题提供了新的解决思路[4]。西北工业大学张永杰团队针对翼身融合民机典型PRSEUS受压壁板的屈曲及渐进损伤能力进行了分析，并通过屈曲试验数据验证了该方法的精度和准确性，也为PRSEUS构型的翼身融合民机结构设计提供了基础方法和技术手段[5]。NPU-BWB-300翼身融合大型客机的缩比试验机试飞成功，标志翼身融合大型客机从概念研究到技术验证迈出了关键一步。
飞机服役阶段受气动、噪声、振动等多个学科的耦合影响，设计阶段为追求轻质量、高升力、低阻力的设计目标，往往需要在多个学科间进行妥协，特别是空气动力与结构承载效率的折中一直是飞机设计过程中需着重考虑的问题。空气动力与结构之间的交互作用通常以气动弹性形式出现，呈现出载荷的重新分布、发散、颤振、控制面失效等诸多问题。此外，结构质心、强度、刚度、减振降噪等问题也是飞行器结构概念及详细设计阶段必须考虑的因素[6–8]。目前，多学科优化设计(multidisciplinary optimization design, MDO)方法是解决该类问题的最有效途径之一。MDO通常要处理各学科不同物理量间的耦合，各学科的非线性程度和数字噪声的水平差别也较大，因此需要不同的代理模型处理不同的物理问题。主要思想是采用各学科已发展成熟的高精度分析模型或代理模型，充分利用各个学科(子系统)之间的相互作用所产生的协同效应，获得系统的整体最优解；采用各学科组并行设计方法，缩短设计周期；用精细数值分析模型取代了工程估算的经验公式，面向创新布局的飞行器设计需求[9]。
本文针对翼身融合高后置背撑发动机特殊布局带来的结构大载荷传递、机体增重、舱内噪声等突出问题，开展了基于PRSEUS构型的翼身融合布局机体结构多学科优化设计方法和高精度自适应代理模型技术研究，提出了一种基于高精度代理模型技术，兼顾气动-振动-噪声-结构耦合效应的多学科优化设计方法。结合工程案例，开展了以承载效率和轻量化为目标，综合气动效率、结构刚度及强度、振动特性以及噪声量等多学科约束的翼身融合机体结构优化设计。有效解决了非常规圆截面机身及背撑发动机布局所带来的机体结构增重等问题，为翼身融合布局民机结构减质和承载性能评估提供了基础方法和技术保障，满足全机完整性设计要求。
1 基于PRSEUS构型机体设计方案
本文研究具有继承性，由李倩等人基于传统承载形式的翼身融合中央机体设计方案已发表[10]。其研究基本确定了BWB-300型翼身融合机体结构舱室、隔框、分离面以及隔板布局设计方案，其中中央机体设置了7个加强框和29个普通框，逆航向的加强框分别是1#~7#框，机翼位于3#~7#加强框之间，前端隔板是中央机体与机头的分离面，后端隔板是中央机体与后机身的分离面，前后隔板均布置纵横加筋，前端隔板与1#加强框之间的地板下方向布置地板支撑梁。油舱位于1#~2#加强框的地板与下壁板之间，该部分区域的结构承担油压。主起舱位于3#~6#加强框之间，舱体设置了8个舱门。在此基础上开展了基于PRSEUS构型的机体结构多学科优化设计，用于解决传统机身结构设计方法带来的机体质量急剧增加、承载效率低等问题，基于PRSEUS构型机头-中央机体设计方案如图 1所示。
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图1 PRSEUS构型机体结构设计方案 |
2 机体结构多学科优化模型及流程
2.1 多学科优化模型
翼身融合布局机体结构优化问题涉及多学科和多种设计变量，各学科设计变量与响应关系不同阶，给多学科优化模型建立带来了困难，而代理模型技术可以有效解决此问题。代理模型技术不优化辅助函数，通过采样准则获取新增样本，从而大大提高了模型更新效率。通过自适应技术还可以提高代理模型的预测精度，降低代理模型对于初始设计空间和试验设计方法的依赖，能够根据样本点信息自适应地给出高精度的气动、噪声学科代理模型。
1) 气动代理模型
BWB-300验证机整体外形及气动数据由总体和气动专业设计提供，气动代理模型的构建采用基于径向基函数的代理模型技术，径向基函数(radial basis function, RBF)是一种能够逼近多变量未知函数的现代方法，在数据拟合方面有很多优势, 它具有形式简单、精度高等优点，由于中央机体外形曲率比较大，按二维平面问题处理载荷会带来较大的误差，而采用RBF这种全局性插值方法进行载荷分配就体现出较大的优势。
代理模型技术主要包含两方面：①构造模型的样本点选取，这与代理模型的取样策略有关，属于试验设计范围；②数据拟合与预测模型的建模，这是代理模型的主体，在数学上属于近似方法范围。目前，所有代理模型的建模都围绕这两方面内容，此类模型在数学上可以通过拟合与插值实现。BWB-300气动代理模型构建流程如图 2所示。
本文依据机身变形参数，基于气动代理模型生成机身气动力数据，并基于力-矩平衡原理，将气动力数据等效施加到结构限元模型[11–12]，如图 3所示。
2) 噪声代理模型
BWB高后置背撑发动机带来的舱内噪声问题显著，不同噪声频率作用下，不同厚度壁板结构隔声量水平差异性非常大。针对厚度、噪声频率对壁板结构隔声量水平的影响，李倩等人选取0.1~3 mm铝合金板结构，开展了不同噪声频率下壁板隔声性能研究，获得了50~10 000 Hz频率范围内铝板隔声量总值随厚度变化的关系，如图 4所示。由图 4可知，当层合板厚度较小，板厚度增加隔声总量呈现明显上升的趋势；当板厚度达到1 mm左右，隔声效果对板厚度不再敏感，隔声总量增加比较缓慢。
民用飞机机身铝合金壁板典型厚度为2.6 mm，隔声量总值为28 dB。本文以T800复合材料层合板隔声量总值不低于28 dB为目标，为了得到最优厚度值，同时兼顾计算量及分析效率，基于现有试验数据，采用Kriging模型进行厚度预测。Kriging模型不仅能提供未知点的预测值，而且还能对未知点处的标准差进行预测，从而可以便捷衡量预测精度。基于Kriging代理模型进行T800层合板最优厚度预测流程如图 5所示。
在不考虑材料铺层、边界条件、阻尼损耗因子等变化对隔声量影响前提下，T800复合材料层合板在50~10 000 Hz频率范围隔声量总值与厚度关系预测结果如图 6所示。
由图 6可知，在满足总隔声量为28 dB噪声的条件下，预测得到T800层合板厚度为2.58 mm。
文中在构造气动代理模型时，采用的是径向基函数方法，该方法特点是需要的样本点数量多、精度高。在构造噪声代理模型时，采用的是Kriging代理模型，该方法优点是可以基于较少的样本点进行响应预测，由于目前关于噪声试验数据较少，故采用该方法。在构造噪声代理模型时，共选取了80组样本数据，数据来源于航空噪声试验室。
1) 结构模型
BWB-300的机头-中央机体结构主要采用T800级复合材料，覆盖机体上下蒙皮、横隔板、纵隔板、加强框、起落架舱、普通框及长桁等部位，力学性能参数如表 1所示。7050-T7451铝合金主要用于前后隔板、立柱以及拉挤杆, 力学性能参数如2所示。泡沫材料主要用于普通框夹心结构，力学性能参数如表 3所示。
结构有限元模型采用重单元共结点连接的建模方案，其中蒙皮、框、地板、隔板及分离面均采用壳单元，长桁拉挤杆及加筋采用梁单元模拟，泡沫夹心采用体单元模拟。机头-中央机体半模型共26.3万个节点，42.1万个单元。中央机体设置5个油箱，机身半模型包含2.5个油箱，在强度分析及优化过程中将油的质量通过MPC(RBE3)耦合于油箱壁面。机头-中央机体结构各部件有限元模型概况如表 4所示。
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图2 气动代理模型构建流程 |
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图3 气动载荷-结构载荷等效处理 |
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图4 铝合金板隔声量与厚度变化关系 |
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图5 基于噪声代理模型的最优厚度预测流程 |
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图6 T800层合板隔声量与厚度关系 |
T800复合材料力学性能参数
7050-T7451力学性能参数
泡沫材料力学性能参数
机头-中央机体结构有限元模型
2.2 多学科优化设计流程
结构优化设计实质是利用数学手段，在众多可行设计方案中按预定的设计要求筛选出可行且最优的设计。在数学上，优化问题就是求解如下形式的最优解
式中：f(x)为目标函数；[C.E.]为条件方程；gi(x), hj(x)为不等式约束条件；[B.C.]为边界条件，用来约束自变量的求解域。
机体结构优化问题需要考虑多学科约束条件，包括静强度、振动、气动、噪声及工艺等。前期的研究已验证了气动、噪声参数的等效方法，基于气动、噪声分析代理模型，获得了噪声、气动设计约束条件阈值。
本研究基于气动代理模型、噪声代理模型将气动和噪声约束转换为几何尺寸约束条件，实现了气动、噪声的解耦，解决了多学科耦合优化设计难题。在此基础上，综合结构强度、刚度以及工艺实现的设计要求，构建多学科优化框架，如图 7所示。
本研究基于Hyperworks平台建立机头-中央机体结构有限元模型，并采用TCL\TK语言将各学科约束嵌入到机身多学科约束优化设计(multi-constraints optimization, MCO)。MCO简化了多学科优化设计问题，并能够同时考虑所有学科的设计要求。在优化方法上，首先采用满应力法对设计变量初值进行优化，然后再采用序列二次规划法(SQP)对设计变量进行优化迭代，从而获得最优设计。工程结构模型规模大、设计变量多，满应力法可以为规划法提供理想的初值条件，从而减少优化迭代次数，提高优化效率。
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图7 多学科优化设计流程 |
3 翼身融合机体结构多学科优化设计
3.1 优化设计目标及多学科约束
翼身融合机体结构多学科优化设计目标为结构质量最小，在约束设置方面包括对材料性能及制造工艺的约束、结构强度和气动性能的约束，以及从舒适性角度考虑噪声约束条件。
1) 强度/刚度约束条件
(1) 7050-T7451铝合金许用应力：
(2) T800复合材料结构拉/压强度：
(3) PMI泡沫许用应力：σ≤ 3.5 MPa；
(4) 刚度约束条件为机身最大位移≤50 mm。
2) 气动约束条件
该约束由气动专业给出，综合考虑气动效率、结构振动等问题，将气动约束转换为机翼根部扭转角及机体结构第一阶固有频率约束，即：
(1) 翼根扭转角≤0.3°；
(2) 结构一阶固有频率：ω≥12 Hz。
3) 工艺约束条件
从材料设计、工艺可实施性角度考虑，将工艺约束转变为铺层比例和最小厚度约束。0°/45°/-45°/90°各方向铺层比例均为10%~60%，且层合板总厚度不小于1.16 mm。
4) 噪声约束条件
通过噪声代理模型将降噪28 dB的设计要求转化为发动机连接区域机身壁板最小厚度约束，即最小厚度不小于2.58 mm。
3.2 载荷工况及边界条件
根据民用飞机设计手册中对民机的静载荷分析，中机身承受的主要载荷有：气动力分布载荷、内压载荷、机翼、尾翼传到中机身的载荷。根据飞机载荷包线，本文选取3种典型载荷工况进行优化设计，如表 5所示。
表 5中舱内增压载荷取21 823 Pa(约2 000 m高空机身内外的压力差)，以面压形式施加到增压舱壁板。
由于机头-中央机体结构具有对称性，优化设计时仅取一半模型参与优化，在对称面上施加简支边界条件，即Ux=Uy=Uz=0。
载荷工况
3.3 优化设计区域
机头-中央机体结构优化设计区域分布如表 6所示。优化设计变量为壳单元厚度和复合材料结构各方向铺层比例。本研究基于TCL语言开发卡片编写、设计区识别程序。根据优化区域和参数设置进行优化卡片编写，包括设计变量卡片、响应卡片(目标函数及约束)及关联映射关系。
机头-中央机体结构优化设计区域分布
3.4 机体结构优化设计结果
BWB-300机头-机体结构各部件优化后质量如表 7所示。
优化后各设计区最优厚度如表 8所示。中央机体结构质量优化迭代曲线如图 8所示，整个优化过程共进行了23步迭代后达到最终收敛状态，其中前10步是满应力优化迭代结果，满应力优化仅考虑材料强度约束，目的是给规划法提供理想的初值，减少规划法迭代次数。11~23步是序列二次规划法的优化迭代计算结果，规划法迭代11步后机头-中央机体结构质量逐渐达到收敛状态，机头最终质量为3.055 t，中央机体质量为15.088 t。
优化后各部件质量
设计区厚度优化结果
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图8 中央机体结构质量迭代过程 |
4 机头-中央机体结构强度分析
1.5 A，2P，1.5A+1.5P工况机体复合材料应变分布如表 9所示。
表 10为机头-中央机体位移、翼根扭转角、应力及应变整体情况。3套工况中，2P工况结构变形、应变水平最高，基本接近设计许用值。1.5A工况最大变形位于翼身连接区，1.5A+1.5P、2P工况最大变形位置位于2#加框与前分离面间上壁板。1.5A工况应变水平较高区域主要集中于翼身连接区壁板，1.5A+1.5P、2P工况高应变区域主要集中在机头上壁板、普通框、框与纵隔板连接区。1.5A工况金属结构高应力区位于翼-身连接内隔板，1.5A+1.5P工况应力较高区域位于翼-身连接内隔板和中-后机身分离面，2P工况应力较高区域位于中-后机身分离面。
复合材料结构应变分布
机体整体位移/应力/应变情况
5 结论
本文针对翼身融合布局非常规圆截面机身、高后置背撑发动机带来的结构增重及舱内噪声等问题，开展了基于PRSEUS构型兼顾多学科约束的机头-中央机体结构轻量化设计方法及应用研究。经BWB-300样机的验证表明，PRSEUS构型的中央机体半结构质量为15.088 t，相比传统全复合材料中央机体结构设计方案的减质率达8.7%，结构应力、应变集中情况得到较大改善，尤其在含充压载荷工况中机体承压性能提升效果显著。
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图1 PRSEUS构型机体结构设计方案 |
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图2 气动代理模型构建流程 |
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图3 气动载荷-结构载荷等效处理 |
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