董立君 孫偉 張永杰 鮑君波 張睿

摘 要：針對(duì)翼身融合布局民機(jī)的非圓形截面機(jī)身結(jié)構(gòu)承載特征，美國(guó)波音公司和美國(guó)國(guó)家航空航天局（NASA）聯(lián)合提出了拉擠桿縫合高效一體化結(jié)構(gòu)（PRSEUS），以提高翼身融合布局飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的承載效率及穩(wěn)定性性能。為了深入研究翼身融合布局后機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及PRSEUS結(jié)構(gòu)在后機(jī)身上的應(yīng)用，本文建立了基于PRSEUS結(jié)構(gòu)的翼身融合布局后機(jī)身結(jié)構(gòu)高保真度數(shù)值分析模型。篩選出了針對(duì)翼身融合布局后機(jī)身的5種典型載荷工況作為評(píng)估后機(jī)身結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度的輸入條件。借鑒結(jié)構(gòu)區(qū)域劃分技術(shù)，開(kāi)展了基于PRSEUS結(jié)構(gòu)的翼身融合布局后機(jī)身結(jié)構(gòu)優(yōu)化方法研究，完成了基于分塊的PRSEUS結(jié)構(gòu)后機(jī)身結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)，保證了后機(jī)身結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度性能，并進(jìn)一步減輕了結(jié)構(gòu)重量。

關(guān)鍵詞：翼身融合布局民機(jī)； 后機(jī)身； PRSEUS； 結(jié)構(gòu)優(yōu)化

中圖分類號(hào)：V22 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.03.007

與傳統(tǒng)布局飛機(jī)相比，翼身融合飛機(jī)在節(jié)省燃油消耗和提高飛機(jī)氣動(dòng)效率方面有巨大的潛在優(yōu)勢(shì)，被認(rèn)為是可替代傳統(tǒng)圓形截面機(jī)身布局的有前途的飛機(jī)概念之一。歐洲潔凈天空計(jì)劃（CS）和美國(guó)國(guó)家航空航天局（NASA）的環(huán)境友好計(jì)劃（ERA）均對(duì)翼身融合布局飛機(jī)開(kāi)展了大量研究工作，國(guó)內(nèi)科研團(tuán)隊(duì)也對(duì)此開(kāi)展了持續(xù)性研究。

Qin[1]依據(jù)現(xiàn)有模型，研究了翼身融合布局（BWB）方案的氣動(dòng)特性，并完成了優(yōu)化設(shè)計(jì)。柴嘯[2]等建立了BWB客機(jī)總體參數(shù)綜合分析與優(yōu)化平臺(tái)，并對(duì)BWB客機(jī)的總體設(shè)計(jì)方案進(jìn)行了多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)研究，分別完成了單目標(biāo)優(yōu)化和多目標(biāo)優(yōu)化，優(yōu)化效果顯著。R. Q. Jesse采用翼身融合概念設(shè)計(jì)及結(jié)構(gòu)優(yōu)化程序（HCDstruct）對(duì)多種翼身融合概念方案進(jìn)行了中保真度的全機(jī)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)[3]，并為概念方案提供了全機(jī)重量（質(zhì)量）評(píng)估依據(jù)。對(duì)于大型復(fù)合材料結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)，白浩[4]基于區(qū)域劃分技術(shù)，提出了一種復(fù)合材料層合板鋪層的二級(jí)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。趙占文等采用遺傳算法對(duì)變剛度復(fù)合材料層合板進(jìn)行了結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性優(yōu)化設(shè)計(jì)[5]。面對(duì)翼身融合布局非圓形截面機(jī)身的特殊承載問(wèn)題，波音公司和NASA聯(lián)合提出了可提高結(jié)構(gòu)剛度、穩(wěn)定性和承載效率的復(fù)合材料基于拉擠桿縫合高效一體化結(jié)構(gòu)（PRSEUS）形式。參考文獻(xiàn)[6]對(duì)單隔框和單長(zhǎng)桁 PRSEUS結(jié)構(gòu)的材料、鋪層順序等設(shè)計(jì)變量進(jìn)行了優(yōu)化分析。張永杰等針對(duì)復(fù)合材料的翼身融合中央機(jī)體結(jié)構(gòu)，進(jìn)行了中央機(jī)體結(jié)構(gòu)非線性分析，提出了結(jié)構(gòu)方案優(yōu)化設(shè)計(jì)策略，完成了翼身融合布局（HWB）中央機(jī)體的結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)[7]。王凱劍等針對(duì)翼身融合客機(jī)PRSEUS壁板開(kāi)展了參數(shù)識(shí)別研究和優(yōu)化設(shè)計(jì)[8]。從國(guó)內(nèi)研究現(xiàn)狀可以看出，目前尚未對(duì)完整翼身融合后機(jī)身采用PRSEUS結(jié)構(gòu)形式及其收益進(jìn)行探索，也尚未開(kāi)展基于PRSEUS結(jié)構(gòu)高精度模型的大變量精細(xì)化機(jī)身結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)。

本文針對(duì)某翼身融合布局飛機(jī)后機(jī)身結(jié)構(gòu)，考慮其高后置背撐發(fā)動(dòng)機(jī)布局帶來(lái)的后機(jī)身承力的特殊需求以及結(jié)構(gòu)承載效率要求，探索了PRSEUS結(jié)構(gòu)在翼身融合布局后機(jī)身上的應(yīng)用及收益。建立了基于PRSEUS的后機(jī)身結(jié)構(gòu)高保真度有限元模型，在區(qū)域劃分技術(shù)的基礎(chǔ)上開(kāi)展了涉及大變量的整個(gè)后機(jī)身結(jié)構(gòu)更為精細(xì)化的優(yōu)化設(shè)計(jì)，在保證優(yōu)化可行性和優(yōu)化效率的前提下，進(jìn)一步挖掘結(jié)構(gòu)潛力。

1 PRSEUS基本特性

翼身融合布局雖具有顯著的空氣動(dòng)力學(xué)優(yōu)勢(shì)，但由于其非圓形截面，也給機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)帶來(lái)了挑戰(zhàn)[9]。為此，波音公司和NASA聯(lián)合提出了PRSEUS的機(jī)體結(jié)構(gòu)，如圖1所示[10-11]。長(zhǎng)桁和框梁通過(guò)縫合技術(shù)進(jìn)行連接，幾乎不需要機(jī)械緊固件。該結(jié)構(gòu)形式的承力優(yōu)點(diǎn)如下[12]：通過(guò)縫合技術(shù)能夠有效抑制復(fù)合材料初始分層發(fā)生，增強(qiáng)了縫合結(jié)構(gòu)的止損和承載能力；合理的縫合方式，可使縫合結(jié)構(gòu)受拉具有良好的止裂和改變裂紋擴(kuò)展方向的能力；拉擠桿以零度纖維為主，位于長(zhǎng)桁部件上部，提高了結(jié)構(gòu)中性軸高度，增強(qiáng)了結(jié)構(gòu)受壓和抗彎的承載能力；該結(jié)構(gòu)形式減少了金屬連接件和緊固件的數(shù)量，并且降低了由于打孔而帶來(lái)的應(yīng)力集中和加工制造等問(wèn)題。通過(guò)數(shù)值分析和大尺寸試驗(yàn)[13]證明了PRSEUS概念可以滿足翼身融合布局機(jī)身設(shè)計(jì)的苛刻要求。

在PRSEUS結(jié)構(gòu)中，以零度纖維為主的大模量拉擠桿，位于長(zhǎng)桁部件上部，遠(yuǎn)離底部蒙皮，這種結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)形式不僅提高了中性軸高度，而且增加了長(zhǎng)桁部件的局部強(qiáng)度和穩(wěn)定性，進(jìn)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芯材料，具有減重效果。拉擠桿穿過(guò)隔框、長(zhǎng)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(diǎn)，也增強(qiáng)了蒙皮整體壁板的耐久性。

長(zhǎng)桁部件設(shè)計(jì)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(jié)構(gòu)具有抑制損傷擴(kuò)展的能力；（4）合理的中性軸位置；（5）對(duì)碳纖維邊緣進(jìn)行了防護(hù)處理；（6）在高模量拉擠碳桿的外部，覆蓋復(fù)合材料包裹層，使其免受沖擊。隔框部件設(shè)計(jì)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(jié)構(gòu)具有控制損傷擴(kuò)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(duì)碳纖維邊緣進(jìn)行了防護(hù)處理；（6）通過(guò)共固化一體成形，達(dá)到與長(zhǎng)桁無(wú)縫連接的目的，確保了結(jié)構(gòu)傳力路徑的連續(xù)性。

2 翼身融合后機(jī)身結(jié)構(gòu)建模

2.1 網(wǎng)格模型

后機(jī)身上下蒙皮、長(zhǎng)桁元件包裹層、長(zhǎng)桁元件翻邊、長(zhǎng)桁元件止裂帶、隔框元件包裹層、隔框元件翻邊、隔框元件止裂帶、后機(jī)身分離面、后機(jī)身分離面上的加筋板均采用殼單元模擬；長(zhǎng)桁拉擠桿采用桿單元模擬；隔框的泡沫夾芯材料采用實(shí)體單元模擬。

對(duì)后機(jī)身蒙皮劃分網(wǎng)格時(shí)，為保證一維梁?jiǎn)卧⒍S殼單元、三維體單元之間的單元節(jié)點(diǎn)協(xié)調(diào)，需根據(jù)后機(jī)身結(jié)構(gòu)布置將機(jī)身蒙皮分割成若干區(qū)域，在此基礎(chǔ)上進(jìn)行網(wǎng)格劃分。參考文獻(xiàn)[14]中關(guān)于PRSEUS結(jié)構(gòu)參數(shù)設(shè)置，后機(jī)身隔框間距約為508.0mm，長(zhǎng)桁間距約為152.4mm。隔框泡沫夾心高度為152.40mm，厚度約為12.70mm，隔框下部止裂帶及翻邊總寬度約為101.60mm。長(zhǎng)桁總高度約為37.85mm，上端拉擠桿直徑為9.53mm，長(zhǎng)桁下部止裂帶及翻邊寬度約為86.36mm。長(zhǎng)桁和隔框元件橫截面如圖2所示?？紤]到PRSEUS結(jié)構(gòu)的一體化縫合[15]和共固化加工工藝[16]對(duì)于各元件的法向剛/強(qiáng)度增強(qiáng)和組合支撐效應(yīng)，對(duì)模型各元件殼單元設(shè)置偏置量。形成的翼身融合后機(jī)身長(zhǎng)桁、隔框網(wǎng)格模型如圖3所示。

依據(jù)HWB飛機(jī)后機(jī)身的幾何特征和PRSEUS結(jié)構(gòu)特性，最終建立的高保真度的基于PRSEUS結(jié)構(gòu)的HWB后機(jī)身有限元模型如圖4所示，全模型共有533242個(gè)單元，290854個(gè)節(jié)點(diǎn)。根據(jù)結(jié)構(gòu)布置以及方便后期開(kāi)展結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)工作，將模型所有單元?jiǎng)澐譃?8個(gè)組，分別賦予不同的單元屬性。

2.2 材料參數(shù)

后機(jī)身上下蒙皮、元件包裹層、元件翻邊、元件止裂帶、后機(jī)身分離面均由AS4碳纖維復(fù)合材料層合板構(gòu)成。該層合板為對(duì)稱層合板，鋪層順序?yàn)閇45/-45/0/90/0/-45/45] ，而0°鋪層的鋪層厚度為45°鋪層厚度的兩倍，45°鋪層占44%，0°鋪層占44%，90°鋪層占12%[10-11]。根據(jù)此，本文設(shè)置PRSEUS蒙皮鋪層由9層鋪層組成，鋪層順序?yàn)閇45/-45/0/0/ 90/0/0/-45/45]T，單層鋪層厚度為0.1467mm，總厚度為1.3203mm。

長(zhǎng)桁包裹層、長(zhǎng)桁翻邊、長(zhǎng)桁止裂帶均由一層層合板制備而成，其0°纖維平行于長(zhǎng)桁方向。蒙皮、隔框包裹層、隔框翻邊、隔框止裂帶分別由2、2、2、1層層合板制備而成，其0°纖維平行于隔框方向。長(zhǎng)桁拉擠桿選用T800碳纖維制造，隔框的泡沫夾芯為Rohacell泡沫。具體材料屬性見(jiàn)表1～表3。

2.3 載荷和邊界條件

美國(guó)聯(lián)邦航空條例FAR-25《運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)》對(duì)于飛機(jī)極端載荷做了相關(guān)規(guī)定。對(duì)于翼身融合飛機(jī)，需對(duì)80多種載荷工況進(jìn)行評(píng)估分析以確定全機(jī)的極端載荷工況，最終篩選出13個(gè)全機(jī)極端載荷工況，可在此基礎(chǔ)上開(kāi)展優(yōu)化設(shè)計(jì)等工作。針對(duì)后機(jī)身，本文篩選出5種典型載荷工況，在此基礎(chǔ)上進(jìn)行后機(jī)身強(qiáng)度、剛度校核并開(kāi)展后機(jī)身結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)工作。選取的典型載荷工況見(jiàn)表4。

3 翼身融合后機(jī)身結(jié)構(gòu)強(qiáng)度初步校核

對(duì)翼身融合后機(jī)身初步設(shè)計(jì)方案進(jìn)行5種典型極端載荷工況下的強(qiáng)度校核，通過(guò)結(jié)果分析，獲得了載荷對(duì)結(jié)構(gòu)應(yīng)力（應(yīng)變）分布的影響，確定了載荷傳力路線。

本文采用最大應(yīng)變準(zhǔn)則和Tsai-Wu準(zhǔn)則作為結(jié)構(gòu)強(qiáng)度失效判據(jù)，進(jìn)行復(fù)合材料后機(jī)身結(jié)構(gòu)強(qiáng)度評(píng)估。

（1）工況1結(jié)構(gòu)強(qiáng)度校核結(jié)果

該工況是為了驗(yàn)證高后置背撐發(fā)動(dòng)機(jī)載荷對(duì)后機(jī)身的影響，經(jīng)分析計(jì)算得出（見(jiàn)圖5），民機(jī)后機(jī)身結(jié)構(gòu)在最大發(fā)動(dòng)機(jī)載荷作用下最大位移出現(xiàn)在發(fā)動(dòng)機(jī)支架連接點(diǎn)處，為32.6mm；翼身融合民機(jī)后機(jī)身結(jié)構(gòu)最大應(yīng)變準(zhǔn)則和TsaiWu準(zhǔn)則下的最大失效因子分別為0.683和0.667，均小于1，說(shuō)明初始設(shè)計(jì)方案安全，但有很大的減重空間。

（2）工況2結(jié)構(gòu)強(qiáng)度校核結(jié)果

如圖6所示，民機(jī)后機(jī)身結(jié)構(gòu)在巡航狀態(tài)下最大位移出現(xiàn)在后機(jī)身背部中心處，最大位移為22.9mm；后機(jī)身整體應(yīng)力分布較均勻，約束處局部有應(yīng)力集中現(xiàn)象，翼身融合民機(jī)后機(jī)身結(jié)構(gòu)最大應(yīng)變失效準(zhǔn)則和Tsai-Wu失效準(zhǔn)則下的最大失效因子分別為0.197和0.091，遠(yuǎn)小于1，說(shuō)明初始設(shè)計(jì)方案承載能力遠(yuǎn)超巡航狀態(tài)載荷，結(jié)構(gòu)有很大的減重空間。

（3）工況3結(jié)構(gòu)強(qiáng)度校核結(jié)果

如圖7所示，民機(jī)后機(jī)身結(jié)構(gòu)在過(guò)載2.5下最大位移出現(xiàn)在后機(jī)身背部中心處，最大位移為50.5mm；翼身融合民機(jī)后機(jī)身結(jié)構(gòu)最大應(yīng)變失效準(zhǔn)則和Tsai-Wu失效準(zhǔn)則下的最大失效因子分別為0.743和0.781，小于1，材料利用率較高，且滿足強(qiáng)度剛度的要求。

（4）工況4結(jié)構(gòu)強(qiáng)度校核結(jié)果

如圖8所示，翼身融合民機(jī)后機(jī)身結(jié)構(gòu)在過(guò)載-1下最大位移出現(xiàn)在后機(jī)身背部中心處，最大位移為27.6mm；后機(jī)身整體應(yīng)力分布較均勻，約束處局部有應(yīng)力集中現(xiàn)象，翼身融合民機(jī)后機(jī)身結(jié)構(gòu)最大應(yīng)變失效準(zhǔn)則和Tsai-Wu失效準(zhǔn)則下的最大失效因子分別為0.216和0.093，遠(yuǎn)小于1，計(jì)算結(jié)果說(shuō)明復(fù)合材料后機(jī)身結(jié)構(gòu)在該工況下是安全的。

（5）工況5結(jié)構(gòu)強(qiáng)度校核結(jié)果

如圖9所示，墜撞工況下翼身融合民機(jī)后機(jī)身結(jié)構(gòu)承受9g發(fā)動(dòng)機(jī)航向載荷，最大位移出現(xiàn)在發(fā)動(dòng)機(jī)支架連接點(diǎn)處，最大位移為50.2mm；后機(jī)身整體應(yīng)力分布不均勻，約束處出現(xiàn)明顯的應(yīng)力集中，翼身融合民機(jī)后機(jī)身結(jié)構(gòu)最大應(yīng)變失效準(zhǔn)則和Tsai-Wu失效準(zhǔn)則下的最大失效因子分別為0.88和1.02，說(shuō)明該載荷較大，并且產(chǎn)生的應(yīng)變（力）相對(duì)集中，可對(duì)應(yīng)力集中處進(jìn)行局部補(bǔ)強(qiáng)以達(dá)到強(qiáng)度要求。

4 翼身融合后機(jī)身結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)

借鑒區(qū)域劃分技術(shù)，對(duì)后機(jī)身結(jié)構(gòu)有限元單元進(jìn)行分區(qū)，并對(duì)各分區(qū)設(shè)置對(duì)應(yīng)初始鋪層（含鋪層角度和鋪層厚度）。區(qū)域劃分技術(shù)一方面可以較精細(xì)地對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)，一方面又能提高設(shè)計(jì)效率，是精細(xì)化設(shè)計(jì)與計(jì)算效率的權(quán)衡。采用快速敏度分析方法從眾多設(shè)計(jì)變量中識(shí)別出對(duì)優(yōu)化目標(biāo)影響較大的關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)，采用多島遺傳算法開(kāi)展結(jié)構(gòu)優(yōu)化工作，最終獲得滿足條件的最佳設(shè)計(jì)方案。

4.1 設(shè)計(jì)參數(shù)

根據(jù)5種典型工況下后機(jī)身承載應(yīng)力分布情況及PRSEUS結(jié)構(gòu)形式，對(duì)翼身融合后機(jī)身全部有限元單元進(jìn)行分區(qū)，其中將上蒙皮劃分為13個(gè)分區(qū)，下蒙皮劃分為4個(gè)分區(qū)，止裂帶、翻邊、長(zhǎng)桁包裹層和隔框包裹層也進(jìn)行相應(yīng)分區(qū)，分區(qū)總計(jì)46個(gè)。部分分區(qū)如圖10～圖14所示。

本文設(shè)計(jì)參數(shù)分為兩層，第一層設(shè)計(jì)參數(shù)為每個(gè)分區(qū)層合板的總厚度，第二層設(shè)計(jì)參數(shù)為每個(gè)分區(qū)層合板中0°、45°和90°鋪層的鋪層數(shù)，第二層設(shè)計(jì)變量上百個(gè)。第一層設(shè)計(jì)參數(shù)見(jiàn)表5。

4.2 設(shè)計(jì)變量敏度分析

由于本文的設(shè)計(jì)變量數(shù)量較大，為了提高優(yōu)化效率，本文首先對(duì)第一層設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行針對(duì)后機(jī)身結(jié)構(gòu)總重量、后機(jī)身變形及強(qiáng)度失效因子的敏度分析，基于分析結(jié)果，篩選出重要設(shè)計(jì)變量開(kāi)展優(yōu)化。本文采用最優(yōu)拉丁超立方設(shè)計(jì)方法作為本次的試驗(yàn)方法，該方法可使試驗(yàn)點(diǎn)盡量均勻分布在設(shè)計(jì)空間中，使因素和相應(yīng)的擬合更加真實(shí)精確。表6給出了對(duì)結(jié)構(gòu)質(zhì)量、結(jié)構(gòu)位移及結(jié)構(gòu)強(qiáng)度失效因子影響較大的設(shè)計(jì)參數(shù)，這些設(shè)計(jì)參數(shù)將是開(kāi)展下一步方案優(yōu)化設(shè)計(jì)的基本設(shè)計(jì)變量。這樣將原來(lái)眾多的設(shè)計(jì)變量縮小到25個(gè)分區(qū)，顯著提高優(yōu)化效率。

4.3 優(yōu)化參數(shù)設(shè)置

（1） 優(yōu)化設(shè)計(jì)變量

優(yōu)化設(shè)計(jì)參數(shù)變量取值范圍見(jiàn)表7。

（2） 目標(biāo)函數(shù)

參考參考文獻(xiàn)[7]中關(guān)于優(yōu)化設(shè)計(jì)方案的研究及優(yōu)化結(jié)果，本文優(yōu)化目標(biāo)為使翼身融合民機(jī)后機(jī)身結(jié)構(gòu)重量最輕。

（3） 約束條件

為滿足復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度要求，約束條件設(shè)置為最大應(yīng)變失效準(zhǔn)則和Tsai-Wu失效準(zhǔn)則下的失效因子均小于1；為滿足剛度要求，設(shè)置帶高后置背撐發(fā)動(dòng)機(jī)的后機(jī)身結(jié)構(gòu)最大位移不超過(guò)60mm。

4.4 優(yōu)化結(jié)果

利用多島遺傳算法實(shí)現(xiàn)后機(jī)身結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)工作，設(shè)計(jì)變量?jī)?yōu)化前后對(duì)比見(jiàn)表8。

4.5 優(yōu)化方案結(jié)構(gòu)靜力分析

優(yōu)化后的翼身融合民機(jī)復(fù)合材料后機(jī)身結(jié)構(gòu)在工況3下的靜力分析結(jié)果如圖15所示，最大位移出現(xiàn)在后機(jī)身背部中心處，最大位移為58.5mm，較之優(yōu)化前增大了17%；后機(jī)身整體應(yīng)力分布較均勻，約束處局部有應(yīng)力集中現(xiàn)象，優(yōu)化后的翼身融合民機(jī)后機(jī)身結(jié)構(gòu)最大應(yīng)變失效準(zhǔn)則和Tsai-Wu失效準(zhǔn)則下的最大失效因子分別為0.814和0.828，與優(yōu)化前相比分別增加了4%和11%，但小于1，因此，優(yōu)化后的復(fù)合材料后機(jī)身結(jié)構(gòu)在該種工況下滿足強(qiáng)度和剛度要求。同時(shí)從表9中可以看到，后機(jī)身結(jié)構(gòu)總質(zhì)量由初始的3.55t降低到了2.58t，質(zhì)量降低了27%。通過(guò)優(yōu)化前后結(jié)構(gòu)質(zhì)量和失效因子兩方面的變化率可以看到，本文優(yōu)化提高了整體結(jié)構(gòu)的承載效率，其中包括復(fù)合材料鋪層的合理分布。

5 結(jié)束語(yǔ)

鑒于PRSEUS結(jié)構(gòu)在承載、減重等方面的突出優(yōu)勢(shì)，本文開(kāi)展了基于PRSEUS結(jié)構(gòu)的翼身融合布局后機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。建立了基于PRSEUS結(jié)構(gòu)的完整后機(jī)身高保真度有限元模型，設(shè)置其約束邊界，確定載荷施加方法，為翼身融合民機(jī)后機(jī)身結(jié)構(gòu)靜力分析和優(yōu)化設(shè)計(jì)提供了準(zhǔn)確模型。

由于翼身融合民機(jī)獨(dú)特的布局形式，其后機(jī)身受載與傳統(tǒng)民機(jī)不同，本文通過(guò)查閱文獻(xiàn)并結(jié)合實(shí)際，分析并篩選出翼身融合民機(jī)后機(jī)身5種典型載荷工況，以此作為后機(jī)身結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度評(píng)定的標(biāo)準(zhǔn)。

通過(guò)敏度分析工作篩選出對(duì)優(yōu)化目標(biāo)和約束條件影響較大的設(shè)計(jì)參數(shù)，基于此，開(kāi)展了以多島遺傳優(yōu)化算法為核心的翼身融合民機(jī)后機(jī)身結(jié)構(gòu)方案優(yōu)化設(shè)計(jì)；以基于PRSEUS結(jié)構(gòu)的翼身融合布局復(fù)合材料后機(jī)身為研究對(duì)象，選取強(qiáng)度和剛度為約束條件，機(jī)身總質(zhì)量最小為優(yōu)化目標(biāo)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，取得了良好的減重效果，為翼身融合民機(jī)后機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供支持。

參考文獻(xiàn)

[1]Qin N， Vavalle A， Moigne A L，et al.Aerodynamic consider‐ations of blended wing body aircraft[J].Progress in Aerospace Sciences， 2004， 40（6）： 321-343.

[2]柴嘯，陳迎春，譚兆光，等.翼身融合布局客機(jī)總體參數(shù)分析與優(yōu)化[J].航空學(xué)報(bào)，2019，40（9）：1-11. Chai Xiao， Chen Yingchun， Tan Zhaoguang， et al. Analysis and optimization of overall parameters for blended-wing-body civil aircraft[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2019， 40（9）：1-11. （in Chinese）

[3]Jesse R Q， Frank H G. Conceptual design and structural optimization of NASA Environmentally Responsible Aviation（ERA） hybrid wing body aircraft[C]//57th IAA/ASCE/AHS/ ASC Structures， Structural Dynamics， and Materials Conference，016.

[4]白皓.復(fù)合材料層壓板鋪層設(shè)計(jì)的二級(jí)優(yōu)化方法研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2016. Bai Hao. Study on two-level optimization method for laminate design of composite laminates [D]. Nanjing： Nanjing Universi‐ ty of Aeronautics and Astronautics， 2016 （in Chinese）

[5]趙占文，蘇雁飛，崔勇江.變剛度復(fù)合材料層壓板的軸壓穩(wěn)定性優(yōu)化研究[J].航空科學(xué)技術(shù)，2021，32（8）：57-61. Zhao Zhanwen， Su Yanfei， Cui Yongjiang. Buckling optimiza‐tion study on variable stiffness composite laminate under com‐pression load[J].Aeronautical Science & Technology， 2021， 32（8）：57-61. （in Chinese）

[6]Leone F A， Jegley D C. Compressive loading and modeling of stitched composite stiffeners[C]// 57th AIAA/ASCE/AHS/ASC Structures， Structural Dynamics and Materials Conference， 2016.

[7]張永杰，段宇霆，趙書(shū)旺，等. HWB中央機(jī)體結(jié)構(gòu)非線性分析與方案優(yōu)化設(shè)計(jì)方法研究[J]應(yīng)用力學(xué)學(xué)報(bào)，2020，37 （5）： 1-12. Zhang Yongjie， Duan Yuting， Zhao Shuwang，et al. Nonlinear analysis and scheme optimization design of HWB central body structure[J]. Chinese Journal of Applied Mechanics， 2020， 37（5）：1-12. （in Chinese）

[8]王凱劍，張睿，李巖.翼身融合客機(jī)PRSEUS壁板參數(shù)識(shí)別研究與優(yōu)化設(shè)計(jì)[J].航空科學(xué)技術(shù)，2021，32（5）：44-53. Wang Kaijian， Zhang Rui， Li Yan. Parameters identification re‐search and optimization design of PRSEUS panel in blendedwing-body civil aircraft[J].Aeronautical Science & Technolo‐gy， 2021， 32（5）：44-53. （in Chinese）

[9]Dawn C J， Alex V. Development of the PRSEUS multi-bay pressure box for a hybrid wing body vehicle[R].AIAA 2015-1871， 2015.

[10]Yovanof N P， Jegley D C. Compressive behavior of framestiffened composite panels[C]//Proceedings of the 52nd AIAA/ ASME/ASCE/AHS/ASC Structures， Structural Dynamics and Materials Conference， 2011.

[11]Wangjt N， Grenoble R W， Pickell R D. Structural integrity testing method for PRSEUS rod-wrap stringer design[C]//Pro‐ceedings of the 53rd AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Struc‐tures， Structural Dynamics and Materials Conference，2012.

[12]張永杰，吳瑩瑩，趙書(shū)旺，等.翼身融合布局民機(jī)非圓截面機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)研究綜述[J].航空學(xué)報(bào)，2019，40（9）：623054. Zhang Yongjie， Wu Yingying， Zhao Shuwang， et al . Review of non-circular cross-section fuselage structure design research on blended-wing-body civil aircraft [J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2019， 40（9）：623054. （in Chinese）

[13]Adam P， Hsi-Yung T W， Peter S. Nonlinear finite element analysis of a composite non-cylindrical pressurized aircraft fuselage structure [R]. AIAA 2014-1064， 2014.

[14]張永杰，吳瑩瑩，朱勝利，等.翼身融合民機(jī)典型PRSEUS受壓壁板屈曲及漸進(jìn)損傷分析[J]航空學(xué)報(bào).2019，40（9）：1-6. Zhang Yongjie， Wu Yingying， Zhu Shengli， et al. Buckling and progressive damage analysis of representative compressed PR‐ SEUS panel in blended-wing-body civil aircraft[J]. Acta Aero‐nautica et Astronautica Sinica， 2019，40（9）：1-6. （in Chinese）

[15]Velicki A， Yovanof N， Baraja J， et al. Damage arresting composites for shaped vehicles-phase II final report[R]. NASA/ CR-2011-216880， 2011.

[16]Velicki A， Yovanof N P， Baraja J， et al. PRSEUS acoustic panel fabrication[R]. NASA/CR-2011-217309， 2011.

Optimization Design of Blended-wing-body Layout Rear Fuselage Based on PRSEUS Structure

Dong Lijun1， Sun Wei1， Zhang Yongjie2， Bao Junbo1， Zhang Rui1

1. Chinses Aeronautical Establishment， Beijing 100012， China

2. Northwestern Polytechnical University， Xian 710072， China

Abstract： Boeing and NASA jointly proposed PRSEUS structure to improve the carrying efficiency and stability of the aircraft fuselage structure based on the non-circular section of the wing-body fusion layout. In order to deeply study the airframe structure design and the application of PRSEUS structure on the rear fuselage， a high-fidelity numerical analysis model of airframe structure based on PRSEUS structure is established. Five typical load conditions are selected for the fuselage after the wing-body fusion layout， among which four are critical load conditions， which are used as input conditions to evaluate the structural strength and stiffness of the fuselage. By referring to the structural area division technology， the optimization method of the rear fuselage structure based on PRSEUS wing-body fusion layout is studied， and the optimization design of the rear fuselage structure based on PRSEUS block is completed， which ensures the strength and stiffness of the rear fuselage structure and further reduces the weight of the structure.

Key Words： blended-wing-body civil aircraft； rear fuselage； PRSEUS； structure optimization