翼身融合客機PRSEUS壁板參數識別研究與優化設計

王凱劍 張睿 李巖

摘要：PRSEUS壁板結構為翼身融合布局客機的非圓截面機身結構提供了一種創新的解決方案。本文對PRSEUS壁板進行了不同載荷條件下的參數識別研究，提取了關鍵設計參數，并以此為基礎進行了優化設計。首先，提取了PRSEUS壁板的設計參數，在考慮各組件疊放順序的基礎上進行參數化建模。其次，基于ISIGHT平臺，采用試驗設計（DOE）方法，對PRSEUS壁板在承受機翼展向彎曲載荷、機身軸向彎曲載荷與客艙增壓載荷三種工況下的受力情況進行了分析，提取關鍵參數。最后，采用組合優化方案，對PRSEUS壁板結構在單一載荷與組合載荷下進行優化設計，提高了優化效率。優化后的PRSEUS壁板結構承載效率大幅提升，較初始方案減重11.696%，為翼身融合布局客機結構設計提供了參考。

關鍵詞：PRSEUS壁板；翼身融合客機；參數化建模；關鍵參數識別；優化設計

中圖分類號：V22文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.05.007

美國國家航空航天局（NASA）提出的環境友好航空項目（ERA）旨在通過探索新型的客機結構概念，開發先進的飛機結構，從而在滿足載荷條件的情況下提高燃油效率[1-2]。對傳統的“圓截面機身-機翼”結構的改進已不足以實現預期目標，翼身融合（blended-wing-body，BWB）布局客機結合了飛翼布局與傳統運輸機的特點，在氣動、油耗、噪聲和載客量等性能方面相較傳統客機有顯著提升。早期，對翼身融合客機的研究側重于空氣動力學、穩定性與控制方面。近年來，能滿足BWB客機特點承載要求的新型結構性能越來越受到關注[3-8]。

傳統的圓形截面機身承受增壓載荷時蒙皮會產生周向張力，然而BWB客機的壁板結構會承受機身軸向與機翼展向的彎曲載荷、面內載荷與客艙增壓載荷。而且，受壓面板承受雙重彎曲曲率（面板的中心和邊緣向相反方向彎曲），這會導致壁板出現較大的局部應力。因此，與具有明確傳力路徑的傳統客機結構相比，這種幾乎平坦的壁板結構需采取新型的結構設計以滿足要求。為此，波音公司提出了拉擠桿縫合一體化結構（pultruded rod stitched efficient unitized structure， PRSEUS），研究發現此結構在翼身融合客機中部使用具有巨大的發展前景[3-10]。

本文從PRSEUS的結構特點入手，在考慮各組件疊放順序的基礎上，構建了由蒙皮、止裂帶、隔框及其泡沫芯、長桁、拉擠桿等組成的PRSEUS壁板結構模型；提取其結構主要設計參數進行參數化建模；基于ISIGHT優化平臺，集成參數化建模與有限元分析，采用試驗設計方法（design of experiment，DOE），對其承受機翼展向彎曲載荷、機身軸向彎曲載荷與內部壓力載荷這三個典型工況進行關鍵設計參數識別分析；結合DOE與數值優化算法，考慮單一載荷與組合載荷，對PRSEUS壁板進行優化設計，達到提高承載效率與減重的目標，為后續的翼身融合客機結構多學科優化設計提供參考。

1 PRSEUS壁板結構分析與建模

1.1 PRSEUS壁板結構特點

PRSEUS壁板結構主要由蒙皮、止裂帶、碳纖維包裹的拉擠桿與泡沫芯等部件組成，如圖1所示。蒙皮處于頂層，上覆隔框止裂帶與長桁止裂帶，長桁與隔框的底部翻邊與止裂帶、蒙皮縫合在一起，隔框與長桁垂直布置。PRSEUS壁板主要用于翼身融合客機中部，與傳統布局客機不同，BWB客機處于飛行狀態時壁板主要承受三個方向的載荷，如圖2所示，且機身軸向彎曲載荷與機翼展向彎曲載荷處于同一數量級。機翼展向的彎曲載荷主要由隔框承擔，隔框內部的泡沫芯可有效減輕結構重量（質量），并增加機翼展向的承載能力。布置在長桁頂部的高模量拉擠桿承擔大部分機身軸向的彎曲載荷，有效地增強了壁板整體的抗彎性能。客艙內部的增壓載荷由壁板整體承擔。長桁與隔框的底部翻邊與止裂帶、蒙皮之間的縫合工藝有效抑制了復合材料分層。

1.2 PRSEUS壁板建模

本文選取的研究對象為含有雙隔框與5根長桁的PRSEUS壁板。PRSEUS壁板幾何模型如圖3所示。

提取其主要設計參數，對其進行參數化建模，共提取設計參數10個，設計參數與初始數值見表1。為提高有限元計算精度，需在建模時考慮各組件殼厚度因素。在有限元分析中，對殼單元一般采用參考面為中性面的方法來處理，本文在建模時根據PRSEUS壁板各部件的疊放順序，對各組件的位置采取參數化建模，使得其位置可根據參數改變自行調整，從而保證有限元計算精度，如圖4所示。PRSEUS壁板由下至上疊放順序為蒙皮、隔框止裂帶、長桁止裂帶、長桁、隔框，根據定義的厚度參數即可計算出各組件的偏移量，提高分析效率。

1.3 PRSEUS壁板有限元模型

有限元模型中，采用四節點殼單元模擬蒙皮、止裂帶、隔框與長桁的包裹層；采用八節點實體單元模擬隔框泡沫芯與拉擠桿。在PRSEUS壁板結構中，長桁貫穿隔框底部開口形成支撐關系，如圖5所示。為模擬PRSEUS壁板隔框止裂帶與長桁止裂帶的疊放關系且0°纖維方向不同的結構特點，將止裂帶幾何模型進行分割之后再設置鋪層，實現雙向止裂帶的鋪層設計，如圖6所示。PRSEUS壁板整體有限元模型如圖7所示。

本文對PRSEUS壁板承受機翼展向彎曲載荷、機身軸向彎曲載荷與客艙增壓載荷三種工況進行參數識別研究。對壁板的邊界條件設定如圖8所示，機翼展向彎曲載荷為10000N？m，機身軸向彎曲載荷為5000N？m，客艙增壓載荷為0.19MPa。

1.4 PRSEUS壁板材料參數

蒙皮、止裂帶、隔框與長桁的包裹層材料為AS4碳纖維復合材料，其中蒙皮、止裂帶、長桁包裹層所采用的層合板包含9層鋪層，鋪層角度為[45/-45/0/0/90/0/0/-45/45]，隔框包裹層所采用的層合板包含18層鋪層，鋪層角度為[45/-45/0/0/90/0/0/-45/45]s；蒙皮、隔框包裹層與隔框止裂帶纖維0°方向為隔框方向，長桁包裹層與長桁止裂帶纖維0°方向為長桁方向。布置于長桁頂部的拉擠桿材料為T800碳纖維與環氧樹脂，隔框內部的泡沫芯材料為Rohacell泡沫[1-2，4，10]。各材料參數見表2、表3。

2 PRSEUS壁板結構參數識別研究

PRSEUS壁板在設計中需根據實際載荷情況對各參數進行優化設計。為量化設計參數對壁板承載能力的影響程度，本文采用試驗設計（DOE）方法對關鍵設計參數進行識別[11-13]。采用最優拉丁超立方采樣試驗設計方法提取樣本點，可使所有的試驗點盡量均勻分布在設計空間，具有良好的空間填充性與均衡性，共選取200個設計點。

2.1參數識別方法

2.2 ISIGHT試驗設計集成

在DOE分析中通過Simcode組件集成參數化建模、有限元分析與結果輸出，流程如圖9所示。設計參數的取值范圍為各參數的90%～110%。

2.3參數識別計算結果與分析

PRSEUS壁板在不同載荷下響應與設計參數密切相關，本文以壁板在承受機翼展向彎曲載荷、機身軸向彎曲載荷與客艙增壓載荷三個工況下的最大應力、最大位移、應力質量系數與位移質量系數為分析目標，研究壁板設計參數對分析目標的影響。相關系數表顯示了所有設計參數與分析目標基于線性分析方法的相關性，橫向為設計參數，縱向為分析目標。圖10顯示了三種工況下最大應力、最大位移與所有參數的相關系數，圖11顯示了三種工況下應力質量系數、位移質量系數與所有參數的相關系數。

Pareto圖反映樣本擬合后所有設計參數對每個響應的貢獻程度百分比，藍色代表正相關，紅色代表負相關，各工況下關鍵參數對應力/位移質量參數的貢獻程度如圖12～圖14所示。設計參數對壁板重量的貢獻程度如圖15所示。

根據分析相關系數表與Pareto圖，可找到與各個分析目標關聯性較強的設計參數。關鍵參數與貢獻百分比見表4。

綜合表4結果可知，影響PRESEUS壁板的承載能力的主要參數有隔框高度、隔框包覆層復合材料厚度與長桁高度等。影響壁板總質量的重要參數有隔框包覆層復合材料厚度、隔框高度、長桁包覆層復合材料厚度與蒙皮厚度。

在承受機翼展向彎曲載荷時，增加隔框高度對提高結構效率效果明顯。在承受機身軸向彎曲載荷時，長桁高度對降低最大應力與位移，提高結構承載效率起決定作用。承受客艙增壓載荷時，最大應力水平主要由隔框包覆層復合材料厚度與長桁高度影響，最大位移主要由長桁高度與隔框高度影響。結合各參數對總質量的影響，隔框高度雖然可增加結構的位移質量系數，卻與其應力質量系數成負相關。增加長桁高度可有效提高承受客艙增加載荷時的承載效率。

3 PRSEUS壁板結構優化設計

全局算法具有在整個設計空間內尋求最優解的能力，但由于需排除非最優解需要大量時間，所以優化效率較低。數值優化算法包括梯度下降、共軛梯度法等，優化速度快，但對于復雜的模型容易陷入局部最優解。本文結合DOE試驗設計與優化設計算法，在DOE的設計空間中找到最優解，再以此設計點為初始方案，采用數值優化算法對設計方案進行優化設計，優化目標為重量最輕。約束條件以初始方案計算結果為基礎，適當增加最大位移值。

此外，為模擬PRSEUS壁板實際工況，增加了壁板在組合載荷情況下的模擬計算。在相鄰兩邊固支，另外兩邊加載機翼展向彎曲載荷與機身軸向彎曲載荷，均為1000N？m，此外還有客艙增壓載荷0.1MPa。優化設計約束條件見表5。

優化歷程如圖16所示。在第12、23、34、67輪優化計算中壁板質量明顯下降，此后質量逐漸收斂至6.04kg，經過158輪求得最終優化方案。初始方案、DOE最優方案與最終優化方案設計參數見表6。計算結果如圖17、圖18所示。

壁板在機翼展向彎曲載荷下時，最大應力位置為隔框頂部；承受機身軸向彎曲載荷時，最大應力位置為長桁頂部的拉擠桿；承受客艙增壓載荷時，在隔框兩端與蒙皮連接處會出現應力集中，整體應力水平不高。PRSEUS壁板承受組合載荷時，壁板的中心和邊緣向相反方向彎曲，與加載端距離最近的拉擠桿與隔框頂端應力較大，最大應力位置出現在與加載端距離最近的拉擠桿處。三種方案重量對比見表7。各工況下初始壁板方案、DOE最優方案與最終優化方案的分析見表8～表11。

根據表6、表7對比結果可知，DOE最優方案與最終優化方案的隔框高度基本保持不變，長桁高度有所增加。其他設計參數在設計范圍內略有減少，實現減重目的，且提高了結構承載效率，與前文中的關鍵參數識別結論基本一致。

DOE最優方案總質量6.32kg，較初始方案6.84kg，減重0.52kg（-7.6%）。DOE最優方案除在承受機身軸向彎曲載荷時的最大應力與最大位移小幅增加外，其他單一載荷與組合載荷下，壁板的應力位移水平均不變或降低，應力質量系數與位移質量系數均提升明顯，說明與初始方案相比，DOE最優方案提高了結構的承載效率。

最終方案總質量6.04kg，較DOE最優方案減重0.28kg（-4.43%），較初始方案減重0.8kg（-11.696%）。最終優化方案的最大應力、位移水平與DOE最優方案相比有所降低，應力質量系數和位移質量系數與DOE最優方案相比持平或有所增加。說明本文采用的優化設計降低結構應力水平，提高壁板結構承載效率效果明顯，且達到了減輕結構質量的目的。此優化方法可為之后的BWB客機結構設計提供參考。

4結論

PRSEUS壁板結構為翼身融合布局客機非圓截面機身結構提供了一種創新的解決方案。本文針對PRSEUS壁板處于承受機翼展向彎曲載荷、機身軸向彎曲載荷與客艙增壓載荷三種載荷工況下的受力情況進行了分析，識別了關鍵設計參數，在此基礎上，考慮結構的單一承載與組合承載情況，對結構進行了優化設計，較初始方案減重11.696%。通過研究，可以得出以下結論：

（1）提取PRSEUS壁板主要設計參數，考慮壁板各部件連接關系與疊放順序，對其結構進行參數化建模。

（2）基于ISIGHT平臺，集成參數化建模與有限元分析；采用試驗設計方法，對PRSEUS壁板處于承受機翼展向彎曲載荷、機身軸向彎曲載荷與客艙增壓載荷三種工況下的受力情況進行了關鍵參數識別分析；提出了應力質量系數與位移質量系數以評價結構承載效率；根據DOE分析結果，分析了三種工況下影響壁板結構最大應力、最大位移與承載效率的關鍵參數，為PRSEUS壁板結構優化設計提供參考。

（3）結合試驗設計與數值優化算法的優點，采用組合優化策略，在單一載荷與組合載荷下對PRSEUS壁板結構進行優化設計；以DOE設計樣本中的最優方案為優化初始方案，既避免陷入局部最優解，又提高了優化效率；經158輪計算壁板質量收斂到6.04kg，設計參數變化趨勢與參數識別結果一致；優化后的PRSEUS壁板結構大幅提高結構承載效率，且較DOE最優方案減重0.28kg（-4.43%），較初始方案減重0.8kg（11.696%）。為翼身融合布局客機結構設計提供了方法與參考。

在后續對PRSEUS壁板優化方法的完善中，可增加屈曲分析、振動分析與疲勞分析等；可采取代理模型進行更細致的參數識別研究；本文未對縫線連接處進行建模分析，在后續研究中會結合縫合結構特點進行分析，研究對結果的影響。

參考文獻

[1]Przekop A，Jegley D C，Lovejoy A E，et al. Testing and analysis of a composite non-cylindrical aircraft fuselage structure，Part I：ultimate design loads[C]//AIAA/ASCE/AHS/ASC Structures，Structural Dynamics & Materials Conference，2016.

[2]Przekop A，Jegley D C，Lovejoy A E，et al. Testing and analysis of a composite non-cylindrical aircraft fuselage structure，Part II：severe damage[C]// AIAA/ASCE/AHS/ASC Structures，Structural Dynamics & Materials Conference，2016.

[3]Jegley D C，Velicki A. Development of the PRSEUS multi-bay pressure box for a hybrid wing body vehicle[C]// AIAA/ASCE/ AHS/ASC Structures，Structural Dynamics & Materials Conference，2013.

[4]Allen A R，Przekop A. Vibroacoustic tailoring of a rodstiffened composite fuselage panel with multidisciplinary considerations[J]. Journal ofAircraft，2015，52（2）：1-11.

[5]Brett A B，Phillip W Y，Ryan C L，et al. Efficient design and analysis of lightweight reinforced core sandwich and PRSEUS Structures[C]//AIAA/ASCE/AHS/ASC Structures，Structural Dynamics & Materials Conference，2012.

[6]Lee D，Hilton H，Velicki A. Optimum stress and material distributions in stitched PRSEUS composites[C]// AIAA/ ASME/ASCE/AHS/ASC Structures，Structural Dynamics & Materials Conference，2012.

[7]Andrew E L，Marshall R，Kim A L，et al. Pressure testing of a minimum gauge PRSEUS panel[C]// AIAA/ASCE/AHS/ASC Structures，Structural Dynamics & Materials Conference，2011.

[8]Gabriela J S，Satchi V. Parametric study of influence of stiffener variables on postbuckling response of frame stiffened compositepanels[C]// AIAA/ASCE/AHS/ASCStructures，Structural Dynamics & Materials Conference，2016.

[9]張永杰，吳瑩瑩，趙書旺，等.翼身融合布局民機非圓截面機身結構設計研究綜述[J].航空學報， 2019， 40（9）：36-54. 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）：36-54. （in Chinese）

[10]張永杰，吳瑩瑩，朱勝利，等.翼身融合民機典型PRSEUS受壓壁板屈曲及漸進損傷分析[J].航空學報， 2019， 40（9）： 623185. Zhang Yongjie， Wu Yingying， Zhu Shengli， et al. Buckling and progressivedamageanalysisofrepresentativecompressed PRSEUSpanelblended-wing-bodycivilaircraft[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2019， 40（9）： 623185. （in Chinese）

[11]陳光宋.彈炮耦合系統動力學及關鍵參數識別研究[D].南京：南京理工大學，2016. Chen Guangsong. The study on the dynamic of the projectitlebarrel coupled system and the corresponding key parameters[D]. Nanjing： Nanjing University of Science and Technology， 2016. （in Chinese）

[12]杜海，張睿，崔德剛.面向航空領域的多學科優化系統[J].航空科學技術， 2018， 29（8）：4-9. Du Hai， Zhang Rui， Cui Degang. Multidisciplinary optimization system in aircraft design[J]. Aeronautical Science & Technology， 2018， 29（8）：4-9. （in Chinese）

[13]王建禮，張帥，石偉峰，等.民用飛機概念方案翼盒結構總體有限元快速建模[J].航空科學技術， 2019，29（10）：16-23. Wang Jianli， Zhang Shuai， Shi Weifeing， et al. Rapid global finite element model of wing box for civil aircraft in conceptual design[J]. Aeronautical Science & Technology， 2019， 29（10）：16-23. （in Chinese）

（責任編輯陳東曉）

作者簡介

王凱劍（1994-）男，碩士，助理工程師。主要研究方向：飛行器結構設計與優化。

Tel：13810976650

E-mail：wkjchaser@foxmail.com

張睿（1986-）女，碩士，高級工程師。主要研究方向：飛行器結構優化設計。

Tel：010-84936586

E-mail：zrbuaa@sina.com

Parameters Identification Research and Optimization Design of PRSEUS Panel in Blended-Wing-Body Civil Aircraft

Wang Kaijian*，Zhang Rui，Li Yan

Chinese Aeronautical Establishment，Beijing 100028，China

Abstract： The PRSEUS panel structure provides an innovative solution for the non-circular cross-section fuselage structure of blended-wing-body aircraft. In this paper， the parameters identification of PRSEUS panels under different load cases is studied in order to extract key design parameters. And the optimization design is carried out based on this. Firstly， the design parameters of PRSEUS panel were extracted. PRSEUS panel was parametrically modeled on the basis of connection relationship and stacking sequence of the components. Secondly， based on ISIGHT platform， the key parameters of PRSEUS panel under three load cases were identified by using DOE method. Finally， the combination optimization method was adopted to optimize the PRSEUS panel structure， which improves the optimization efficiency. The optimized PRSEUS structure greatly improves the structural load-bearing efficiency and reduces the weight by 11.696% compared with the initial plan. This paper provides a design method for the blendedwing-body civil aircraft structure.

Key Words： PRSEUS panel； blended-wing-body aircraft； parametric modeling； key parameters identification； optimization design