飛機進氣門結構優化設計

摘 要：本文使用有限元分析軟件對飛機進氣門結構進行拓撲優化和尺寸優化。首先，以進氣門的艙門結構材料密度分布作為設計變量，以結構剛度最大化為設計目標，求解結構最佳傳力路線。其次，根據拓撲優化結果建立艙門尺寸優化模型，以結構的加強筋和腹板厚度為設計變量，以結構實際使用時產生的剛度不足等問題作為約束條件，對結構進行剛度優化設計和結構輕量化設計。結果表明，優化后的結構滿足設計要求，剛度明顯提升，結構質量比原結構減輕19.6%。

關鍵詞：拓撲優化；尺寸優化；剛度優化；輕量化設計

中圖分類號：V 214 " " 文獻標志碼：A

飛機結構設計的基本任務是在滿足強度、剛度、氣動彈性等力學性能要求的情況下，盡可能使飛機減重。飛機結構設計往往需要多次迭代優化，傳統的結構優化設計結構復雜，多依靠大量的經驗積累，迭代效率較低。基于有限元理論開發的有限元分析軟件不斷成熟，軟件的優化模塊也在航空領域獲得了多方面的應用，例如對飛機進行剛度、強度、穩定性優化，以提升飛機安全性能[1-2]，對飛機結構進行輕量化設計，以減輕飛行阻力[3-4]，對飛機的結構形狀和布局進行優化，以提供飛機總體設計思路等，使飛機研發周期縮短，飛機研制成本顯著降低。

在以上應用中，結構的剛度優化和輕量化是本文的重點關注對象。結構受載時抵抗變形的能力稱為剛度，由于受載分為靜載荷和動載荷，因此剛度可隨載荷特點區分為靜剛度和動剛度。結構靜剛度的改善可在分析計算時通過施加位移約束實現。動剛度與結構固有頻率有關，當外部動載荷作用頻率接近結構固有頻率時，可能會引起結構的共振，此時結構動剛度最小。因此，可在結構優化過程中對結構施加頻率約束，以改善動剛度性能。結構的輕量化設計可通過軟件將最小質量或最小體積設定為目標函數來實現。

1 進氣門結構

進氣門結構由艙門、上擋板、下擋板、上轉接件、下轉接件、上轉接件支座、下轉接件支座、電動機構轉接件組成，如圖1所示。工作時，由電機驅動電動機構轉接件轉動，上、下轉接件作為從動機構隨之轉動?，F有的艙門結構整體剛度不足，上擋板、下擋板變形量較大，且在進氣時易產生較大振動。為改善這一問題，在已知總體外形參數和載荷工況的情況下，結合結構優化設計技術對進氣門結構進行設計優化。

2 設計要求

2.1 載荷工況

進氣門結構載荷工況分為2種，分別為極限工況時28kPa的均布氣動載荷以及正常工作時8.7kPa的均布氣動載荷。氣動載荷主要作用于上擋板、下擋板、艙門，方向沿零件的外表面法線方向向外。

2.2 材料選擇

進氣門結構所有材料均采用航空領域常用高強鋁合金7050-T7451，具有較高的強度、硬度和疲勞特性，符合進氣門區域的受力情況選材要求。

2.3 設計約束

在已知的載荷條件下，進氣門應滿足的力學性能要求如下：115%限制載荷下，進氣門不產生永久性的塑性變形；100%極限載荷作用下，進氣門不破壞失效；進氣門結構應具有良好的剛度特性。

3 初步設計

3.1 有限元建模

如圖2所示，使用軟件中的網格劃分模塊對進氣門結構進行有限元建模，使用優化模塊對結構進行優化定義和計算。設定載荷為極限工況時的28kPa均布氣動載荷。

3.2 拓撲優化定義

為尋找結構最佳傳力路徑，對進氣門結構進行初步拓撲優化，將艙門劃分為優化設計區域，其余結構劃分為非優化設計區域。將艙門的單元密度定義為設計變量，約束條件為上、下擋板垂向位移|δy|≤50mm，艙門體積分數lt;30%，目標函數為艙門結構剛度最大。設定30%為材料密度閾值，僅顯示材料密度大于30%的單元，優化結果如圖3所示。

3.3 結果分析

由圖3可知，3個轉接件與艙門的連接處材料密度較大，且從連接處沿Y軸向兩側呈條帶狀擴散，說明轉接件處應力水平較高，應分配更多材料。此外，沿Y軸方向上轉接件與上擋板之間的區域材料分布比下轉接件與下擋板之間的多，上擋板距主動桿較遠，且上擋板因氣動特性與垂直于Z軸方向的驅動力作用面即電動機構連接平面存在一定夾角，力臂較長。綜上所述，結構傳力路徑較清晰，拓撲優化結果合理。

4 詳細設計

4.1 尺寸優化定義

由于艙門沿厚度Z方向的尺寸較小，且圖3拓撲優化結果中主傳力路徑較清晰，因此將艙門加工方式選定為帶加強筋的整體機加件。在拓撲優化結果中材料密度分布較多的區域均布置為加強筋，考慮進氣量的需求，將其余垂直于加強筋的區域布置為腹板。將腹板、加強筋沿兩者的交界處分割為多個區域，每個區域的厚度在尺寸優化流程中定義為多個不同的設計變量。根據拓撲優化結果建立尺寸優化模型，如圖4所示。本輪優化中，設計變量為艙門結構腹板厚度和加強筋厚度，約束條件為上、下擋板28kPa均布載荷時垂向位移|δy|≤50mm，8.7kPa均布載荷時|δy|≤14mm，單元最大應力≤510MPa，結構固有頻率≥50Hz，優化目標為設計區域體積最小，即質量最輕。

4.2 結果分析

進氣門結構尺寸優化結果如圖5所示。在3個轉接件的連接處加強筋的厚度尺寸較大，且沿Y軸方向左側加強筋整體厚度水平高于右側加強筋，與3.3節拓撲優化分析結論基本吻合，說明尺寸優化結果合理，可按尺寸優化結果進行建模分析。此外，電動轉接件連接區域加強筋厚度值高于上、下轉接件7mm左右，這是因為2次分析時目標函數不同，即各階段的設計要求不同。初步拓撲優化時以剛度最大為目標函數，目的是尋找結構主傳力路徑，該階段無須關注質量參數，當詳細設計時，尺寸優化結果給出了結構各截面的厚度參數，可以作為零件的設計依據，也可以由結果估算零件的質量，因此需要在優化時預先對零件質量施加限制，即以質量最小為目標函數。綜上，兩級優化的結合可使零件滿足實際工程需求。

4.3 強度設計校核

優化后的進氣門結構在極限載荷和115%限制載荷作用下的綜合應力云圖如圖6所示。圖6（a）極限載荷時結構的最大應力值為446.3MPa，未超過材料強度極限510MPa；圖6（b）115%限制載荷作用下最大應力為382.5MPa，未超過材料屈服極限440MPa。因此，優化后的結構滿足強度設計要求。此外，應力云圖中最大載荷點位于電動機構轉接件、上、下擋板與艙門腹板的連接處，可對附近材料進行適當增厚處理或增加倒圓角值，提升結構的安全裕度。

4.4 剛度設計校核

4.4.1 靜剛度

本文重點關注X方向和Y方向的靜剛度，如果X、Y方向位移過大，有艙門與機體門框結構的干涉的可能，從而影響艙門的閉合，威脅飛行安全。在極限載荷和工作載荷下，艙門結構優化前、后X和Y方向的最大位移值見表1。由表1可知，除極限載荷時優化前、后X方向最大位移值基本不變以外，優化后結構的最大位移值明顯降低，說明艙門結構的剛度性能有明顯改善。

4.4.2 動剛度

進氣門結構優化前、后前三階固有頻率見表2。由表2可知，經優化后的結構頻率均高于優化前結構，結構動剛度性能得到了改善。

4.5 工程化設計

在兩級優化結果的基礎上，結合零件制造、裝配的工藝性要求，對艙門工程化設計建模，結果如圖7所示。用加強筋將艙門劃分為不同區域的凹槽，加強筋的寬度以及凹槽的腹板厚度根據尺寸優化結果來確定；艙門加強筋方向均平行于Z軸方向，方便銑刀對零件進行銑切；為減少應力集中，提高零件的抗疲勞性能，統一設定轉角和底角分別為R6mm和R3mm；考慮零件的裝配需求，零件與轉接件零件、與機身邊框連接處的外形參數、尺寸參數、緊固件連接的開孔尺寸均與原結構相同。優化后的零件質量為2.071kg，比優化前的零件減重0.506kg，減輕19.6%。

5 結語

綜上所述，本文得出以下結論。1）拓撲優化和尺寸優化結合是一種有效、便捷的飛機結構設計方法，可將產品應用時的實際工程問題轉化為分析軟件中的約束條件和目標函數，使結構滿足設計指標。2）應在優化模塊中加入制造工藝約束，提升零件的制造工藝可行性。3）經兩級優化、工程化設計后的零件還應進行一系列試驗驗證工作。

參考文獻

[1]鄧忠，支亞非，張斌，等.太陽能無人機機翼肋拓撲優化設計[J].科學技術創新，2023（3）：207-210.

[2]孟亮，楊金沅，楊智威，等.典型飛機壁板結構的抗屈曲優化設計與試驗驗證[J].航空學報，2024，45（5）：373-384.

[3]邢本東，王福雨，王向明.拓撲優化在飛機艙門搖臂結構設計中的應用[J].計算機輔助工程，2018，27（合刊1）：48-50.

[4]牛西茜，李昕瑩，李佩澤.基于變密度法的飛機襟翼拓撲優化設計[J].兵器裝備工程學報，2024，45（3）：101-106.