高后置背撑发动机对非常规中央机体结构影响分析

李 倩，聂小华，田 瑞

（中国飞机强度研究所，陕西 西安 710065）

翼身融合（Blended Wing Body）是一种将传统的机身和机翼结构融于一体的飞机设计概念，早在20世纪60年代，飞机设计师就提出了“翼身融合”的概念。所谓“翼身融合”，就是将飞机的中央机体完全融合到机翼之中，筒形机身和机翼之间的界限完全消失，成为类似飞行翼的外形。翼身融合飞机的设计有2个优势：一是翼身融合飞机的布局介于常规飞机和飞翼布局之间，而将机身融合到高升力机翼内使整架飞机都成为升力体，同时又显著降低了飞行阻力，提高了飞机的经济性；二是其内部空间更大，增加了飞机的载客量，在相似的气动外形尺寸下载重可以增加一倍以上。现在，翼身融合飞机正在愈加频繁地走进人们的视野，其作为美国宇航局重点研究的新概念课题，已经取得了一定的成果，逐步从概念设计走向应用，而翼身融合技术则需要更深层次的挖掘与研究。因此，BWB技术将在民航运输和军事空运等领域获发挥更重要的作用。

本文从结构完整性设计角度出发，针对翼身融合高后置背撑发动机布局的特殊结构形式和载荷传递方式，开展翼身融合布局中央机体结构设计技术研究，解决翼身融合背撑发动机布局所带来的中央机体结构动载荷传递问题，给出中央机体结构设计方案及建议。

1 翼身融合飞机机身结构的特殊性

翼身融合机体在外观上与飞翼相似，但其具有宽扁的中央机体以及高度融合的机翼。在结构上，翼身融合机体以加宽的扁平筒体为基础，机翼在翼根厚度增加，自然地融入机体中。从外观上来看，机翼与机体浑然一体，没有明显的分界线，与飞翼很难区分，然而内部结构依然有确定的部位划分，包括中央机体、翼根和机翼3大部分。

如果将翼身融合设计用于客机，机舱布置难度较大，其座位布置不能像传统纵列的飞机座，而是需要横向排列，这样导致大量座位在“暗无天日”的中间，舒适度较低。另外，扁平宽大机体在紧急疏散情况下也问题较多，日常运作的登机离机也会造成一定的拥挤。

翼身融合中央机体由于承受舱内压力载荷和较高的机翼弯曲载荷，而这些载荷会导致严重的非线性应力特性，并引起较大的结构变形和很高的应力集中，同时由于发动机后置的影响，增加了翼身融合机体的航向弯矩与低头力矩，针对这个问题，本文重点考虑材料和结构设计这3个方面。

1.1 结构设计

采用无尾设计，后部布置发动机，这样简化机体结构，降低了结构重量；设计短和宽的机身，这样强度更强，刚性更好，也有利于减重。

1.2 高强度与更好疲劳性能的复合材料

中央机体结构需要吸收客舱的压力载荷，且从抗疲劳角度出发，应用复合材料更为优异；同时，翼身融合飞机扁平结构决定了蒙皮、地板、长桁和肋等主要承载结构都更适合复合材料的设计与应用，这样可以将复合材料的减重优势更好地发挥出来，其应用规划如图1所示。

1.3 纵墙加强

由于中央机体横向过宽，需要沿中央机体较均匀地布置一系列纵墙，增加其弯曲和扭转刚度，以降低机翼弯曲和扭转载荷。

图 1  BWB 结构布局形式

2 翼身融合背撑式发动机对中央机体的影响

2.1 背撑式发动机进气质量

当飞机攻角过大时，尾置的发动机会被机身挡住，其进气质量相比机翼上的两台发动机更低，喘振危险更大。

2.2 载荷

客机承受了弯曲中的压力载荷以及弯曲力矩，图2是翼身融合飞机和常规布局民航飞机外形的受力情况比较图，由图2可知，翼身融合飞机的一个优点是机翼弯矩和剪切力的最大值只为常规布局飞机外形的一半，其承载能力更好。

图2   BWB和常规民机外形的受力情况比较

2.3 发动机

结构连接设计是结构设计的重要内容之一。机尾与发动机连接处的结构本来强度要求就高，在此处装载一台发动机更加剧了过重的劣势。以道MD-11举例，发动机为普惠PW4000，干重将近6 t，再加上中央机体需要传导发动机制造的30 t左右推力，其结构强度要求可想而知。

图3   高后置背撑发动机对结构影响的设计流程

针对翼身融合布局高后置背撑发动机所带来的高过载、大弯矩、大扭矩载荷传递以及非常规中央机体非增压后机身容积、结构高度和承载效率下降等问题，开展高后置背撑发动机对非常规中央机体结构影响因素分析研究，分类并提取关键影响因素；开展高后置背撑发动机布局结构传力路径和载荷分配设计技术，解决翼身融合布局高后置背撑发动机对非常规中央机体结构带来的不利影响问题，探索高后置背撑发动机适航符合性研究方法，如图3所示。

3 算例分析

针对非常规中央机体结构仿真分析，在仿真过程中采用多个软件平台进行联合仿真，首先在CAD软件中进行三维实体建模，在完成实体模型的基础上利用有限元分析软件建立非常规中央机体结构的静力模型。

3.1 设计方法

将实际工程结构离散为有限元分析模型，这种简化技术的好坏是决定分析能否取得成功的关键。离散后的计算模型要能真实地反映出结构的几何形状、材料特性、传力路径等因素，才能取得一个更为接近真实的分析结果。本次有限元建模基本上按照结构自然网格对无人机机体模型进行简化，局部过渡可以对网格进行细化。

该中央机体目前只用到2种材料，金属结构全部使用7050-T7451，材料特性见表1。复合材料均为复合材料夹心结构，材料特性见表2和表3。

表 1  7050-T7451 材料特性

表2   复合材料材料特性

表 3  蜂窝材料

3.2 静力有限元模型

3.2.1 有限元模型

利用MSC.PATRAN分部件建立了有限元模型，建立的中央机体有限元模型共有24345个结点，40070个单元，如图4所示。

图4   中央机体有限元模型

3.2.2 载荷施加

内部增压载荷为62760 Pa（约为7500 m 高空机身内外的压力差），单个发动机推力暂定为116000 N，重量为10 t，发动机载荷以刚体元RBE3的方式施加在中央机体的上翼面发动机支架处，如图5所示。

图5   发动机推力施加

图6   翼根部的X、Y、Z方向约束

3.3 静力分析结果

3.3.1 位移分析结果

从图7可以看出，由于发动机推力的影响，导致机身后缘产生最大位移为283 mm。

图7   中央机体位移云图

3.3.2 应变分析结果

由图8～图16可以看出，中央机体总体的应变水平较高，对于蒙皮和长桁而言，最大的拉应变为2590 με，位于翼根处，最大的压应变出现Y方向上翼面对称面处大小为8230 με；对于隔板来说，X方向应变云图，最大拉应变1010 με，位于尾部，最大压应变3370 με，位于尾部。

图8   中央机体蒙皮X方向应变云图

图9   中央机体蒙皮Y方向应变云图

图10   中央机体蒙皮XY方向应变云图

图11   中央机体长桁X方向应变云图

图12   中央机体长桁Y方向应变云图

图13   中央机体长桁XY方向应变云图

图14   中央机体中隔板X方向应变云图

图15   中央机体中隔板Y方向应变云图

图16   中央机体中隔板XY方向应变云图

4 结    论

本文内容涵盖了针对该翼身融合飞机开展的分析工作，在分析了发动机推力对中央机体影响以后，得出以下结论，并根据以往优化工作经验提出了下一步设计优化工作建议。

（1）中央机体结构总体的刚度水平较好，最大位移为283 mm。

（2）约束选在翼根处，有可能对分析结果造成影响。

（3）由于发动机后置以及内压影响，应变水平普遍比较高，后续可以对结构进行更详细的布局设计或者优化，得出合理的结构布局形式。