高速航空機構造最適化と積層造形に関する研究の進展

出典:「航空宇宙防衛」2023年第2号著者:丁暁紅、張恒、沈紅、参考文献は原著論文を参照

高速、長距離/長時間飛行、強力な操縦性は、兵器、航空機、空対宇宙シャトルなどの主要な航空宇宙機器の開発動向であり、これらの性能により、航空機構造のサイズと品質に対する要求がより厳しくなっています。多機能統合先進構造の使用により、軽量化の目的を達成できるだけでなく、航空機構造の製造および組み立てリンクを削減し、航空機の故障の可能性を減らすことができます。高速航空機に求められる高い操縦性、長距離・長時間飛行などの性能要件を踏まえ、その構造設計に対する主な要件は以下のとおりです。

1) 超軽量：機能要件を満たすことを基本に、格子、ハニカム、サンドイッチなどの高剛性かつ軽量な構造を採用し、積層造形と組み合わせることで究極の軽量構造を実現します。

2) 機能統合：高速航空機は、非常に複雑な熱・音響・振動結合環境で動作します。異なる機能を持つコンポーネントを 1 つのコンポーネントに統合し、プロセス分離面と接続構造を削減することが、航空機の小型化と軽量化に不可欠です。

3) 製造性：従来の製造方法では、多機能、多材料、高度に複雑な構造物の製造のニーズを満たすことができませんでした。積層造形技術の出現により、これらの複雑な構造物の製造が可能になりましたが、依然として一定の処理制限があり、複数の製造プロセスの制約を考慮した構造最適化設計を検討する必要があります。

従来のボトムアップの「検証設計」プロセスでは、このような高性能で軽量な構造の設計要件を満たすことはほとんどできません。近年、構造トポロジー最適化やバイオニック設計などの構造最適化設計手法と積層造形技術の統合により、航空機の主要部品の統合設計・製造技術が急速に発展しただけでなく、先進的な航空機の構造設計の主な手段にもなっています。

構造最適化とは、一定の制約の下で構造の設計パラメータを変更することで原材料を節約したり、構造性能を向上させたりする設計方法を指します。トポロジー最適化とバイオニック設計という 2 つの高度な構造最適化設計手法により、多機能統合構造の設計が可能になります。また、積層造形により、複雑な構成の機能構造の製造が可能になります。トポロジー最適化、バイオニックデザイン、積層造形技術を統合し、部品の形状と機能を再設計して積層造形プロセスの要件に適合させ、積層造形の利点を最大限に引き出し、高度な機能構造の設計と製造の統合を実現することは、航空機構造の小型化、軽量化、高性能化に向けた開発を促進する重要な手段です。

構造トポロジー最適化は、構造の初期構成に制限されず、設計領域内で新しい穴や接続を自律的に生成し、最適化を通じて最適な構造構成を獲得し、構造と材料の潜在能力を十分に探求することができます。積層造形技術は、空間積層方式による成形を実現します。自由な製造プロセス特性により、クロススケール、マルチレベル、非常に複雑な形状の部品の製造が可能になります。トポロジー最適化と積層造形技術を組み合わせることで、設計と製造の融合を実現し、従来のサイズ/形状最適化や同等の材料/減算製造の要件を打破し、アクセス性やドラフト制約などの従来の加工ツールのプロセス制限を取り除き、複雑な構造の設計と製造空間を大幅に拡大し、超軽量、マルチスケール、高性能な構造設計を実現します。

数十億年にわたる再生、変化、適者生存を経て、自然は構造強度や剛性などの優れた機能特性を備えた多種多様な材料、構造、形状を進化させてきました。現代の分析特性評価技術により、天然素材の優れた性能や特殊な機能は、通常ナノスケールからマクロスケールに及ぶ複雑な多層内部構造によって実現されていることが確認されています。生物学的インスピレーションに基づくバイオニック構造設計は、積層造形構造を革新する重要な方法の 1 つであり、積層造形構造の性能/機能の飛躍的な向上を実現することが期待されています。

本稿では、高速航空機構造の設計要件に着目し、近年の航空機構造設計における構造トポロジー最適化、バイオニック設計、積層造形技術に関する関連研究を研究方法と分類応用の観点から分析・まとめ、新世代の高速航空機の構造設計の参考資料を提供する。

1 積層造形のための構造最適化設計プロセス

融合積層造形法の構造最適化設計プロセスを図 1 に示します。このプロセスには、次の手順が含まれます。

図1 積層造形における構造最適化設計プロセス
1）原モデルに基づいて構造設計空間を確立し、設計要件に応じて設計領域と非設計領域を分割し、設計モデルを確立する。

2) トポロジー最適化、バイオニック設計、その他の構造最適化設計手法に基づいて構造の概念設計を行い、初期構成を取得します。

3) 概念設計結果に基づいて、構造物の3次元形状モデル（CADモデル）を確立する。

4) CAD モデル内の主要な構造寸法と形状を最適化して、詳細な設計結果を取得します。

5) STL（ステレオリソグラフィー）モデルの生成、スライス、印刷方向の決定、サポート構造の設計を含む積層造形前処理。

6) 粉末除去、応力緩和焼鈍、サポート除去、研磨、仕上げなどの積層造形後処理。

7) 積層造形部品の実験検証。

2 航空機構造における革新的設計手法の応用

近年、構造最適化設計法の基礎理論の継続的な改善とコンピュータシミュレーション計算能力の継続的な向上に伴い、国内外の学者は航空機分野でのトポロジー最適化、バイオニックデザイン、積層造形技術の研究と応用を積極的に展開し、統合航空機構造設計と製造の方向で多くの代表的な研究成果を達成し、航空機分野の関連技術の急速な発展を促進してきました。計画され実施された積層造形プロジェクトは、設計と製造の融合技術が航空機の設計と製造の分野で重要な開発価値と応用の可能性を示しており、航空宇宙産業におけるその応用シェアは全応用分野の 10% 以上を占めていることを示しました。以下では、航空機全体の構造、方向舵と翼面の構造、エンジン関連の構造、ブラケットや仕切りなどの荷重支持構造の 4 つの適用側面について説明します。

2.1 全体構造

航空機全体の構造に関して、エアバスは積層造形設計（DfAM）の概念に基づいて「透明旅客機」の設計コンセプトを提案した。湾曲した胴体からバイオニック構造、乗客が青い空と白い雲を見ることができる透明な外皮に至るまで、伝統的製造方法の束縛を打ち破った。エアバスが発表した計画によれば、この夢の飛行機は2050年に現実のものとなる。その頃には、生産工場全体が巨大な3Dプリンターとなり、機体全体が3Dプリントで製造されることになる。 2019年7月29日、スホーイ設計局は位相最適化設計後のSu-57の理論的な構造モデルを発表しました。 Su-57はロシアの第5世代戦闘機です。このモデルの位相最適化モデルは、推力重量比、機動性、超音速巡航、航続距離において大きな進歩を遂げたSu-57戦闘機の最終形態を表すものと思われます。宇宙打ち上げ設備の主要構造（中間段や円錐形アダプタなど）の質量を軽減するために、Vasilievらは技術を通じてAnisogrid複合シェル構造を開発し、適用しました。 Anisogrid 複合シェル構造は剛性が高く、より高い圧縮荷重に耐えることができるため、部品の質量が大幅に削減され、コストが節約されます。 Totaro らは、Anisogrid 複合シェル構造の設計を最適化し、図 2 に示すように、ロボットベースの積層造形プロセスを使用してそれを製造しました。 NASA のラングレー研究センターは、アレス V 大型貨物打ち上げロケットの段間構造に関する軽量設計研究を実施し、6 つの初期コンセプトモデルを分析し、比較を通じて最終的にバイオニック設計に基づくハニカム段間構造が最高の性能を発揮すると判断しました。中国航空力学研究開発センターは、条件付きワッサースタインGAN-GP（WGAN-GP）、畳み込みニューラルネットワーク（CNN）、マルチタスク学習専門家混合（MMoE-3D）、微分進化アルゴリズム（DE）に基づく最適化フレームワークを提案しました。提案された最適化フレームワークの有効性は、圧力中心の変化率と揚力抗力比を最適化することによって検証されます。従来の DATCOM 最適化と比較して、ニューラルネットワークベースの最適化フレームワークは、より短い時間でほぼ同じテスト結果を達成しました。華中科技大学の学者らは、航空機の荷重支持構成に関するトポロジー最適化研究を実施しました。図3に示すように、航空機の構造指標が制約を満たすことを保証しながら、航空機の胴体質量は3.054 tから1.947 tに減少し、一次固有振動数は293 Hzから515 Hzに増加しました。北京宇宙機設計部は、図4に示すように、世界初の積層造形による完全3次元格子衛星構造を開発し、前成1号衛星の打ち上げに成功しました。

図2 アニソグリッド複合シェルの設計と製造図3 ミサイル構造のトポロジー最適化設計図4 衛星全体の構造の最適化と積層造形
2.2 ラダー翼構造

航空機の方向舵翼構造に関しては、Walker らはトポロジー最適化に基づいて航空機の翼構造のリブと外板の厚さの設計を最適化しました。その後、図5に示すように、積層造形技術に基づいて翼構造が製造されました。 Aageらはボーイング777旅客機の翼の設計を最適化した。最適化された翼は元の翼に比べて2%～5%軽くなり、重量は200～500kg削減された。この翼を採用した航空機は年間40～200トンの燃料を節約できる。最適化された設計によって得られたソリューションは複雑すぎるため、従来の製造技術は当面適用できません。理論的には、このような複雑なバイオニック構造を製造するには、十分な大きさの 3D プリンターしか使用できません。ただし、このバイオニック設計ソリューションは、軽量航空機設計の探求にとって大きな意義があります。侯正らは、トポロジー最適化技術を組み合わせてミサイル揚力面構造のフラッター抑制設計を研究し、さらにその技術をミサイル折り畳み舵構造のフラッター抑制設計に適用し、元の設計案よりもフラッター臨界速度が大きい折り畳み舵構造を実現した。米国メリーランド大学の研究者らは、3Dプリント技術を用いて、魚骨バイオニック可変曲率翼構造を開発しました。この翼は、魚骨型の内部骨格と柔軟な皮膚で構成されており、連続的で滑らかな変形を実現できます。研究者らは、図6に示すように、3Dプリント技術を使用して、FishBAC骨格、皮膚内部のハニカム構造、引き裂き防止層、および皮膚表面全体を印刷しました。フィッシュボーンバイオニック構造の可変曲率翼は、翼根から翼端までわずか 42 cm ですが、構造の詳細は非常に完全です。サイズが小さいため、コストと印刷時間が削減されます。サンプルは、風速 24 m/s の風洞テストを受けました。プロトタイプは予想どおりの変形を達成し、構造はバタつきませんでした。このテストにより、フィッシュボーンバイオニック構造を可変曲率翼に使用することが実現可能であることが証明されました。 Zhu Jihongらは、航空機の舵面構造の最適化設計にバイオニック構造の概念を導入しました。合理的に分散されたY字型分岐構造は、耐荷重機能を十分に実現できます。同時に、数値シミュレーションとトポロジー最適化を通じて、Y字型分岐分布が結果に与える影響について議論しました。Y字型分岐を特別な構造的特徴と見なし、構造レイアウト最適化とサイズ最適化を組み合わせ、同時に機能駆動型最適化を実行して、バイオニック設計プロセスを確立しました。最終的に、ステレオリソグラフィー積層造形技術を使用して、典型的な航空機の舵構造を設計および製造しました。従来の設計と比較して、バイオニック最適化の剛性と強度は20％以上増加しました（図7を参照）。鄭長龍らは、適応成長法に基づいて、舵内部の骨格分布のバイオニックトポロジー最適化設計を実施し、図8に示すように積層造形によって検証しました。初期の舵設計と比較して、最適化された骨格構造は舵構造の一次固有振動数を11％増加させ、構造重量を21.5％削減し、舵骨格のバイオニックトポロジー最適化設計の高効率性を検証しました。

図5 積層造形のための翼構造のトポロジー最適化図6 バイオニックフィッシュボーンアクティブ曲げ構造と風洞試験図7 Y字型分岐特徴に基づく航空機舵構造のバイオニック設計

図8 適応成長法に基づく舵構造のバイオニック設計
2.3 エンジン関連構造

エンジン関連部品では、米国のCobra Aero社が3Dプリント技術を使ってドローンエンジンのシリンダー鋳造品を置き換えている。オリジナルのエンジン部品には、作動中に熱を放散してモーターを冷却するためのフィンが付いています。設計を改良し、ヒートシンク構造を廃止して格子ベースの冷却戦略を選択することにより、最終的なシリンダー設計は元の構造とはまったく異なり、図 9 に示すように、デバイスの質量が削減され、冷却効果が向上しました。 2016 年 3 月 18 日、米国海軍のトライデント II D5 大陸間弾道ミサイルは、飛行試験で初めて 3D プリントされたミサイルコネクタバックカバーを使用しました。ミサイル部品はロッキードマーティン社によって製造され、同社は新しい部品の設計と製造に完全デジタルプロセスを採用し、従来の方法に比べて半分の時間しか節約できませんでした。コネクタ背面カバーはミサイル内部のケーブルハブを保護するために使用され、図 10 に示すように、アルミニウム合金製で長さは 2.5 cm です。 2022年3月中旬、米国はロッキード・マーティン社製の極超音速巡航ミサイルの試験に成功した。ミサイルはB52爆撃機から発射され、マッハ5を超える速度で飛行し、高度19,812メートル以上を飛行し、距離482.8キロメートル以上を飛行した。ミサイルはエアロジェット・ロケットダイン・スクラムジェットエンジンを搭載していた。エンジン構造は図11に示すように3Dプリント技術を使用して製造された。部品数は、従来のウェーブライダーX-51A機のエンジン部品と比較して95％削減された。革新的な製造技術と材料を使用することで、製品の性能が向上するだけでなく、コストと開発時間も大幅に削減されます。レイセオンテクノロジーズコーポレーション (旧 UTC ユナイテッドテクノロジーズコーポレーション) は、ガスタービンエンジンの燃焼セクション用の新しい冷却燃料インジェクターシステムを開発し、積層造形技術を使用して製造しました。システムコンポーネントの内部には、燃料インジェクターシステムコンポーネントの壁の間に配置され、隙間に囲まれた血管工学構造格子 (VESL) 構造が含まれており、図 12 に示すように、2 番目の冷却流体が VESL 構造のノードとブランチの周囲を通過できます。

図 9 Cobra Aero の積層造形格子シリンダー構造図 10 積層造形アルミニウム合金コネクタバックシェルアセンブリ図 11 スクラムジェットエンジン再生冷却薄壁サンドイッチ構造図 12 VESL 構造エンジン冷却燃料インジェクター構造
2.4 ブラケットやパーティションなどの支持構造

ブラケットなどの支持構造に関しては、欧州宇宙機関（ESA）はスイスのRUAG社および米国のAltair社と提携し、Sentinel-1cおよびSentinel-1d衛星構造に使用するための新しいブラケットシステムを開発しました。開発者はトポロジー最適化技術を使用してブラケット構造を概念的に設計し、それを積層造形技術を使用して製造しました。新しいブラケット構造は、従来の設計と比較して重量が 40% 軽減され、航空分野における総合的な性能テストに合格しました。エアバスは、スペイン先進航空宇宙技術センター（CATEC）と共同で、Vegaロケット接続ブラケットのトポロジー最適化設計と積層造形を実施し、剛性を維持しながら質量を約50％削減しました。 Hayduke らは、トポロジー最適化、積層造形、鋳造技術を組み合わせて、ミサイル構造部品の最適な設計と製造を実現しました。 ESA は、フラウンホーファー材料・ビーム技術研究所 (IWS) およびエアバスと共同で、レーザー金属堆積 (LMD) の高い柔軟性と極低温処理の精度を組み合わせたハイブリッド積層造形技術を開発し、大型チタン合金部品を製造しています。直径 1.5 m のミラーブラケット構造を図 13 に示します。エアバスの研究者は、生物学的インスピレーションに基づくクロススケールのバイオニック格子構造設計を実現しました。マクロスケールでは、「粘菌適応ネットワーク」アルゴリズムに基づいて主要構造設計を実現し、ミクロスケールでは、コンポーネントは骨の成長という生物学的インスピレーションを利用して、66,000を超えるグリッドの配置を完了し、マイクログリッド密度と応力分布の一致を実現しました。最終的に、クロススケールバイオニックラティスコンポーネントの変位は、同じ衝撃力（9 gの重力加速度）下での元のハニカム複合パーティション構造と比較して8％（9 mm）減少しました。成形技術の面では、この部品は112個の部品から組み立てられており、元のハニカム複合パーティション部品よりも45％（30kg）軽量です。これにより、エアバスは毎年465,000トンの二酸化炭素排出量を削減でき、この設計は量産され、A320航空機に適用されることが期待されています。設計結果を図14に示します。わが国が2019年に打ち上げた嫦娥4号中継衛星「鵲橋」の運動量輪ブラケットは積層造形技術を用いて加工され、重量が50％軽減された。 Jiangらは、トポロジー最適化法に基づいてミサイルエンジンブラケット構造を設計し、図15に示すように3Dプリントと実験検証を実施しました。結果によると、性能を確保しながら構造質量が11.06%削減され、3Dプリント技術によって開発サイクルが大幅に短縮されました。李らは、ミサイル構造のレイアウト図とパラメータモデルに基づいて、ミサイル構造の迅速な設計、モデリング、自動調整を実現する方法を提案した。彼らはミサイル構造の迅速な設計モジュールを開発し、ミサイル構造の迅速な設計と自動調整、質量や重心などのデータの自動計算と更新を実現した。 Ni Weiyuらは、制振複合構造の位相最適化設計法を提案し、宇宙船取り付け板の制振材料分布の位相最適化設計を実施しました。最適化後、複合構造の動的性能が大幅に向上しました。徐環斌らは「機能第一」の原則に基づき、ソリッドThinking Inspireソフトウェアを使用してブラケットの力伝達経路を最適化し、3Dプリント技術と組み合わせて、高剛性、高強度の軽量グリッドサンドイッチシェル構造を採用し、半径方向、軸方向、円周方向の可変厚さ設計を通じて、構造耐荷重比4％の軽量高強度構造を実現しました。 Shi らは、熱弾性トポロジー最適化に基づいて設計を最適化し、航空用ブラケットを積層製造し、設計制約を満たしながら質量を 18% 削減しました。張暁宇らは、スキンポイント（可動モーフィングコンポーネント、MMC）に基づく位相最適化法を開発し、積層造形用の中国宇宙ステーションのカメラ支持構造の最適化設計を完了しました。この構造は選択的レーザー溶融（SLM）プロセスを使用して製造され、機械試験評価に合格し、元の構造と比較して構造の50％の重量削減と基本周波数の35％の増加を達成しました。図16に示すように、我が国の有人宇宙分野におけるMMC法に基づくスキンラティス統合構造の最初のモデルアプリケーションと軌道上検証が完了しました。チームはさらに、トポロジー最適化法と詳細な点配列充填を組み合わせ、中国・パキスタン地球資源04A衛星や資源03衛星などの宇宙船の主要機器の支持構造の最適化設計と開発を完了し、複数の種類の宇宙船での軌道上応用を実現しました。
図 13 リフレクターブラケットのバイオニクスと積層造形図 14 エアバスの新しいクロススケールバイオニックラティス構造キャビンパーティションの設計と製造図 15 ミサイルエンジンブラケットのトポロジー最適化と 3D プリント図 16 宇宙船サポート構造のトポロジー最適化と積層造形まとめると、学者たちは、構造トポロジー最適化やバイオニック設計などの基本理論の研究を通じて、高速航空機の構造最適化設計方法を探求し、それを積層造形と組み合わせて、高速航空機構造の設計と製造の統合のための新しいアイデアと方法を提供してきました。以上の分析を通じて、近年の航空機分野における構造最適化設計手法と積層造形の応用成果を整理し、まとめた。具体的な内容を表1に示す。

表1 航空機分野における積層造形法の構造最適化設計手法と応用3 結論

構造トポロジー最適化とバイオニック設計は、構造最適化設計の手段として、航空機構造設計アプリケーションにおいて優れた機能と可能性を示しています。これらは、航空機構造開発のための効果的な設計ツールを提供するだけでなく、さらに重要なことに、設計コンセプトの変化をもたらします。これを積層造形技術と組み合わせることで、宇宙製造における積層造形の利点を十分に発揮し、航空機構造の設計と製造の統合を実現できます。これにより、複雑な位相構造、特殊形状の表面、マルチスケールの格子など、超軽量で高性能な新しい構造特徴を実現し、先進的な航空機構造の統合型軽量製造に必要な手段を提供します。しかし、航空機構造が直面する極端な負荷環境と製造プロセスの特殊性により、設計に対する要求はより高くなります。大規模な産業アプリケーションを実際に実現できるようになるまでには、まだ長い道のりが残っています。

1) 現在、航空機構造最適化設計の応用において、トポロジー最適化手法は依然として主に従来の静的剛性、静的強度、およびその他の従来の耐荷重性能設計に基づいています。動的荷重下での構造トポロジー最適化技術については、さらなる研究が必要です。舵面などの薄肉構造の場合、フラッター特性を考慮した構造トポロジー最適化技術を使用して、航空機構造のフラッター性能と航空機構造の空力弾性性能を向上させる必要があります。

2) 積層造形により、複雑な構造の設計と製造の余地が大幅に拡大しました。しかし、積層造形は真に「自由な」製造方法ではなく、依然として特定の製造上の制約が存在します。そのため、将来的には、トポロジー最適化やバイオニック設計モデルに積層造形制約を追加し、積層造形の製造可能性を考慮した航空機構造構成設計手法を形成し、材料・構造・機能・製造の統合設計技術を開発する必要がある。

3) 積層造形、特に金属積層造形は、その特殊な成形方法のため、物理学、化学、力学、材料冶金学などの複数の分野が関係します。異なるプロセスパラメータを選択すると、異なる内部構造欠陥と微細構造組織形態が生成されます。現状では、内部構造や内部欠陥の形成法則、部品の内部応力の発展法則、変形や亀裂挙動など、重要な基礎的問題に対する体系的な理解と研究がまだ不足しており、材料や構造物の疲労機械的挙動を正確に評価することが困難になっています。そのため、積層造形構造部品の形態評価方法と品質管理基準を確立し、積層造形材料と構造の疲労機械的挙動を研究し、疲労設計基準を確立し、構造疲労抵抗を考慮したトポロジカル最適化手法を模索することが急務となっている。

4) 現在、研究のほとんどは、打ち上げロケット、飛行機、ドローンなどの従来の航空宇宙機に焦点を当てています。しかし、ミサイルなどの極超音速機は、近宇宙/大気圏を長時間（マッハ5を超える速度で）連続飛行します。作業環境が極めて過酷であるため、特に局所的な機体/胴体形状の空力的よどみ点と衝撃波付着点、および空気吸入動力エンジンの空気取り入れ口と燃焼室では、熱環境が比較的過酷であり、構成材料の耐高温性と構造の機械的特性に対する要求が高くなります。同時に、構成部品の空間形状と品質に対する要求も厳しいです。したがって、関連する設計理論と方法について、より詳細な研究が必要です。

5) 先進的な航空機は多機能性、高操縦性、高信頼性を目指して開発が進められており、自己診断、自己修復、自己適応機能を備えたインテリジェント航空機構造技術が大きな注目を集めています。今後の研究の焦点には、既存のスマート材料構造設計および製造技術の航空機の設計および製造段階への応用を加速し、スマート材料構造と従来の構造、複合材料、積層造形などの技術との融合と革新を促進し、航空機分野におけるスマート材料とその構造のエンジニアリングを前進させることが含まれます。これらは、航空機の軽量化と効率向上、メンテナンスコストの削減、安全性の向上を実現するために、今後の研究の重要な分野となります。

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