王向明院士が付加設計について語る | 航空機の新概念構造設計とエンジニアリングの応用

出典: 付加製造イノベーションデザイン

両アカデミーの2021年度会員選挙の結果が正式に発表され、合計149人が選出された。そのうち、中国科学院には65人の新会員が選出され、中国工程院には84人の新会員が選出された。瀋陽航空産業研究所の王向明氏が中国工程院の院士に選出された。

この記事は、王向明院士が2020年に航空宇宙学ジャーナルに発表した「航空機の新概念構造設計とエンジニアリング応用」と題する論文です。内容の一部には、積層造形のための構造設計手法が含まれています。

著者：王向明（中国工程院院士、航空産業主任専門家）
所属部署：中国航空工業集団瀋陽航空機設計研究所
要約：本論文では、従来の構造における重量過多と亀裂の欠点を克服するために、設計と製造の統合に基づく大規模統合、勾配複合材、構成トポロジー、構造機能統合などの新しい概念構造を提案しています。これらの新しい概念構造は、大幅な軽量化、長寿命、多機能、低コスト、迅速な対応開発などの大きな利点があり、モデルアプリケーションで重要な役割を果たし、航空機構造の革新のための新しい技術的アプローチを開拓しました。
キーワード: 新しいコンセプト構造、設計と製造の統合、付加製造、エンジニアリング検証

新型戦闘機は我が国の航空戦闘システムの重要な構成要素であり、その戦闘性能と飛行安全性は航空機の構造特性と密接に関係しています。機体構造は飛行プラットフォームを構成するものであり、軽量化、長寿命、多機能、低コスト、迅速な対応開発など、設計と製造に対する要求が極めて高く、航空機の発展に不可欠かつ極めて重要なものです。

従来の構造はジェット機の誕生以来70年以上使用されており、部品が多く、重量が重く、危険箇所が多いなど多くの欠点がありました。重量超過は通常数百キログラム（全構造重量の8％～20％を占める）に達し、疲労亀裂は全現場損傷の80％を占める。アメリカの戦闘機も同じ問題に直面している。例えば、F-35は640～900キログラムの重量超過であり、F-22は疲労防止の改善に3億5000万ドルを投資した。潜在能力を引き出すために、通常はリーン設計や先進的な材料やプロセスの置き換えが用いられますが、これはすでに「天井」に達しており、新型航空機開発の成否にも関係しています。たとえば、無人戦闘機が従来の構造を採用すると、高過負荷設計要件を達成できず、大きな部品の接合部が航空機の形状から突き出てしまい、航空機の高度な空力ステルスレイアウトが損なわれます。

従来の戦闘機構造の「欠点」を克服するのはなぜ難しいのでしょうか。これは、航空機の構造が非常に複雑で、個別の部品が主にジョイントやリベット/ネジで接続され、10 を超える大型部品、数百のプロセス、数万の部品、数十万の標準部品が関係しているためです (図 1 を参照)。前述のように接続の数が多いと、構造上の過度の重なりや重量過多、疲労による弱いリンクや亀裂の増加につながります。一方、シリアル「アイランド」モデルの長期使用は、設計と製造の断絶、イノベーションへの道の閉塞、そして繰り返し起こる欠点につながっています[1-3]。

図1 複雑な航空機構造
高度な製造技術は航空機構造の革新の機会を提供します。「オーダーメイド」の高度な製造をベースとし、設計と製造を統合して新しいコンセプトの航空機構造を生み出します。いわゆる新概念構造とは、大規模集積、構成トポロジー、勾配複合性、構造機能統合など、設計と製造の高度な統合を通じて構築されたまったく新しい構造形態を指します（図2参照）。この新しい概念構造は、軽量化、長寿命、多機能、低コスト、迅速な対応開発など、大きな利点があり、従来の構造の「天井」を突破し、新しい航空機の開発に技術的サポートを提供することが期待されています[4]。しかし、それを設計し、製造し、使用時の安全性を確保することは、前例のない課題です。

図2 積層造形法に基づく新しい概念構造
1. 翼胴一体構造が設計された分離面によって接続されていない<br /> 製造特性と寿命特性を考慮したマルチ制約協調設計法には、構造革新の道を切り開くマルチ制約協調設計モデルの確立と、協調設計をサポートするためのマルチ制約設計ドメインの確立が含まれます（図3参照）。

式では、2 つの m は材料と製造を表し、2 つの c はコストと構造の完全性を表します。製造および寿命特性の設計制約を決定し、材料仕様とプロセス境界を設計許容値に組み込みます。昇降法を使用して、バックボーンチタン合金の損傷許容度の「閾値」（σTA15≤560MPa、σTC4≤540MPa）を決定し、設計領域境界を改善します。
図3 多重制約最適化設計領域
この協調設計手法に基づいて、継ぎ目のない大型の一体型翼胴部品が構築されます。従来、翼は胴体から分離され、非常に強力なジョイントで接続されていました。翼は質量が大きく、応力が集中し、航空機全体の重要な部品であるため、安全性を確保するためにチタン合金または高強度鋼が必要です。図４は従来の翼胴体部品接合部を示す。応力集中を弱め、非荷重支持領域を最小限に抑え、接合部をなくすことで、翼胴一体型の大型部品が構築されます（図5参照）。アルミニウム合金は、部品数が少なく、軽量で、応力分布が均一で、加工性が良いなど多くの利点があり、これらの要件を満たすことができます。しかし、製造性や亀裂の進行を抑制する方法などの課題があります。

図4 従来の翼胴体部品の接続形態
図5 翼胴一体部品
製造性の観点から、細長比の大きいアルミニウム合金部品の加工変形を制御する方法を提案します。つまり、厚いアルミニウム合金板を使用し、残留応力の対称的な解放に基づいて（図6を参照）、CNC加工パスを最適化し、反り変形の効果的な制御を実現します（延長長さ6.5m、変形はわずか0.2mm）。これにより、アルミ合金製の補強フレームと翼梁の一体型部品（図7参照）が確立され、部品点数が50％削減され、重量が38％軽減され、翼根の高さが1/4に低減され、製造効率が10倍以上向上しました。

図6 残留応力分布
図7 アルミ合金補強フレーム翼梁一体部品図8 亀裂伝播プラットフォームの特性
構造全体の亀裂伝播を抑制する難しさを解決するために、チタン合金積層構造の設計法を提案し、亀裂伝播の「プラットフォーム特性」を発見し（図8参照）、チタン合金積層梁リブの長寿命構造を発明しました（図9参照）。積極的な制御により、亀裂伝播寿命を3倍以上に延ばすことができます。

従来、胴体中央部の燃料タンクには、図 10 に示すように、多くの開口部があります。オイルタンクのメンテナンス中に完全性が損なわれる問題を解決するために、メッシュシール構造の設計方法を提案しました。シールのクーロン摩擦と粘弾性界面のメッシュマッチングを最大化し、シールの臨界比圧を最小化し、二重層マッチングのコンプライアンスを最大化することに基づいて（図11を参照）、一体型オイルタンクのシールと開口部のメンテナンスのための二重機能メッシュシール構造が作成されます（図12を参照）。つまり、燃料タンク壁パネルは、全体として繰り返し開閉することができ、閉じた状態では密閉され、開いた状態では維持される。上記の設計により、胴体燃料タンク全体のメンテナンスカバー数を2/3に削減でき、多数のカバーが全体構造を破壊するという矛盾を回避し、隙間段差を減らし、ステルス性能を向上させます。
図9 チタン合金積層梁リブの長寿命構造図10 従来の胴体中央燃料タンクの開口部
図11 二重層厚さt1/t2変位
設計分離面接続のない翼胴一体構造は、モデル適用において定性的な成果を達成しました。部品数および標準部品数は50%削減され、構成部品の重量は26%削減され（多層翼根部の重量は30%削減）、翼燃料は9%増加し、疲労しやすい領域は73%削減されました（航空機全体では50%削減）。

2. 自己バランス機構を備えた高フラッターヒンジ尾翼構造<br /> フラッターは、弾性力、慣性力、空気力の作用による振動発散の一種です。水平尾翼は飛行のバランスと安全性を確保するための中核部品です。フラッターが発散すると、悲惨な結果につながります。従来の大軸水平尾翼サーボは胴体に直接接続されており、胴体内に大きな設置スペースが必要です。フラッターは複数の要因によって結合されており、フラッター速度を上げるのは困難で複雑です。図13に示すように、調整のためにカウンターウェイトを追加する必要がある場合もあります。

デカップリングの簡素化に基づいて、高フラッター水平尾翼機構/構造統合設計法を提案し、サーボ制御自己バランス機構の三角形の閉ループサブシステムを確立しました。つまり、バランスバーのセットがサーボに並列に接続され、駆動負荷は主にバランスバーによってバランスされます（図14を参照）。胴体に伝達される荷重はわずか5％であり、つまり、胴体支持剛性のカップリング効果が取り除かれます。また、大径回転軸の代わりに小径ヒンジ軸を採用し、ヒンジ軸はせん断力のみを伝達するため、従来の大径回転軸の曲げやねじれの結合効果が排除されます。スタビライザーバーのパラメータを調整するだけでフラッター速度の目標値が得られるため、水平尾翼のフラッター設計が分離され、簡素化されます。自己バランス機構がフラッターに与える影響が明らかになり、遷音速の「フラッタートラップ」が排除されます。図15に示すように、従来の大軸水平尾翼と比較して、ヒンジ付き水平尾翼のフラッター速度は大幅に向上し、フラッターのリスクが大幅に軽減されます。

図12 二重機能メッシュシール構造
図13 翼端の伝統的な大軸フラットテールカウンターウェイト
図14 駆動荷重自動バランス機構の原理
図15 マッハ数によるフラットテールのフラッター則
自己バランス機構を備えた高フラッターヒンジ水平尾翼の適用結果は、フラッター速度が31％増加し、水平尾翼構造自体の重量が17％軽減され、胴体負荷が95％軽減され、シャフト径が68％減少し、スペースが節約され、空力性能とステルス性能が向上しました（図16を参照）。

図16 セルフバランスヒンジ機構と従来の大軸機構の占有スペースの比較
3. 航空機積層造形全体構造

積層造形法は、金属粉末と金属線を原料とし、レーザー、電子ビームなどを熱源として粉末と線を層ごとに溶かして積層し、部品CADデジタルモデルから完全に緻密で高性能な「ニアネットシェイプ」の複雑な金属部品の成形と製造を直接完成させる、設計と製造を一体化した「変革型」の先進技術です。積層造形の「成長」という性質は、新しい概念構造をエンジニアリングで実現する機会を提供します。 2014年、米国は付加製造を主要な破壊的防衛技術として挙げました。瀋陽航空機設計研究院と北京航空航天大学は、2003年から緊密に協力し、航空機の付加製造応用技術を共同で開発してきました。北京航空航天大学は、形状制御、制御性、設備において大きな進歩を遂げました。主要技術のもう 1 つの側面として、設計、評価、検証は安全な使用を保証する重要な要素であり、連邦航空局 (FAA) によって確認された積層造形の 4 つの難しさの 1 つでもあります。瀋陽航空機設計研究所は、積層造形技術を統合した構造設計、評価、検証方法を確立した[5-8]。

3.1 大型主荷重支持構造物の設計法

積層造形プロセス中の高温と強力な冷却サイクルにより大きな残留応力が生じ、部品が変形したり割れたりする可能性があります。部品のサイズが大きく、形状が複雑になるほど、変形や割れは激しくなります (図 17 を参照)。このジレンマの中で、一般的には不可能と認識されている「主要な耐荷重構造に付加的なコンポーネントを使用する」ことを可能にする実現可能な設計空間をいかに見つけるかは、前例のない厳しい課題です。

図17 積層造形における変形と割れ
上記の問題を解決するために、図18に示すように、マクロ離散、残留応力除去、および付加成形接続という、大規模で複雑な付加部品の統合設計/製造方法を提案し、それによって大規模な一体構造を形成します。残留応力の臨界値はパーティション分割の主な基礎であり、図 19 に示すように、成形プロセスシミュレーションによって予測できます。

図18 積層造形接合技術
成形接続部の材料の溶融・凝固プロセスは、基板の各セクションの成形プロセスと同じであり、構造と性能は基本的に基板と同じであり、図20に示すように、ほぼ「シームレス」な接続です。この方式により、大型一体部品の装置サイズ仕様の制約がなくなり、「安心」な設計を実現できます。プロセスパラメータを最適化した後、成形されたコネクタの機械的特性は大型鍛造品のそれと同等になります（図21参照）[9]。

図19 残留応力臨界値のシミュレーションと予測
軽量設計を基本に、通常のサイズ制限を突破し、3次元の耐荷重一体型フレーム/ビーム構造への飛躍を実現しました。従来の部品と比較して、部品数は 67% 削減され、接続領域の重量は 25% 軽減され、耐用年数は 25% 増加し、複合耐荷重能力が大幅に向上します。

図20 フォーミング接続は「非マーキング」接続に類似している
図21 成形コネクタとベースメタルのSN曲線
3.2 金属傾斜複合構造の設計法

従来の金属構造は、単一の性能を持つ均質材料で作られています。積層造形技術により、異なる金属材料を同じ部品上に配置できるようになり、「刃に最高の鋼を使用する」という目標が達成されます。傾斜複合構造は、2つ以上の金属粉末を積層造形技術を用いて一体化して形成され、その機械的特性は設計要件に応じて傾斜的に分布されます。金属構造の機械的特性を積極的に制御することで、構造効率を大幅に向上させることができます[10-13]。

積層造形による勾配構造の主な技術的難しさは、異種材料の遷移界面の品質管理と性能特性評価にあります。異種チタン合金と異種超高強度鋼のレーザー積層造形傾斜構造技術の研究により、図22に示すように、傾斜遷移領域における亀裂伝播の「変曲点」特性、つまり傾斜遷移領域の機械的特性が両者の中間にあることが発見されました。変曲点機能を使用して設計を最適化すると、図 23 に示すように、20% の重量削減と寿命の延長を実現できます。

図22 傾斜複合構造の遷移領域における亀裂の「変曲点」の特徴
図23 勾配リブ構造
4. 結論<br /> 以上から、設計/製造の一体化を基礎として、新しい概念の航空機構造技術分野を開拓し、伝統的な構造重量と寿命の「天井」を打ち破り、70年以上続いた伝統的な航空機構造の行き詰まりを打破し、航空機構造技術の革新的な発展を促進し、新しい戦闘機の機体プラットフォームの開発に技術サポートを提供できることがわかります。