Fig.4 Connection form of traditional wing/fuselage parts

图5 机翼/机身整体大部件
Fig.5 Wing/fuselage integral parts

针对可制造性，提出大长细比铝合金构件的机加变形控制途径，即采用铝合金厚板，基于残余应力对称释放（见图6），优化数控机加路径，实现翘曲变形有效控制（展长6.5m，变形仅0.2mm）。由此建立铝合金加强框—翼梁整体件（见图7），零件减少50%、减重38%、翼根高度降低1/4、制造效率提高10倍以上。

图6 残余应力分布图
Fig.6 Residual stress distribution

图7 铝合金加强框—翼梁整体件
Fig.7 Aluminum alloy reinforced frame-wing beam integral part

图8 裂纹扩展平台特征
Fig.8 Characteristics of crack propagation platform

针对整体结构裂纹扩展抑制难点，提出了钛合金层合结构设计方法，发现裂纹扩展“平台特征”（见图8），发明钛合金层合梁肋长寿命结构（见图9），通过主动调控，可延长裂纹扩展寿命三倍以上。

传统中机身油箱开口较多，如图10所示。针对油箱维护开口破坏整体性难点，提出了啮合密封结构设计方法，通过密封库伦摩擦最大、黏弹性界面啮合匹配，基于密封临界比压最小、双层匹配柔度最大（见图11），创建整体油箱密封与开启维护双功能啮合密封结构（见图12）。即油箱壁板可整体反复开启，关闭时密封，开启时维护。通过上述设计，机身整体油箱维护口盖可减少2/3，规避了大量口盖破坏结构整体的矛盾，并减少缝隙阶差，改善隐身性能。

图9 钛合金层合梁肋长寿命结构
Fig.9 Long life structure of titanium alloy laminated beam rib

图10 传统中机身油箱开口
Fig.10 Opening of traditional middle fuselage fuel tank

图11 双层厚度比t1/t2位移
Fig.11 Double layer thickness t1/t2?displacement

无设计分离面连接的机翼/机身整体结构在型号应用中取得质变成效：零件、标准件数量减少50%，部件减重26%（多墙翼根区减重30%），机翼燃油增加9%，疲劳危险部位减少73%（全机减少50%）。

2 带自平衡机构的高颤振铰链式平尾结构

颤振是在弹性力、惯性力、气动力作用下的一种振动发散，而平尾是保证飞行平衡和安全的核心部件，一旦颤振发散会酿成灾难性后果。传统大轴平尾舵机与机身直接相连，需要机身设置较大安装空间，颤振由多种因素耦合，提高颤振速度困难而复杂，有时不得不增加配重进行调节，如图13所示。

基于解耦简化提出高颤振平尾机构/结构一体化设计方法，建立舵机操纵自平衡机构三角形闭环子系统，即给舵机并联一套平衡杆，驱动载荷主要由平衡杆平衡（见图14），传给机身的载荷仅5%，即剥离机身支持刚度的耦合作用。另外，用小直径铰链轴代替大直径转轴，铰链轴只传递剪力，即剥离了传统大直径转轴弯扭的耦合作用。只需要调节平衡杆参数，即可获得颤振速度目标值，使平尾颤振设计实现解耦简化。揭示了自平衡机构对颤振的影响规律，消除跨声速“颤振陷阱”。同比传统大轴平尾，铰链平尾颤振速度显著提高，大幅度降低颤振风险，如图15所示。

图12 双功能啮合密封结构
Fig.12 Double function meshing sealing structure

图13 传统大轴式平尾在翼尖处配重
Fig.13 Traditional large shaft flat tail counterweight at wingtip

图14 驱动载荷自平衡机构原理
Fig.14 Principle of driving load self balancing mechanism

图15 平尾随马赫数的颤振规律
Fig.15 Flutter law of flat tail with Mach

带自平衡机构的高颤振铰链式平尾应用成效：颤振速度提高31%，平尾结构自身结构减重17%；机身传载降低95%，转轴直径减小68%，节省了空间,改善气动和隐身性能，如图16所示。

图16 自平衡铰链机构与传统大轴机构占空间对比

文章来源：《飞机设计》 网址: http://www.fjsjzz.cn/zonghexinwen/2022/0111/983.html