摘 要：根據(jù)民用飛機翼身結(jié)構(gòu)和對接形式，闡述國內(nèi)民用飛機翼身對接超差產(chǎn)生必然性。根據(jù)典型超差情況，總結(jié)出超差的典型處置方式并對相應處置方式進行強度評估。

關(guān)鍵詞：民用飛機 翼身對接 超差 強度分析

中圖分類號：V2文獻標識碼：A文章編號：1674-098X（2013）05（c）-0038-02

由于在規(guī)定的時間和成本限制范圍內(nèi)，要制造出百分之百符合工程圖紙和技術(shù)規(guī)范的高度復雜的產(chǎn)品是不可能的。設(shè)計缺陷、工裝偏離、制造誤差、理解錯誤以及其他種種難以預見的原因都會造成零部件偏離圖紙和技術(shù)規(guī)范的要求[1]，因此需要對已造成偏離/超差的產(chǎn)品進行處置，使其盡可能恢復到圖紙狀態(tài)。

機翼機身對接結(jié)構(gòu)是飛機的主承力關(guān)鍵結(jié)構(gòu)，對接區(qū)域也是飛機受力最嚴重、最復雜的部位。機翼與機身的連接分為兩大類[2]：一類是機翼在機身兩側(cè)與機身結(jié)構(gòu)對接，用于中單翼布局，機翼不穿過機身，通常是梁式機翼和多腹板式機翼，機翼翼梁接頭與機身框接頭連接，對接處為機翼設(shè)計分離面。另一類是左右機翼連成一體，通過中央翼與機身連接，用于上單翼、下單翼及允許機翼貫通機身的中單翼布局。

翼身對接增加了結(jié)構(gòu)的復雜性，同時也影響結(jié)構(gòu)強度。一般情況下，民用客機機翼采用超臨界翼型，且?guī)в泻舐咏呛蜕戏唇?，由于受到制造水平的限制，大部分民用客機在機身兩側(cè)的外翼根部與中央翼對接處設(shè)置分離面[3]。機翼機身對接部位也成為偏離/超差高發(fā)區(qū)域，因此本文針對民用飛機翼身對接過程中的典型超差情況進行分析。

1 典型翼身對接部位結(jié)構(gòu)

中央翼與外翼在對接處采用工藝分離面，翼身對接處肋上緣條采用雙“土”字型材結(jié)構(gòu)，肋上緣條上水平緣板與中央翼上壁板蒙皮連接，下耳片通過長桁接頭與中央翼上壁板的長桁連接，長桁接頭與雙“土”字型材下耳片之間允許加墊片。肋上緣條立筋與機身側(cè)壁板蒙皮相連接，如圖1所示。

中央翼下壁板通過長桁接頭與肋下緣條進行連接，如圖2所示。

外翼肋三叉接頭與中央翼前后梁通過多個緊固件相連，中央翼前梁腹板與三叉接頭，對接肋上下緣條與三叉接頭之間均允許加墊（包括硬鋁墊片和可剝墊片）。其中，前梁連接處如圖3所示。

2 典型超差處置方式及對接部位受力分析

針對民用飛機翼身對接形式，翼身對接部位超差類型主要為間隙超差。如果間隙大于圖紙要求，通?？梢栽黾訅|片厚度，墊片的最大厚度要求小于連接部位緊固件直徑的1/4。墊片總厚度如果超出緊固件直徑的1/4，需酌情加大緊固件或特制超差零件。如果間隙小于圖紙要求，通常根據(jù)實際間隙特制墊片，甚至打磨連接部位零件。此外，可根據(jù)實際間隙的大小調(diào)整組合硬鋁墊片和可剝墊片。

超差后中央壁板主要承受外翼傳來的載荷，外翼傳來的彎矩引起了壁板的軸向載荷，上壁板主要受壓，下壁板主要受拉；外翼傳來的剪力和扭矩產(chǎn)生壁板剪流，上壁板剪流通過對接肋與機身平衡，下壁板的剪流通過龍骨梁傳給機身。中央翼上壁板除承受外翼傳來的載荷，還承受機身客艙商載、氣密壓力的作用，壁板上的蒙皮通過緊固件直接把氣密壓力傳給長桁和地板縱梁。長桁承受的氣密壓力以多支點梁的形式傳給地板縱梁，由地板縱梁將氣密載荷傳給展向梁、前梁和后梁，然后傳給機身。

超差后，機翼的上下壁板、前后梁和肋仍是封閉翼盒，壁板上的主要載荷是空氣動力載荷，蒙皮將收集到這些載荷傳遞給肋，再由肋將載荷分布到整個翼盒結(jié)構(gòu)上。壁板主要承受拉壓和剪切載荷，前者用于向機翼根部傳遞彎矩、后者用于向機翼根部傳遞扭矩。

3 典型超差強度分析

選取典型情況，中機身與外翼調(diào)姿完成后中央翼后梁下緣條與三叉接頭水平方向間隙超差說明超差處置后強度校核過程。

中機身與外翼調(diào)姿后，下緣條與三叉接頭間理論間隙為3 mm，實測值為4.6 mm。超差采用如下處置方式，下緣條與三叉接頭間隙處取消可剝墊片，按實際間隙在貼合面位置繼續(xù)增加硬鋁墊片。

增加硬鋁墊片后緊固件彎曲應力變大。根據(jù)《先進民機結(jié)構(gòu)耐久性手冊》，非結(jié)構(gòu)墊片的厚度不大于緊固件直徑的0.25倍。該部位非結(jié)構(gòu)墊片總厚度為4.6 mm，只要緊固件直徑大于18.4 mm即可。對接部位連接結(jié)構(gòu)的破壞模式主要表現(xiàn)為螺栓的剪切破壞與結(jié)構(gòu)件的釘孔擠壓破壞。采用硬鋁墊片替換可剝墊片，不會帶來工作載荷和傳力的變化，對結(jié)構(gòu)靜強度無影響。

疲勞強度分析采用《民機結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限設(shè)計手冊》提出的結(jié)構(gòu)細節(jié)疲勞額定值法。采用硬鋁墊片來替換可剝墊片，增大了對接截面的疊層厚度h，帶來三叉接頭孔邊的附加彎矩，需要對三叉接頭的疲勞危險細節(jié)進行重新評估，如圖4所示。DFR計算公式為：DFR=DFRbase×ABCDEURC。式中：用于表征材料疊層厚度系數(shù)（用于修正附加彎矩的影響）的參數(shù)為D。對接部位緊固件通常為螺栓且有較高的工藝要求，取A≥1.05。由于加墊不改變傳力形式，不改變σbr/σg值，因此三叉接頭疲勞危險細節(jié)的DFR值無變化。故采用增加硬鋁墊片的方式對結(jié)構(gòu)疲勞強度無影響。

因此增加硬鋁墊片后接頭結(jié)構(gòu)的強度無影響，超差處置方式可接受。

4 結(jié)語

文章介紹了民用飛機典型翼身對接結(jié)構(gòu)形式，總結(jié)出國內(nèi)民用飛機翼身對接階段的常見超差及對應處置方式。通過超差后強度評估算法，為后續(xù)類似超差的處置提供了參考。

參考文獻

[1]中國航空工業(yè)總公司第六四零研究所.麥道飛機聯(lián)絡工程手冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，1996：1.

[2]郭超.大型飛機翼身對接形式分析[J].飛機工程，2005（2）：1-4.

[3]張訊.國外民用客機外翼、中央翼對接結(jié)構(gòu)綜述與分析[J].民用飛機設(shè)計與研究，2009（3）：1-3.