朱杰

摘 要：該文針對(duì)民用飛機(jī)制造過(guò)程中常見(jiàn)的裝配間隙問(wèn)題，研究了采用非結(jié)構(gòu)墊片補(bǔ)償間隙后結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度分析方法。首先總結(jié)了工程上非結(jié)構(gòu)墊片的一般使用要求包括墊片數(shù)目，最大允許間隙和材料等要求。其次對(duì)加墊后的結(jié)構(gòu)進(jìn)行受力分析，主要考慮鉚釘所受剪力和由增加墊片導(dǎo)致的偏心距增加所引起的彎矩作用，給出了兩種靜強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度評(píng)估方法。最后通過(guò)某超差實(shí)例，應(yīng)用提出的方法對(duì)該實(shí)際問(wèn)題進(jìn)行了強(qiáng)度評(píng)估，結(jié)果表明該方法考慮因素全面且簡(jiǎn)單清晰，可用于對(duì)飛機(jī)制造過(guò)程中的非結(jié)構(gòu)墊片修理進(jìn)行評(píng)估。

關(guān)鍵詞：非結(jié)構(gòu)墊片 裝配間隙

中圖分類號(hào)：TH131 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1674-098X（2015）11（a）-0035-03

飛機(jī)裝配是整個(gè)制造過(guò)程中的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，也是容易出偏差的環(huán)節(jié)。在飛機(jī)投入生產(chǎn)相當(dāng)長(zhǎng)的時(shí)間后，仍可能由于公差積累而產(chǎn)生裝配偏差。出于制造成本考慮，設(shè)計(jì)時(shí)不可能把尺寸公差要求過(guò)高。對(duì)于裝配間隙，生產(chǎn)現(xiàn)場(chǎng)一般先通過(guò)指壓法判定，如果采用指壓法能夠消除間隙，則工程可接受，否則，需要加墊以補(bǔ)償裝配間隙。墊片分非結(jié)構(gòu)墊片和結(jié)構(gòu)墊片，前者不參與傳力而后者參與傳力，一般在保證原結(jié)構(gòu)剛度的前提下，采用非結(jié)構(gòu)墊片處理。

依據(jù)目前的技術(shù)資料[1]及工程經(jīng)驗(yàn)，對(duì)非結(jié)構(gòu)墊片的使用要求有：

（1）一處間隙只允許安裝一個(gè)墊片；

（2）允許加墊的最大間隙為0.2 inch；

（3）安裝后最大允許間隙0.005 inch；

（4）斜削墊片最小厚度（0.015±0.005）inch；

（5）非結(jié)構(gòu)墊片材料與原結(jié)構(gòu)材料相近。

此外還需要考慮密封要求，填充要求以及制造加工標(biāo)準(zhǔn)和不同金屬間的保護(hù)等要求。為了保證飛機(jī)安全，有時(shí)還需要對(duì)加墊后的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度進(jìn)行分析，該文主要針對(duì)加墊后強(qiáng)度問(wèn)題作了研究。

1 非結(jié)構(gòu)墊片強(qiáng)度評(píng)估研究

增加非結(jié)構(gòu)墊片后，結(jié)構(gòu)偏心距增大，其增加量即為墊片厚度。對(duì)加墊后緊固件進(jìn)行受力分析如圖1。一般地，緊固件抗附加彎矩的能力越強(qiáng)，允許加的墊片厚度越大。下面從靜強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度兩方面進(jìn)行評(píng)估。

1.1 加墊后的靜強(qiáng)度影響評(píng)估

一般的方法是通過(guò)計(jì)算緊固件釘桿的彎剪復(fù)合裕度來(lái)評(píng)估[1]是否安全，具體如下：

（為螺栓許用彎矩），可得許用剪切載荷。若大于螺栓單剪許用值時(shí)，則取。若，則；如果，則，取上述最小值作為加墊后許用剪切載荷，若大于工作載荷則靜強(qiáng)度可接受。該方法思路是通過(guò)螺栓許用彎矩及緊固件尺寸和材料參數(shù)和墊片厚度求出相關(guān)的許用剪切載荷。

1.2 加墊后的疲勞強(qiáng)度評(píng)估

根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)，目前對(duì)于非結(jié)構(gòu)墊片處置后的疲勞強(qiáng)度評(píng)估有兩種方法：

（1）緊固件孔邊為疲勞危險(xiǎn)位置，加墊后引起的附加彎曲應(yīng)力會(huì)增加緊固件孔邊的擠壓應(yīng)力，進(jìn)而降低疲勞壽命。因此，可以計(jì)算出附加彎曲應(yīng)力并疊加到原擠壓應(yīng)力上，計(jì)算得到新的緊固件載荷傳遞系數(shù)，以此考慮非結(jié)構(gòu)墊片的影響。

（2）對(duì)于結(jié)構(gòu)本體的疲勞強(qiáng)度，可用加墊后的超差后材料疊層厚度系數(shù)D，來(lái)考慮附加彎矩對(duì)結(jié)構(gòu)DFR值的影響。疊層厚度系數(shù)D主要表征低載荷傳遞結(jié)構(gòu)中孔填充的弱化及二次載荷傳遞對(duì)疲勞性能的影響。對(duì)于孔填充系數(shù)A小于1.15的鉚接結(jié)構(gòu)，疊層厚度為緊固件所連結(jié)構(gòu)的總夾層厚度；對(duì)于螺栓連接盒孔填充系數(shù)大于等于1.15的結(jié)構(gòu)鉚接結(jié)構(gòu)，疊層包括所有連續(xù)結(jié)構(gòu)元件，但不包括局部接頭以及墊片、墊圈、和曲面墊塊等非結(jié)構(gòu)元件。

2 非結(jié)構(gòu)墊片強(qiáng)度分析實(shí)例

某型飛機(jī)一加強(qiáng)框框緣與框緣連接件連接根部存在間隙，間隙區(qū)域剖視圖見(jiàn)圖3。工程處理意見(jiàn)為制作最大厚度為0.8 mm的特制墊片安裝于間隙處，下面對(duì)該處置方案進(jìn)行強(qiáng)度評(píng)估。

查閱圖紙得超差部位緊固件為2排共6顆HST10AG6-6，立邊連接處為五顆HST12AP-8-8高鎖螺栓。

通過(guò)全機(jī)有限元模型及內(nèi)力解獲得該連接在最嚴(yán)重工況下所傳遞的軸力P為61 330 N。軸力通過(guò)11顆材料相同的緊固件傳遞，載荷按面積分配可得底邊單顆緊固件載荷F=61 330×4.762/（6×4.762+5×6.352）=4 116 N，按3.1節(jié)方法計(jì)算得附加彎曲應(yīng)力=155.47 MPa，取957.7 MPa，[F]取11 965 N，可得彎剪聯(lián)合裕度=1.62>0，靜強(qiáng)度可接受。

超差前該部位的DFR為77.478 MPa，疲勞裕度為0.16，加墊后可能對(duì)夾層系數(shù)D有影響。該細(xì)節(jié)孔填充系數(shù)A≥1.15，疊層厚度6.34 mm，緊固件直徑4.76 mm，厚度/直徑=1.33<2 mm，查資料得疊層厚度系數(shù)仍為1，加墊對(duì)DFR 大小無(wú)影響，疲勞裕度無(wú)減小，疲勞強(qiáng)度可接受。

3 結(jié)語(yǔ)

該文針對(duì)飛機(jī)裝配間隙超差問(wèn)題，總結(jié)了用非結(jié)構(gòu)墊片進(jìn)行處置的一般要求，并給出一般情況下不同緊固件所允許非結(jié)構(gòu)墊片最大厚度?？紤]到加墊引起的附加彎矩對(duì)結(jié)構(gòu)的不利影響，對(duì)靜強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度兩方面的強(qiáng)度評(píng)估方法進(jìn)行了研究，并將分析方法運(yùn)用于一實(shí)際超差問(wèn)題，完成了對(duì)該超差的評(píng)估。

參考文獻(xiàn)

[1] 中國(guó)航空工業(yè)總公司第六四〇研究所.麥道飛機(jī)聯(lián)絡(luò)工程手冊(cè)，[M].北京：航空工業(yè)出版社，1997.

[2] EF Bruhn.Analysis and Design of Flight Vehicle Structures，[M].USA：Tri-State Offset Company，1973.