宋 磊，隗合怡，聶 青，金 玲，許俊偉

（中國運載火箭技術研究院，北京，100076）

機載飛行器掛機接口精度設計方法

宋 磊，隗合怡，聶 青，金 玲，許俊偉

（中國運載火箭技術研究院，北京，100076）

針對機載飛行器掛機接口開展精度設計方法研究，根據(jù)飛行器與掛架的連接方式及吊耳式掛機接口的結(jié)構(gòu)形式，找出精度要求較高同時又難以保證的兩項精度指標：兩吊耳間距的精度、吊耳對稱面與飛行器對稱面的位置精度。通過飛行器與掛架的聯(lián)合尺寸鏈精度設計，推導出這兩項精度指標極限值的計算公式，所選的精度只要在此極限值范圍內(nèi)即可避免掛裝過程中出現(xiàn)干涉、保證掛裝協(xié)調(diào)。最后以某型機載飛行器為例，給出精度設計的計算實例，通過飛行器的順利掛裝驗證了精度設計方法的正確性。

掛機接口；精度；尺寸鏈

0 引 言

機載飛行器掛機接口作為飛行器與載機的唯一接口，承受飛行器掛飛過程中各種極限載荷及各種復雜環(huán)境條件，對飛行器與載機的安全性起至關重要的作用。掛機接口的設計包括對其位置、尺寸、精度的設計，其中掛機接口的位置在GJB 1C-2006《機載懸掛物和懸掛裝置結(jié)合部位的通用設計準則》等國軍標中規(guī)定[1～3]，掛機接口的尺寸由載荷大小及結(jié)構(gòu)的承載能力決定，但掛機接口的精度沒有明確的設計方法。

以往掛機接口精度的選取主要參考成熟型號產(chǎn)品的精度要求或進行加嚴設計，因此可能會導致給定的精度過大或過小。如果給定的精度過大，飛行器在掛裝過程中可能會與掛架產(chǎn)生干涉，飛行器無法正常掛裝；如果給定的精度過小，生產(chǎn)工藝上將難以實現(xiàn)或者會大幅度增加生產(chǎn)成本[4,5]。本文針對機載飛行器掛機接口開展精度設計，改變了以往僅憑經(jīng)驗或加嚴精度設計的局面，給出了科學的、定量的精度設計方法。

1 掛機接口分析

機載飛行器通過掛架實現(xiàn)與載機的連接，針對吊耳式掛機接口，飛行器與掛架通過前、后兩個吊點進行連接，每個吊點為單點雙鉤形式，掛鉤附近有航向止動結(jié)構(gòu)用來限制飛行器在掛飛過程中沿航向的竄動，掛鉤兩側(cè)有防擺止動塊壓在彈體表面用來限制飛行器在掛飛過程中的橫向擺動。

圖 1為掛架上掛鉤、航向止動結(jié)構(gòu)與彈上單個吊耳的連接示意。從圖1可以看出，掛鉤伸入吊耳門洞中與吊耳上持彈面相接觸，掛鉤側(cè)面與吊耳門洞側(cè)面有一定的間隙；航向止動結(jié)構(gòu)卡住吊耳前后端面并留有一定的間隙。掛鉤、航向止動結(jié)構(gòu)與彈上吊耳的連接均有較高的精度要求。

掛機接口的精度包括尺寸精度和位置精度，單個吊耳的尺寸精度一般容易得到保證，例如單個吊耳的厚度偏差、吊耳門洞的寬度偏差都可以在零件狀態(tài)下通過機械加工保證其精度。但是兩吊耳間的尺寸精度及位置精度一般不容易保證，主要包括前、后兩吊耳間距的偏差、吊耳對稱面相對于飛行器對稱面的位置偏差，這些精度不僅與機械加工精度有關，還與后續(xù)焊接變形、裝配精度等因素相關[6,7]。對于掛機接口，如果給定的偏差過大，飛行器在掛裝過程中吊耳與掛架可能會出現(xiàn)干涉，飛行器無法正常掛裝；如果給定的偏差過小，從機械加工、焊接、裝配等工藝上難以實現(xiàn)，或者會大幅度增加生產(chǎn)成本，因此需要合理地確定掛機接口的精度。

2 前、后吊耳間距精度設計方法

將飛行器與掛架進行聯(lián)合尺寸鏈分析[8]，推導出前、后吊耳間距偏差極限值的計算公式，以指導掛機接口精度設計。圖2為吊耳與航向止動結(jié)構(gòu)后端面接觸時的尺寸鏈。

圖2中，輔助限位結(jié)構(gòu)中心面與航向止動結(jié)構(gòu)中心面間距為A，定義其上下偏差為（U，N）；輔助限位結(jié)構(gòu)前后端面與其中心面間距為A1，定義其上下偏差為（U1，N1）；航向止動結(jié)構(gòu)前后端面與其中心面間距為A2，定義其上下偏差為（U2，N2）；前后吊耳中心面間距為 a，定義其上下偏差為（u，n）；前吊耳端面與其中心面間距為a1，定義其上下偏差為（u1，n1）；后吊耳端面與其中心面間距為 a2，定義其上下偏差為（u2，n2）。

當后吊耳后端面與航向止動結(jié)構(gòu)后端面接觸時，定義前吊耳前端面與輔助限位結(jié)構(gòu)前端面的間隙為Δ1、前吊耳后端面與輔助限位結(jié)構(gòu)后端面的間隙為Δ2、后吊耳前端面與航向止動結(jié)構(gòu)前端面的間隙為Δ3。只有當Δ1，Δ2，Δ3都大于零時才能保證飛行器在掛裝過程中無干涉。這里Δ3僅與后吊耳及航向止動結(jié)構(gòu)尺寸及精度有關，很容易保證Δ3＞0；Δ1，Δ2不僅與前后吊耳及航向止動結(jié)構(gòu)、輔助限位結(jié)構(gòu)的尺寸及精度有關，還與輔助限位結(jié)構(gòu)中心面與航向止動結(jié)構(gòu)中心面的間距偏差、前后吊耳中心面間距偏差有關。由于前后吊耳及輔助限位結(jié)構(gòu)、航向止動結(jié)構(gòu)都是相對于其自身中心面對稱的結(jié)構(gòu)，在這種情況下Δ1＞Δ2，因此只需保證Δ2＞0即可滿足正常掛裝要求。

按照尺寸鏈方法計算Δ2可得：

若要保證Δ2＞0，只需前后吊耳間距偏差的下極限滿足下式：

在正常設計情況下A=a時，式（2）可簡化為

由此推導出前后吊耳間距下偏差極限值的計算公式，再推導上偏差的計算公式，圖 3為吊耳與航向止動結(jié)構(gòu)前端面接觸時的尺寸鏈。

當后吊耳前端面與航向止動結(jié)構(gòu)前端面接觸時，定義前吊耳前端面與輔助限位結(jié)構(gòu)前端面的間距為δ1、前吊耳后端面與輔助限位結(jié)構(gòu)后端面的間距為δ2、后吊耳后端面與航向止動結(jié)構(gòu)后端面的間距為 δ3。同樣地，當 δ1，δ2，δ3都大于零時才能保證飛行器在掛裝過程中無干涉，同理只需保證δ1＞0即可滿足正常掛裝要求。

按照尺寸鏈方法計算δ1可得：

若要保證 δ1＞0，只需前后吊耳間距上偏差的極限值滿足下式：

在正常設計情況下A=a，由此式（5）可簡化為

至此，確定了前后吊耳間距上、下偏差范圍（u，n）的極限值，綜合考慮前后吊耳的加工偏差、焊接變形、裝配偏差等因素，最終確定的偏差范圍在此范圍內(nèi)即可保證飛行器在掛裝過程中無干涉。

3 吊耳對稱面相對飛行器對稱面位置精度設計方法

本文將飛行器與掛架進行聯(lián)合尺寸鏈分析，推導出吊耳對稱面相對飛行器對稱面的位置偏差極限值的計算公式，以指導掛機接口精度設計。

圖4給出了掛鉤局部截面和吊耳門洞的相對位置關系，由于掛裝過程中掛架與飛行器的整體相對位置可以進行調(diào)整，因此可將飛行器及掛架對稱面定義為同一平面。在極限情況下，當彈上前后吊耳分別偏向飛行器對稱面的兩側(cè)，掛架上前后掛鉤分別對稱偏向掛架對稱面的另外兩側(cè)時，精度設計不合理可能會導致飛行器掛裝時結(jié)構(gòu)干涉。

下面以單個吊耳為例推導吊耳對稱面相對飛行器對稱面的位置偏差極限值的計算公式，圖 5給出極限情況下吊耳與飛行器對稱面的尺寸鏈。

考慮極端情況掛鉤和吊耳分別偏向飛行器及掛架對稱面的兩側(cè)，在這種情況下掛鉤和吊耳門洞的最小間隙為δ，只需滿足δ＞0即可避免該部位出現(xiàn)干涉。

按照尺寸鏈方法計算δ可得：

若要保證δ＞0，只需吊耳對稱面相對飛行器對稱面的位置偏差滿足下式：

至此，確定了吊耳對稱面相對飛行器對稱面的位置偏差 h的極限值，綜合考慮加工、裝配等因素，最終確定的位置偏差范圍在此范圍內(nèi)即可保證飛行器順利掛裝到掛架上。

4 設計實例

本文以某型機載飛行器為例，利用本文得出的精度設計方法，給出前后吊耳間距偏差（u，n）及吊耳對稱面與飛行器對稱面位置偏差 h的確定方法，該型飛行器與載機的接口尺寸及偏差見表1。

表1 飛行器與載機的接口尺寸及偏差

按照本文推導出的公式計算可得：

由上述推導可知，前后吊耳間距上、下偏差的極限值為±0.5 mm，吊耳對稱面與飛行器對稱面位置偏差的極限值為0.8 mm。由于本型飛行器的前后吊耳位于同一艙段上，精度相對容易得到保證，綜合考慮加工水平并留有適當余量，選取前、后吊耳間距偏差為±0.3 mm、吊耳對稱面與飛行器對稱面的位置偏差為0.5 mm。通過多個機載飛行器的順利掛裝，結(jié)果表明該精度設計方法滿足機彈接口尺寸協(xié)調(diào)要求。

5 結(jié) 論

本文根據(jù)機載飛行器與載機接口的具體連接方式，通過掛機接口分析，選出精度要求高又不容易得到保證的兩項精度指標；提出機載飛行器與掛架聯(lián)合尺寸鏈精度設計方法，給出前后吊耳間距精度、吊耳對稱面與飛行器對稱面位置精度的具體計算公式，得出以下結(jié)論：

a）前后吊耳間距精度、吊耳對稱面與飛行器對稱面位置精度是機載飛行器掛機接口中牽涉因素多、精度要求高、需重點設計的兩項精度指標；

b）前后吊耳間距精度（u，n）、吊耳對稱面與飛行器對稱面位置精度 h只要滿足本文推導的公式即可滿足最低精度要求，避免掛裝過程中出現(xiàn)干涉、保證掛裝協(xié)調(diào)。

[1] 中國航空工業(yè)第二集團公司國營第一二四廠. GJB 1C-2006 機載懸掛物和懸掛裝置結(jié)合部位的通用設計準則[S]. 北京: 中國人民解放軍總裝備部, 2006: 15-16.

[2] 中國人民解放軍空軍第八研究所. GJB 5278-2004 空地導彈發(fā)射裝置通用規(guī)范[S]. 北京: 中國人民解放軍總裝備部, 2004: 5-6.

[3] 鄭州飛機裝備有限公司. GJB 1063A-2008 機載懸掛裝置試驗方法[S].北京: 國防科學技術工業(yè)委員會, 2008: 4-5.

[4] 宋磊, 金玲, 聶青, 等. 機載飛行器翻倒式吊耳設計與試驗[J]. 機械設計與研究, 2016(6): 69-72.

[5] 應書勇. 某機載導彈發(fā)射裝置上接口通用設計研究[J]. 機械與電子,2012(6): 120-124.

[6] 孫玉芹, 孟兆新. 機械精度設計基礎[M]. 北京: 科學出版社, 2003:205-209.

[7] 武良臣, 呂寶占. 互換性與技術測量[M]. 北京: 北京郵電大學出版社,2009.

[8] 李海燕. 尺寸鏈在機械精度設計中的應用研究[J]. 科技視界, 2015(20):63.

Accuracy Design Method for the On-hook Interface of Airborne Aircraft

Song Lei, Wei He-yi, Nie Qing, Jin Ling, Xu Jun-wei
(China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)

This text does research on the accuracy design method for the on-hook interface of airborne aircraft. On the basis of the connection mode of aircraft and pylon, finds out the two accuracy indicators of high demand and difficult to guarantee: the pitch accuracy of two suspension lug, the position accuracy of aircraft symmetry plane and suspension lug symmetry plane. Through the joint dimension chain design of aircraft and pylon, pulls out the calculation formula of the limit value of the two precision indexes. It can ensure the coordination of the hanging as long as the accuracy of the selected in this range. Finally taking a certain type aircraft as an example, a calculation example of accuracy design is given. The accuracy of the precision design method is verified by the successful installation of aircraft.

On-hook interface; Accuracy; Dimension chain

V423

A

1004-7182(2017)05-0026-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20170506

2017-06-01；

2017-08-22

宋 磊（1987-），男，工程師，主要研究方向為飛行器結(jié)構(gòu)總體設計