凡 玉，王新年，金 迪

(中航飛機西安民機有限責任公司 工程技術(shù)中心，西安 710089)

0 引言

操縱面的吻合性公差是指操縱面處于中立位置時，相對定翼面外形的吻合程度，以操縱面相對定翼面外形的凸凹量極限偏差及剪刀差極限偏差來衡量[1-3]。

傳統(tǒng)民用飛機操縱面研制主要是依據(jù)國外先進民機結(jié)構(gòu)設(shè)計公差經(jīng)驗進行研制或者試制，受限于國內(nèi)制造和裝配技術(shù)水平[4]，操縱面制件的氣動外緣吻合性公差大多不能一次性滿足HB 7086-1994和型號氣動外緣公差技術(shù)文件要求[5]，致使操縱面返修或者重新研制，帶來研制成本的增加和研制周期的延長。如何快速、準確、高效地設(shè)計操縱面，并使其滿足相關(guān)技術(shù)文件規(guī)定的氣動外緣吻合性公差要求，一直是飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計師追求的目標。

本文通過研究HB 7086-1994航空標準對氣動外緣公差的規(guī)定和要求，通過解析幾何推理得出操縱面氣動外緣吻合性公差與操縱面懸掛點和作動器操縱點公差存在一定的幾何關(guān)系，借助CATIA軟件建立評估仿真模型。既可以通過設(shè)計公差直接評估操縱面氣動外緣吻合性公差是否滿足要求，也可直接引用HB 7086-1994或者型號規(guī)范性文件給出的氣動外緣吻合性公差極值獲取操縱面懸掛點和作動器操縱點的結(jié)構(gòu)設(shè)計公差。

1 吻合性公差

HB 7086-1994對民用飛機操縱面的吻合性公差進行了詳細規(guī)定。定翼面上A點位于定翼面后緣前10mm內(nèi)，操縱面上B點位于操縱面外形與其前緣切點之后10mm內(nèi)，見圖1；操縱面相對定翼面外形的凸凹量極限偏差，如表1所示。

表1 操縱面相對定翼面外形的凸凹量極限偏差

圖1操縱面相對定翼面外形的凸凹量極限偏差

*注：1.定翼面；2.操縱面

操縱面因制造裝配公差出現(xiàn)上翹和下垂，見圖2。操縱面剪刀差極限偏差如表2規(guī)定。

圖2 操縱面剪刀差極限偏差

2 評估方法

2.1 幾何原理

通過繪制操縱面安裝示意圖(見圖3)，可以發(fā)現(xiàn)操縱面懸掛點公差(即操縱面旋轉(zhuǎn)軸線公差)和作動器后對接點公差(即作動器后對接軸線公差)設(shè)計對操縱面的氣動外緣吻合性公差有直接影響；以操縱平面為草圖基準平面，建立操縱面安裝簡易幾何關(guān)系模型(見圖4)。圖4中操縱面懸掛點C與作動器后對接點B的連線稱作作動器理論中立搖臂位置線，然后分別以點C、點B為圓心，以兩點初步定義的設(shè)計公差為半徑作圓，連接兩圓任意兩點形成的直線稱作作動器實際中立搖臂位置線，且存在幾何關(guān)系有：作動器實際中立搖臂位置線與作動器理論中立搖臂位置線夾角α等于操縱面實際中立弦線與操縱面實際中立弦線夾角β(角β表現(xiàn)為操縱面中立時出現(xiàn)“上翹”或“下垂”)。

圖3 操縱面安裝示意圖

*注：1.定翼面；2.操縱面；3.作動器

圖4操縱面安裝簡易幾何關(guān)系模型

當且僅當作動器實際中立搖臂位置線為兩圓內(nèi)公切線時，角α和角β同時取得最大值，即操縱面剪刀差公差和凸凹量公差均獲得最大值G和T，而且G與操縱面懸掛點公差r1和作動器后對接點公差r2存在以下幾何關(guān)系：

(1)

α=β

(2)

(3)

由式(1)～式(3)可以解出操縱面剪刀差偏差G：

(4)

2.2 基本流程

基于CATIA軟件操縱面氣動外緣吻合性公差評估方法基本流程，如圖5所示。運用CATIA軟件草圖工作臺，以操縱平面為基準建立運動仿真模型。依據(jù)HB 7086-1994航空標準文件設(shè)定操縱面的吻合性公差值，通過仿真模型直接獲得操縱面旋轉(zhuǎn)軸線公差、作動器后對接軸線公差；也可基于仿真模型，通過設(shè)定操縱面旋轉(zhuǎn)軸線公差、作動器后對接軸線公差，直接獲得操縱面氣動吻合性公差值。將此值與HB 7086-1994航空標準文件中操縱面吻合性公差規(guī)定的極值進行比較，在滿足工藝制造和裝配的前提下，操縱面旋轉(zhuǎn)軸線和作動器后對接軸線的設(shè)計公差可以選取保證操縱面吻合性公差不超過HB 7086-1994航空標準文件中所規(guī)定操縱面吻合性公差值的任意值。

圖5 操縱面吻合性公差評估流程

3 算例

以某飛機升降舵為例，懸掛點公差取Ф=0.3mm(滿足工藝性要求)，操縱點公差取Ф=0.2mm，基于CATIA軟件運用新方法對升降舵的氣動外緣吻合性進行評估。升降舵剪刀差公差評估模型見圖6，剪刀差評估結(jié)果見表3。結(jié)果表明：升降舵剪刀差公差滿足標準文件要求，懸掛點公差和操縱點公差設(shè)計合理。

(a)

(b)

項目剪刀差(mm)極限偏差(mm)備注1#懸掛上翹+1．41下垂-1．41±1．5符合符合2#懸掛上翹+1．36下垂-1．36±1．5符合3#懸掛上翹+1．27下垂-1．27±1．5符合4#懸掛上翹+1．17下垂-1．17±1．5符合5#懸掛上翹+1．10下垂-1．10±1．5符合1#操縱上翹+1．40下垂-1．40±1．5符合2#操縱上翹+1．35下垂-1．35±1．5符合

升降舵相對定翼面凸凹量公差評估結(jié)果見表4。結(jié)果表明：升降舵相對定翼面凸凹量公差滿足標準文件要求，懸掛點公差和操縱點公差設(shè)計合理。

表4 升降舵相對定翼面凸凹量公差評估結(jié)果

續(xù)表4

項目凸凹量公差(mm)極限偏差(mm)備注2#操縱上翹+0．021下垂-0．021±2．0符合

新方法已應用于某飛機升降舵試驗件的制造，如圖7所示。結(jié)果表明：懸掛點公差和操縱點公差滿足設(shè)計要求和工藝要求，升降舵氣動外緣吻合性公差符合型號文件規(guī)定和HB 7086-1994航空標準要求。

圖7 某飛機升降舵試驗件

4 結(jié)語

傳統(tǒng)操縱面氣動外緣吻合性公差評估方法，是在操縱面研制過程中首先依據(jù)國外先進民機結(jié)構(gòu)設(shè)計公差經(jīng)驗進行研制或者試制，制造出來后再借助測量儀器測量操縱面氣動外緣公差是否滿足要求。國內(nèi)往往受限于制造和裝配技術(shù)水平，操縱面制件的氣動外緣吻合性公差大多不能一次性滿足HB 7086-1994航空標準文件和型號氣動外緣公差技術(shù)文件要求。

本文通過研究操縱面氣動外緣吻合性公差與懸掛點設(shè)計公差、操縱點設(shè)計公差之間的幾何關(guān)系，運用CAITA軟件建立仿真模型，可依據(jù)標準文件設(shè)定操縱面的吻合性公差值直接獲得操縱面旋轉(zhuǎn)軸線公差、作動器后對接軸線公差；也可基于仿真模型，通過設(shè)定操縱面旋轉(zhuǎn)軸線公差、作動器后對接軸線公差，直接獲得操縱面氣動吻合性公差值，將此值與HB 7086-1994航空標準文件中操縱面吻合性公差規(guī)定的極值進行比較是否滿足要求。

新方法的提出，避免傳統(tǒng)操縱面研制方法致操縱面返修或者重新研制，帶來研制成本的增加和研制周期的延長，成功解決了民用飛機操縱面氣動吻合性公差超差的難題，為國內(nèi)后續(xù)型號操縱面氣動吻合性公差結(jié)構(gòu)設(shè)計提供參考。

[1] 敬石開，程云勇，張定華，等.一種區(qū)域公差約束的葉片模型配準方法[J].計算機集成制造系統(tǒng)，2010，16(4):883-886.

[2] 邵珂,萬志強,楊超.基于試驗氣動力的彈性飛機舵面效率分析[J].航空學報,2009,30(9):1612-1617.

[3] 王發(fā)威,董新民,陳勇,等.多操縱面飛機舵面損傷的快速故障診斷[J].航空學報,2015,36(7):2350-2360.

[4] 魏洪峰.大型飛機復合材料雙曲面組件的裝配[J].宇航材料工藝, 2012,42(6):97-99.

[5] 中國航空綜合技術(shù)研究所.HB 7086-1994,民用飛機氣動外緣公差[S/OL].(1994-10-31)[2017-02-20].http://www.docin.com/p-83131509.html.