葉慧

（上海航空電器有限公司，上海201101）

0 引 言

飛機(jī)上的二級(jí)結(jié)構(gòu)經(jīng)常需要吊裝到桁架上，比如飛機(jī)頂控板的安裝，一般采用耳片接頭，用單耳片配合雙耳片來(lái)安裝。耳片結(jié)構(gòu)形式如圖1所示，耳片接頭部分用螺栓螺母緊固。但是實(shí)際應(yīng)用中采用這種常規(guī)的結(jié)構(gòu)形式安裝存在以下問(wèn)題：結(jié)構(gòu)件間依靠螺栓進(jìn)行硬連接，在安裝過(guò)程中易積累安裝應(yīng)力，設(shè)計(jì)余量和加工制造誤差的累積，造成結(jié)構(gòu)與內(nèi)飾件結(jié)合面縫隙不均勻，安裝難度大，安裝順序的不同會(huì)導(dǎo)致拉桿受力的不同，可能需要工裝進(jìn)行輔助定位。針對(duì)以上問(wèn)題本文設(shè)計(jì)一種拉桿安裝結(jié)構(gòu)，使安裝時(shí)拉桿可以調(diào)節(jié)長(zhǎng)度、角度，避免結(jié)構(gòu)硬安裝形式，能有效降低設(shè)計(jì)和加工制造難度，提高整體強(qiáng)度和環(huán)境耐受。

1 拉桿設(shè)計(jì)

拉桿還是采用雙耳耳片形式，但是考慮到安裝時(shí)需要調(diào)節(jié)安裝長(zhǎng)度，將拉桿設(shè)計(jì)成由桿端件、拉桿桿體兩個(gè)零件構(gòu)成，如圖2所示。其中桿端件和拉桿桿體采用螺紋進(jìn)行連接，這樣多個(gè)點(diǎn)安裝時(shí)，可以通過(guò)螺紋來(lái)調(diào)整安裝平面，減少載荷集中帶來(lái)的問(wèn)題。由于飛機(jī)運(yùn)行環(huán)境很多振動(dòng)帶來(lái)的松動(dòng)，因此需要對(duì)螺紋連接進(jìn)行有效防松措施，此設(shè)計(jì)用鎖緊螺母和鎖緊墊片，同時(shí)配合保險(xiǎn)絲進(jìn)行有效防松，具體說(shuō)明如下。

圖1 安裝耳片結(jié)構(gòu)示意

圖2 拉桿結(jié)構(gòu)示意圖

桿端件與拉桿體之間設(shè)計(jì)有連接的螺紋，分別為左旋和右旋，拉桿體兩端有與拉桿端體螺紋旋向?qū)?yīng)的螺紋孔，中間設(shè)觀察孔和工具夾持面，通過(guò)觀察孔可觀察桿端件是否旋入設(shè)計(jì)要求的旋入長(zhǎng)度，當(dāng)桿端件不動(dòng)的時(shí)候旋轉(zhuǎn)拉桿體，兩個(gè)桿端件會(huì)同時(shí)靠近或遠(yuǎn)離拉桿體，以實(shí)現(xiàn)拉桿長(zhǎng)度的調(diào)節(jié)；上下鎖緊墊片為成組使用，當(dāng)拉桿端體與拉桿體旋入長(zhǎng)度調(diào)節(jié)完畢后，將下鎖緊墊片的雙耳凸臺(tái)與拉桿體的軸端開(kāi)槽配合，使下鎖緊墊片與拉桿體軸向旋轉(zhuǎn)自由度被限制，上鎖緊墊片裝入時(shí)其徑向凸臺(tái)已與桿端件的鍵槽相配合，兩者軸向旋轉(zhuǎn)自由度被限制，將上下鎖緊墊片組合到一起，使齒牙嚙合，然后將螺母旋轉(zhuǎn)至壓緊組合的鎖緊墊片，用保險(xiǎn)絲穿過(guò)帶保險(xiǎn)絲孔的螺母的保險(xiǎn)孔與下鎖緊墊片的單耳開(kāi)孔，扎緊保險(xiǎn)絲；鎖緊墊片的齒牙配合起到了阻止拉桿體與拉桿端體的旋轉(zhuǎn)，帶保險(xiǎn)絲孔的螺母壓緊嚙合的鎖緊墊片起到了使鎖緊墊片的齒牙緊密配合，防止軸向相對(duì)旋轉(zhuǎn)，保險(xiǎn)絲的扎緊起到了螺母的防松作用，使連接可靠。

另外由于安裝后角度需要調(diào)節(jié)，那么在桿端件的雙耳耳片與另一端的單耳耳片連接時(shí)需要采用關(guān)節(jié)軸承來(lái)實(shí)現(xiàn)。軸承組件各系列的參數(shù)信息[1]如圖3所示。軸承外圈與角片開(kāi)孔通過(guò)緊公差配合，軸承內(nèi)圈兩端面通過(guò)襯套凸緣與拉桿端體開(kāi)槽內(nèi)側(cè)面配合，通過(guò)螺栓、墊圈和螺母的連接，軸承內(nèi)圈孔、襯套內(nèi)圈孔和拉桿端體安裝孔位保持同心，調(diào)心關(guān)節(jié)軸承的外圈內(nèi)圈可徑向擺動(dòng)±10°，即連桿可實(shí)現(xiàn)傾斜±10°以內(nèi)的調(diào)節(jié)。利用這個(gè)擺角，可以抵消飛機(jī)桁架面與托架安裝面之間的角度誤差，避免由于安裝各點(diǎn)不在一個(gè)面上帶來(lái)的載荷應(yīng)力集中問(wèn)題。

圖3 關(guān)節(jié)軸承示意圖

關(guān)節(jié)軸承外圈與飛機(jī)端安裝的耳片開(kāi)孔通過(guò)緊公差配合，軸承內(nèi)圈兩端面通過(guò)襯套凸緣與拉桿端體開(kāi)槽內(nèi)側(cè)面配合，通過(guò)螺栓、墊圈和螺母的連接，軸承內(nèi)圈孔、襯套內(nèi)圈孔和拉桿端體安裝孔位保持同心，調(diào)心關(guān)節(jié)軸承的外圈內(nèi)圈可徑向擺動(dòng)±10°，即連桿可實(shí)現(xiàn)傾斜±10°以內(nèi)的調(diào)節(jié)，如圖4所示。

軸承組件與拉桿之間采用螺栓、襯套、墊片、鎖緊螺母進(jìn)行連接，用此拉桿結(jié)構(gòu)配合飛機(jī)桁架上安裝的耳片，可以將頂控板結(jié)構(gòu)安裝在飛機(jī)上，安裝后可以通過(guò)關(guān)節(jié)軸承調(diào)節(jié)安裝角度，拉桿的結(jié)構(gòu)允許在拉桿方向上調(diào)整安裝長(zhǎng)度，并通過(guò)關(guān)節(jié)軸承來(lái)調(diào)節(jié)安裝角度。用此結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的安裝示例如圖5所示。采用過(guò)盈配合的方式將關(guān)節(jié)軸承裝配到飛機(jī)端耳片安裝孔內(nèi)，通過(guò)鉚接的方式將耳片固定到飛機(jī)主梁上。放置頂控板框架到裝配位置，用螺栓、墊片、自鎖螺母將右旋桿端件與耳片緊密配合。采用相同的方式，將其余拉桿分別與頂控板框架上的耳片連接，實(shí)現(xiàn)控制板托架與飛機(jī)主梁的相對(duì)位置的固定。調(diào)節(jié)拉桿部件，左右拉桿端體旋入拉桿體的深度會(huì)同時(shí)變小或變大，拉桿的長(zhǎng)度變長(zhǎng)或變短；利用關(guān)節(jié)軸承的軸心自適應(yīng)旋轉(zhuǎn)，可以調(diào)整托架的相對(duì)位置和角度。通過(guò)對(duì)幾個(gè)拉桿的調(diào)節(jié)，調(diào)整控制板托架的位置達(dá)到最終安裝姿態(tài)后，再擰緊保險(xiǎn)絲，保證拉桿端頭與拉桿體、上下鎖緊墊圈間的防松。

圖5 設(shè)計(jì)拉桿安裝結(jié)構(gòu)示例

2 強(qiáng)度分析

現(xiàn)通過(guò)理論和仿真分析來(lái)說(shuō)明采用拉桿結(jié)構(gòu)進(jìn)行安裝的強(qiáng)度是否能滿足要求。設(shè)計(jì)拉桿結(jié)構(gòu)中所用到的零件材料和標(biāo)準(zhǔn)件清單如表1所示。

由表1可知，上述標(biāo)準(zhǔn)件的尺寸性能參數(shù)均可查閱有關(guān)標(biāo)準(zhǔn)件手冊(cè)[2]得到，而且通過(guò)估算發(fā)現(xiàn)均滿足強(qiáng)度要求，因此只需對(duì)拉桿桿體與桿端件的結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析。

拉桿桿體與桿端件的螺紋規(guī)格如表1所示，考慮到UNJ螺紋強(qiáng)度高于UN螺紋強(qiáng)度，這里可用UNF螺紋強(qiáng)度來(lái)估算UNJF螺紋的強(qiáng)度。在實(shí)際工作條件下，拉桿主要受軸向力的作用，因此只需考慮螺紋的拉伸強(qiáng)度。

表1 拉桿結(jié)構(gòu)零件材料清單

設(shè)拉桿桿體與桿端件的螺紋嚙合長(zhǎng)度為L(zhǎng)，查閱手冊(cè)得到的參數(shù)信息[1]，可以計(jì)算得到該結(jié)構(gòu)的極限受力Fmax=ASs·σ0.2·L/25.4=0.0644×(25.4×10-3)2×800×106×L/25.4=1309L (N)。

假設(shè)吊裝結(jié)構(gòu)的總質(zhì)量為18 kg，在極限工作條件20g條件下，托架所產(chǎn)生的載荷為G0=18×9.8×20=3528 N。

假設(shè)吊裝結(jié)構(gòu)通過(guò)8根拉桿安裝到飛機(jī)上，考慮到各桿受力的不均勻性，設(shè)定每根拉桿的軸向受力G取G0的1/6。G為垂直方向，而拉桿的實(shí)際方向?yàn)榭臻g傾斜安裝，但為保證安裝的合理性，拉桿方向與垂直向上方向的夾角θ不宜太大，否則將導(dǎo)致拉桿的水平分力過(guò)大。這里取θ=60°，拉桿的安裝及受力分析如圖6所示。于是得到單根拉桿軸向受力為F=G0÷6÷cos 60°=3528÷6÷cos 60°=1176 N。

圖6 拉桿的安裝和受力分析

可以得到拉桿極限受力Fmax與螺紋嚙合長(zhǎng)度L的對(duì)應(yīng)關(guān)系，如表2所示。

設(shè)安全系數(shù)為n，零件材料的屈服強(qiáng)度極限為σ0.2，計(jì)算出的最大應(yīng)力值為σmax。則安全系數(shù)為n=σ0.2/σmax。一般安全系數(shù)要大于1.5才能滿足強(qiáng)度要求。

表2 螺紋連接強(qiáng)度分析（.375-24UNJF螺紋）

由表2可知，若拉桿的螺紋選用.375-24UNJF的規(guī)格，則當(dāng)螺紋嚙合長(zhǎng)度L不小于10 mm時(shí)，安全系數(shù)將大于14.8，表明該螺紋連接強(qiáng)度完全滿足使用要求。

根據(jù)以上的螺紋規(guī)格可以對(duì)拉桿桿體進(jìn)行設(shè)計(jì)，桿體壁厚設(shè)計(jì)為3 mm。拉桿桿體承受的是軸向載荷G，用ANSYS Workbench仿真分析軟件對(duì)拉桿進(jìn)行靜力仿真分析，限于目前軟硬件條件的限制，對(duì)拉桿桿體進(jìn)行模型簡(jiǎn)化：忽略小而復(fù)雜的面、間隙，保留關(guān)鍵圓角，忽略其余圓角，從而進(jìn)行高效、精確的仿真；優(yōu)先采用六面體單元?jiǎng)澐郑C合運(yùn)用多種劃分方式，仿真分析應(yīng)力分布云圖如圖7所示。拉桿桿體的最大應(yīng)力為23.5 kPa，遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于材料的屈服極限793 MPa[3]，安全系數(shù)遠(yuǎn)大于1.5，強(qiáng)度完全能滿足使用要求。而桿端件材料的強(qiáng)度比拉桿桿體材料更高，因此這里不再對(duì)桿端件作受力分析。

圖7 拉桿桿體靜力分析（.375-24UNJF螺紋）

綜合上述理論分析可以得出，采用以上拉桿結(jié)構(gòu)進(jìn)行頂控板框架的安裝，為保證有一定的強(qiáng)度安全系數(shù)，必須使桿端件與拉桿桿體之間的螺紋嚙合長(zhǎng)度不能過(guò)小。一般建議此嚙合長(zhǎng)度不小于15 mm即可，設(shè)計(jì)靜強(qiáng)度能滿足要求。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

由于飛機(jī)上的使用環(huán)境中不只需要考慮靜態(tài)載荷，更重要的是振動(dòng)環(huán)境，因此需要考核動(dòng)載荷對(duì)于安裝結(jié)構(gòu)的影響。在實(shí)際應(yīng)用中，設(shè)計(jì)并制造出了此拉桿結(jié)構(gòu)，用來(lái)安裝飛機(jī)頂控板框架產(chǎn)品后在飛機(jī)機(jī)載設(shè)備常用的振動(dòng)環(huán)境量值中進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。但是因?yàn)樵囼?yàn)臺(tái)限制，試驗(yàn)中將吊裝結(jié)構(gòu)等效成支撐結(jié)構(gòu)，采用8根此拉桿結(jié)構(gòu)安裝頂控板框架到工裝上后到振動(dòng)臺(tái)上做振動(dòng)試驗(yàn)（如圖8），按照DO-160G第8章[4]加載正弦振動(dòng)頻譜（如圖9），試驗(yàn)結(jié)束后拉桿結(jié)構(gòu)無(wú)松動(dòng)、明顯變形，緊固件無(wú)松脫現(xiàn)象，由此表明此結(jié)構(gòu)能保證安裝結(jié)構(gòu)的動(dòng)強(qiáng)度要求。

圖8 拉桿連接框架結(jié)構(gòu)振動(dòng)試驗(yàn)

圖9 正弦振動(dòng)頻譜圖

4 結(jié)語(yǔ)

本文根據(jù)常用的飛機(jī)吊裝耳片接頭中存在的問(wèn)題，提出了一種可調(diào)節(jié)長(zhǎng)度和調(diào)節(jié)方向的拉桿安裝結(jié)構(gòu)用于飛機(jī)上的二次結(jié)構(gòu)吊裝，在設(shè)計(jì)中運(yùn)用理論計(jì)算和有限元分析證明了強(qiáng)度的合理性，并通過(guò)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)驗(yàn)證了結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度能滿足要求。此結(jié)構(gòu)可以在以后飛機(jī)上二次結(jié)構(gòu)的吊裝應(yīng)用中進(jìn)行進(jìn)一步的驗(yàn)證。