王 亮

（中航飛機(jī)股份有限公司 陜西西安 710089）

隨著新一代軍民用飛機(jī)性能的逐步提高，新型高性能材料的不斷引入，高強(qiáng)度難加工材料和低密度輕質(zhì)材料成為航空的兩大類主要材料[1]。減輕飛機(jī)重量與減少油耗、降低成本直接掛鉤，“減負(fù)飛行”“為減輕每一克重量而奮斗”是航空業(yè)永久的話題。飛機(jī)輕量化能帶來更低的油耗、更高的運(yùn)力以及一系列綠色經(jīng)濟(jì)效益。在飛機(jī)裝配過程中，大面積的鈑金類零件裝配后表面應(yīng)力分布不均勻，造成局部彈性突起現(xiàn)象，屬于鼓動現(xiàn)象。該情況常見于飛機(jī)的蒙皮、地板和鈦板等結(jié)構(gòu)上。除了裝配中產(chǎn)生的應(yīng)力外，環(huán)境溫差造成熱脹冷縮也會導(dǎo)致鼓動現(xiàn)象的出現(xiàn)。一般情況下，蒙皮、腹板失穩(wěn)會造成蒙皮壁板、框梁承載能力顯著降低，加速相關(guān)零件疲勞。因此，大多數(shù)情況下，我們必須采取調(diào)整或補(bǔ)償，提高剛度的方法消除鼓動。追求質(zhì)量最輕的航空結(jié)構(gòu)研究了受剪屈曲后，以對角張力的形式在四周框架的支持下繼續(xù)承載的能力，并把張力場下最大應(yīng)力作為結(jié)構(gòu)破壞應(yīng)力。充分利用框架的剩余承載能力，要比加密框架和增加受剪板的厚度更加符合最輕質(zhì)量設(shè)計的原則。張力場設(shè)計計算的任務(wù)是在受剪應(yīng)力超過曲屈應(yīng)力的情況下，確定結(jié)構(gòu)剪切破壞應(yīng)力，計算受剪中的拉應(yīng)力和四周框架上的附加應(yīng)力以及確定它們失效時承受的載荷，設(shè)計出質(zhì)量輕的張力場結(jié)構(gòu)。

一、薄壁組件結(jié)構(gòu)特點(diǎn)

飛機(jī)斜臺壁板和斜臺框、縱向結(jié)構(gòu)相連，為了便于安裝及維護(hù)斜臺內(nèi)部結(jié)構(gòu)、趾板收放機(jī)構(gòu)和鉸鏈，除斜臺鎖環(huán)處邊梁區(qū)域和后端框之后的壁板外，其余壁板均為可拆壁板。每個可卸壁板為鋁合金鉚接結(jié)構(gòu)，由4邊型材、板彎框，蒙皮等三類零件組裝而成。壁板分塊示意圖見圖1。

圖1 壁板示意圖

可拆卸壁板縱向邊通過托板螺母與縱梁連接，可拆卸壁板前、后邊通過托板螺母與隔框框緣條連接。斜臺壁板構(gòu)成了整個斜臺下半部分的外殼，將斜臺外蒙皮所受氣動載荷傳遞到壁板四邊的斜臺框、梁結(jié)構(gòu)上，同時承受框、梁協(xié)調(diào)變形及內(nèi)力。

（一）零件加工特點(diǎn)

可卸壁板由蒙皮和隔板鉚接組成，蒙皮一般厚度為1.2mm。蒙皮內(nèi)表面存在數(shù)量較多、面積較大的化銑區(qū)，化銑區(qū)的蒙皮厚度為0.8mm，化銑區(qū)內(nèi)沒有零件與其連接。變厚度化銑蒙皮均需要拉伸并化銑，主要加工流程為：下料→將蒙皮模胎安裝在數(shù)控蒙皮拉伸機(jī)→采用一次成形法將零件熱處理到新淬火狀態(tài)→按蒙皮模胎零件拉伸成形，鉆制化銑定位孔及預(yù)留化銑余量→電導(dǎo)率、硬度進(jìn)行檢測→采用化銑樣板進(jìn)行化銑→按蒙皮模胎修整化銑變形，按模胎切割化銑余量→氧化、噴漆、打標(biāo)記。

（二）組件裝配特點(diǎn)

采用以骨架為基準(zhǔn)裝配，用工裝型架定位T型材，工裝卡板定位蒙皮內(nèi)表面，蒙皮外表面工裝卡板位置處有蒙皮繃緊帶拉緊，保證蒙皮與骨架貼合良好。每塊壁板均由T型材、隔板、蒙皮、角片鉚接組成（見圖2）。制鉚釘連接孔后，鉚接蒙皮和隔板、角片零件?？尚侗诎褰M件在斜臺上定位時，蒙皮緊固繃帶應(yīng)系于斜臺兩側(cè)鎖支座上，蒙皮繃緊帶貼合壁板組件蒙皮外表面，確保壁板組件定位可靠?？尚侗诎褰M件制孔過程中，用相應(yīng)密度（200mm間距左右）的精度銷緊固定位初孔，防止壁板竄動。制取螺栓和擠壓式游動托板螺母的連接孔后，在斜臺縱梁下緣條上安裝擠壓式游動托板螺母。在斜臺上安裝各可卸壁板組件時，所有螺栓應(yīng)先預(yù)緊2～3個螺距，采用中心法，依次緊固全部螺栓至最終狀態(tài)。

圖2 壁板裝配示意圖

二、薄壁組件裝配失穩(wěn)分析

基于變厚度薄壁組件在飛機(jī)裝配各個階段產(chǎn)生不同程度的蒙皮“鼓動”現(xiàn)象， 以受載、傳載角度看，可拆卸壁板組件是將斜臺結(jié)構(gòu)外形缺口封閉，承受其上氣動載荷，并傳載到與之相連的縱梁、隔框上。另外，這些梁、框承在斜臺整體受載后的變形也會給可拆卸壁板造成內(nèi)力，需要可拆卸壁板承受。承載后的可拆卸壁板會產(chǎn)生變形。由于可拆卸壁板為薄蒙皮張力場設(shè)計，根據(jù)其受載程度，其蒙皮鼓動數(shù)量及程度也各不相同。

圖3 飛機(jī)裝配不同狀態(tài)下薄壁組件鼓動和波紋度統(tǒng)計

（一）應(yīng)力分析

虛擬仿真可卸壁板的應(yīng)力變化情況，載荷施加飛機(jī)空機(jī)重量，由于可卸壁板在飛機(jī)裝配過程中頂起狀態(tài)鼓動現(xiàn)象最為嚴(yán)重，所以約束為飛機(jī)千斤頂頂起點(diǎn)?？刹鹦侗诎寮魬?yīng)力如圖4所示，壓應(yīng)力如圖5所示。

圖4 剪應(yīng)力云圖

圖5 壓應(yīng)力云圖

（二）剪切失穩(wěn)強(qiáng)度分析

可拆卸壁板厚度為0.8～1.2mm，結(jié)合壁板幾何尺寸，壁板剪切載荷作用下的臨界失穩(wěn)應(yīng)力計算公式如下：

式中：Ks為剪切臨界應(yīng)力系數(shù)；δ為板元厚度；b為較短的板邊長；E為彈性模量；μ為材料彈性泊松比。

由圖3可知，可拆卸壁板發(fā)生剪切失穩(wěn)，當(dāng)壁板發(fā)生剪切失穩(wěn)后，壁板進(jìn)入張力場。對壁板進(jìn)行張力場計算，壁板張力場剪切裕度為3.73。

（三）壓縮失穩(wěn)強(qiáng)度分析

軸壓載荷作用下的臨界失穩(wěn)應(yīng)力計算公式如下：

式中：b：加載邊寬度；δ：板元厚度；μ：材料彈性泊松比；E：材料的彈性模量；Kc：壓縮臨界應(yīng)力系數(shù)。

由圖4可知，可拆卸壁板發(fā)生壓縮失穩(wěn)，當(dāng)可拆卸壁板發(fā)生壓縮后，載荷重新分配，將壁板承受壓載由相鄰角材承擔(dān)。結(jié)合有限元應(yīng)力分析結(jié)果和壁板角材最大壓應(yīng)力及角材面積計算，角材疊加壁板壓應(yīng)力后壓損安全裕度為5.37。

（四）結(jié)論

由于飛機(jī)千斤頂三點(diǎn)頂起狀態(tài)為可拆卸壁板最嚴(yán)重受載狀態(tài)，根據(jù)以上數(shù)據(jù)分析可得：當(dāng)飛機(jī)處于三點(diǎn)頂起時經(jīng)過局部化銑工序而形成的壁板組件滿足飛機(jī)強(qiáng)度要求。故而得知變厚度薄壁組件在飛機(jī)裝配過程中發(fā)生壓剪復(fù)合失穩(wěn)仍滿足飛機(jī)整體的靜強(qiáng)度要求。

三、結(jié)束語

飛機(jī)受載時的結(jié)構(gòu)變形由于柔性的影響而滯后于所施加的載荷，即結(jié)構(gòu)內(nèi)的應(yīng)力波有一個傳遞過程，特別是在極限載荷作用下，結(jié)構(gòu)的材料已進(jìn)入塑性，變形的滯后現(xiàn)象就更加明顯。因此，結(jié)構(gòu)必須能夠承受極限載荷至少三秒鐘而不被破壞，但是當(dāng)用模擬真實載荷情況的仿真試驗來表明強(qiáng)度的符合性時，則此三秒鐘的限制不適用[2]。在保證飛機(jī)氣動外形及飛機(jī)飛行安全性能的前提下，對鈑金類零件采取局部化銑的要求，使零件處于變厚度超薄狀態(tài)，這樣的設(shè)計和制造理念既能夠承受限制載荷而無有害的永久變形，又能為飛機(jī)減重做出巨大貢獻(xiàn)，極大地提升了飛機(jī)的使用效能和運(yùn)營經(jīng)濟(jì)價值。