某型飛機(jī)前后機(jī)身連接件設(shè)計(jì)分析

（中航通飛研究院，廣東 珠海 519040）

某型飛機(jī)前后機(jī)身連接件設(shè)計(jì)分析

陳建平

（中航通飛研究院，廣東 珠海 519040）

某型飛機(jī)前機(jī)身與后機(jī)身唯一的傳力通道：第28框與28A框的連接件。本文就某型飛機(jī)前后機(jī)身連接件的設(shè)計(jì)特點(diǎn)進(jìn)行了設(shè)計(jì)分析。實(shí)踐證明，前后機(jī)身的連接件設(shè)計(jì)是合理的、完善協(xié)調(diào)的。該項(xiàng)設(shè)計(jì)為后繼新機(jī)的研制提供了成熟的經(jīng)驗(yàn)。

連接件；前后機(jī)身對(duì)接；設(shè)計(jì)分析

1 概述

在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，除重視被連接件本身的強(qiáng)度外，還必須注意傳力中連接件的設(shè)計(jì)，連接件設(shè)計(jì)是非常重要的一環(huán)。某型飛機(jī)的機(jī)身部分分為前后兩段：前機(jī)身與后機(jī)身。前后機(jī)身的結(jié)合處為設(shè)計(jì)分離面。水平尾翼和垂直尾翼都固定在后機(jī)身上。水平尾翼、垂直尾翼上的氣動(dòng)載荷通過傳力構(gòu)件擴(kuò)散到后機(jī)身上。這些載荷與發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力載荷依靠傳力構(gòu)件傳遞到后機(jī)身前端時(shí)，轉(zhuǎn)化為彎矩和扭矩作用。這些載荷要傳遞到前機(jī)身，必須通過前后機(jī)身的連接件。本文即對(duì)此前后機(jī)身連接件設(shè)計(jì)進(jìn)行分析研究。

2 受力特點(diǎn)

尾翼的功用是保證飛機(jī)的俯仰平衡和航向平衡，保證飛機(jī)具有俯仰和航向安定操縱性。因?yàn)槲惨淼墓τ檬峭ㄟ^它所產(chǎn)生的升力來實(shí)現(xiàn)的，它也是一個(gè)升力面。水平尾翼與垂直尾翼上的氣動(dòng)力通過一定的傳力通道傳遞到后機(jī)身上。后機(jī)身上承受的主要載荷還有發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的動(dòng)力載荷。這些載荷通過相應(yīng)的傳力系統(tǒng)傳到第28A框時(shí)，以彎矩M、剪力Q及扭矩T的形式存在，見圖1。

3 被連接件的結(jié)構(gòu)形式

某型飛機(jī)前后機(jī)身采用了分離面設(shè)計(jì)。前機(jī)身后端是第28框，后機(jī)身的前端是第28A框。這兩個(gè)對(duì)接框都是環(huán)形承力框。第28框上、下框緣（XXX-0228-1、-2）是用LC4-M材料制成，第28A框上、下外框緣（XXX-0301-611、XXX-0302-611）是用LY12-CZ材料的型材制成。框結(jié)構(gòu)連接簡(jiǎn)圖見圖2，連接處主要零件見表1。

4 連接件的結(jié)構(gòu)形式及其合理性

4.1 結(jié)構(gòu)形式

根據(jù)被連接件的結(jié)構(gòu)形式與受力特點(diǎn)，要將彎矩M與扭矩T從28A框傳遞到第28框，特將前后機(jī)身的連接設(shè)計(jì)成螺栓連接。18顆連接螺栓分布在上下框緣上，分布位置見圖3，

位置數(shù)據(jù)見表2。連接螺栓見圖4，螺母見圖5。

4.2 合理性分析

4.2.1 螺栓分布合理性分析

前后機(jī)身對(duì)接螺栓沿著外框緣分布是有其合理性的。假設(shè)第28A框前端存在扭矩T、彎矩M

而每個(gè)螺栓處的慣性矩為：

從（1）、（2）兩式可知，連接螺栓位于外框緣上，有利于慣性矩Ii值及降低每個(gè)螺栓的剪切力。因此，連接螺栓沿著外框緣分布是有其合理性的。

4.2.2 連接件結(jié)構(gòu)形式合理性分析

前后機(jī)身連接處考慮其所受載荷特點(diǎn)，設(shè)計(jì)為分布螺栓連接形式。其結(jié)構(gòu)形式有如下特點(diǎn)：

采用階梯型螺栓，增大光桿部分的斷面面積，增大光桿部分對(duì)被連接件的擠壓面積，降低擠壓應(yīng)力；

圖1 第28A框載荷分布圖

采用高腳螺母，增大螺紋的接合面積，降低螺紋的受力水平；

螺母與第28A框之間安裝有鋼墊圈，提高螺母對(duì)框緣的擠壓強(qiáng)度；

圖2 連接件結(jié)構(gòu)圖

表1 連接處主要零件

第28A框 上壓入有鋼襯套，提高螺栓對(duì)框緣的擠壓強(qiáng)度。

綜上所述，上述設(shè)計(jì)特點(diǎn)，理論上可保證前后機(jī)身連接可靠，有效降低了應(yīng)力水平，結(jié)構(gòu)形式是合理可行的。

5 結(jié)構(gòu)受力分析

5.1 對(duì)接螺栓載荷分布

根據(jù)強(qiáng)度計(jì)算報(bào)告，各螺栓載荷數(shù)據(jù)見表3。

由表3可以看出，第9（9'）號(hào)螺栓在A對(duì)稱情況下承受最大壓力，S9=-7575kgf，第1（1'）號(hào)螺栓在A對(duì)稱情況下承受最大拉力，S1=7441kgf，第3號(hào)螺栓在B綜合情況下承受最大剪力P=1444kgf。

5.2 參數(shù)數(shù)據(jù)

根據(jù)螺栓的受力情況以及被連接件的結(jié)構(gòu)形式，可以確定對(duì)接螺栓的受力接觸面換和受力方式為：

對(duì)接螺栓頭部擠壓第28框上下框緣；

螺栓受剪力P作用；

螺栓受拉伸力S作用；

螺母擠壓墊片；

螺栓光桿部分對(duì)框緣的擠壓。

各參數(shù)數(shù)據(jù)見表4及表5。

5.3 強(qiáng)度校核

這里針對(duì)最嚴(yán)重的強(qiáng)度設(shè)計(jì)情況給出的最大載荷值來對(duì)安裝部位的應(yīng)力水平進(jìn)行計(jì)算校核。

對(duì)接螺栓頭部擠壓第28框上下框緣：

圖3 連接螺栓與導(dǎo)銷分布圖

表2 連接螺栓分布情況

表3 第28框接頭螺栓承受的載荷

圖4 連接螺栓詳圖

圖5 連接螺母詳圖

=76.61MPa≤650 MPa

螺栓受拉壓力S作用：

拉伸 σl= Sl/A×9.8

=7441/201×9.8

=362.80MPa≤1170 MPa

壓縮σy= |Sy/A|×9.8

=|-7575/201|×9.8

=369.33MPa≤1520 MPa

螺栓受剪力P作用

τjq=P/A×9.8=1444/201×9.8

=70.40MPa≤740 MPa

注:此處螺栓剪切強(qiáng)度取

0.63 ～0.65σb≈740 MPa

螺母擠壓墊片

|σjy|=|Sy /A2|×9.8

=|-7575/418|×9.8

=177.60MPa≤1405 MPa

螺栓光桿部分對(duì)框緣的擠壓

σjy=P /A3×9.8

=1444/352×9.8

=40.20MPa≤585 MPa

從上面的計(jì)算結(jié)果可知，無論是螺栓、螺母對(duì)被連接件的剪切應(yīng)力和拉壓應(yīng)力都小于結(jié)構(gòu)件的強(qiáng)度極限值。因此，連接件的設(shè)計(jì)是滿足強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求的。

表4 結(jié)構(gòu)分析參數(shù)表

表5 擠壓強(qiáng)度極限（MPa）

結(jié)語

從某型飛機(jī)前后機(jī)身對(duì)接連接件的設(shè)計(jì)分析結(jié)果，以及某型飛機(jī)從靜力試驗(yàn)、試飛、全機(jī)疲勞試驗(yàn)、外場(chǎng)試飛情況證明，前后機(jī)身對(duì)接連接件設(shè)計(jì)是合理的，是能夠滿足使用要求的。

[1]飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)總編委會(huì)．飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)（第9冊(cè)、第10冊(cè)）[M]．北京：航空工業(yè)出版社，2000．

[2]飛機(jī)設(shè)計(jì)師基本功通用教程編委會(huì)．飛機(jī)設(shè)計(jì)師基本功通用教程[M]．沈陽：航空航天工業(yè)部第六0一研究所，1991．

[3]王志瑾，姚衛(wèi)星．飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)[M]．北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2007．

[4]貴航集團(tuán)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所．XXX型飛機(jī)主要接合件修理容差圖冊(cè)[M]．安順：貴航集團(tuán)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，2009．

[5]貴航集團(tuán)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所．XXX型飛機(jī)第28框強(qiáng)度設(shè)計(jì)報(bào)告[R]．安順：貴航集團(tuán)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，2007．

V21

A