某型飛機前后機身連接件設計分析

陳建平

摘 要：某型飛機前機身與后機身唯一的傳力通道：第28框與28A框的連接件。本文就某型飛機前后機身連接件的設計特點進行了設計分析。實踐證明，前后機身的連接件設計是合理的、完善協調的。該項設計為后繼新機的研制提供了成熟的經驗。

關鍵詞：連接件；前后機身對接；設計分析

中圖分類號：V21 文獻標識碼：A

1 概述

在結構設計中，除重視被連接件本身的強度外，還必須注意傳力中連接件的設計，連接件設計是非常重要的一環。某型飛機的機身部分分為前后兩段：前機身與后機身。前后機身的結合處為設計分離面。水平尾翼和垂直尾翼都固定在后機身上。水平尾翼、垂直尾翼上的氣動載荷通過傳力構件擴散到后機身上。這些載荷與發動機的動力載荷依靠傳力構件傳遞到后機身前端時，轉化為彎矩和扭矩作用。這些載荷要傳遞到前機身，必須通過前后機身的連接件。本文即對此前后機身連接件設計進行分析研究。

2 受力特點

尾翼的功用是保證飛機的俯仰平衡和航向平衡，保證飛機具有俯仰和航向安定操縱性。因為尾翼的功用是通過它所產生的升力來實現的，它也是一個升力面。水平尾翼與垂直尾翼上的氣動力通過一定的傳力通道傳遞到后機身上。后機身上承受的主要載荷還有發動機產生的動力載荷。這些載荷通過相應的傳力系統傳到第28A框時，以彎矩M、剪力Q及扭矩T的形式存在，見圖1。

3 被連接件的結構形式

某型飛機前后機身采用了分離面設計。前機身后端是第28框，后機身的前端是第28A框。這兩個對接框都是環形承力框。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。框結構連接簡圖見圖2，連接處主要零件見表1。

4 連接件的結構形式及其合理性

4.1 結構形式

根據被連接件的結構形式與受力特點，要將彎矩M與扭矩T從28A框傳遞到第28框，特將前后機身的連接設計成螺栓連接。18顆連接螺栓分布在上下框緣上，分布位置見圖3，

位置數據見表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

前后機身對接螺栓沿著外框緣分布是有其合理性的。假設第28A框前端存在扭矩T、彎矩M

（1）

上式中為每個剪切螺栓所受的橫向剪力。

而每個螺栓處的慣性矩為：

（2）

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 連接件結構形式合理性分析

前后機身連接處考慮其所受載荷特點，設計為分布螺栓連接形式。其結構形式有如下特點：

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

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，提高螺母對框緣的擠壓強度；

第28A框上壓入有鋼襯套，提高螺栓對框緣的擠壓強度。

綜上所述，上述設計特點，理論上可保證前后機身連接可靠，有效降低了應力水平，結構形式是合理可行的。

5 結構受力分析

5.1 對接螺栓載荷分布

根據強度計算報告，各螺栓載荷數據見表3。

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

5.2 參數數據

根據螺栓的受力情況以及被連接件的結構形式，可以確定對接螺栓的受力接觸面換和受力方式為：

對接螺栓頭部擠壓第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；

螺栓光桿部分對框緣的擠壓。

各參數數據見表4及表5。

5.3 強度校核

這里針對最嚴重的強度設計情況給出的最大載荷值來對安裝部位的應力水平進行計算校核。

對接螺栓頭部擠壓第28框上下框緣：

|σjy|=|Sy /A1|×9.8

=|-7575/969|×9.8

=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

螺栓光桿部分對框緣的擠壓

σjy=P /A3×9.8

=1444/352×9.8

=40.20MPa≤585 MPa

從上面的計算結果可知，無論是螺栓、螺母對被連接件的剪切應力和拉壓應力都小于結構件的強度極限值。因此，連接件的設計是滿足強度設計要求的。

結語

從某型飛機前后機身對接連接件的設計分析結果，以及某型飛機從靜力試驗、試飛、全機疲勞試驗、外場試飛情況證明，前后機身對接連接件設計是合理的，是能夠滿足使用要求的。

參考文獻

[1]飛機設計手冊總編委會.飛機設計手冊（第9冊、第10冊）[M].北京：航空工業出版社，2000.

[2]飛機設計師基本功通用教程編委會.飛機設計師基本功通用教程[M].沈陽：航空航天工業部第六0一研究所，1991.

[3]王志瑾，姚衛星.飛機結構設計[M].北京：國防工業出版社，2007.

[4]貴航集團飛機設計研究所.XXX型飛機主要接合件修理容差圖冊[M].安順：貴航集團飛機設計研究所，2009.

[5]貴航集團飛機設計研究所.XXX型飛機第28框強度設計報告[R].安順：貴航集團飛機設計研究所，2007.endprint

摘 要：某型飛機前機身與后機身唯一的傳力通道：第28框與28A框的連接件。本文就某型飛機前后機身連接件的設計特點進行了設計分析。實踐證明，前后機身的連接件設計是合理的、完善協調的。該項設計為后繼新機的研制提供了成熟的經驗。

關鍵詞：連接件；前后機身對接；設計分析

中圖分類號：V21 文獻標識碼：A

1 概述

在結構設計中，除重視被連接件本身的強度外，還必須注意傳力中連接件的設計，連接件設計是非常重要的一環。某型飛機的機身部分分為前后兩段：前機身與后機身。前后機身的結合處為設計分離面。水平尾翼和垂直尾翼都固定在后機身上。水平尾翼、垂直尾翼上的氣動載荷通過傳力構件擴散到后機身上。這些載荷與發動機的動力載荷依靠傳力構件傳遞到后機身前端時，轉化為彎矩和扭矩作用。這些載荷要傳遞到前機身，必須通過前后機身的連接件。本文即對此前后機身連接件設計進行分析研究。

2 受力特點

尾翼的功用是保證飛機的俯仰平衡和航向平衡，保證飛機具有俯仰和航向安定操縱性。因為尾翼的功用是通過它所產生的升力來實現的，它也是一個升力面。水平尾翼與垂直尾翼上的氣動力通過一定的傳力通道傳遞到后機身上。后機身上承受的主要載荷還有發動機產生的動力載荷。這些載荷通過相應的傳力系統傳到第28A框時，以彎矩M、剪力Q及扭矩T的形式存在，見圖1。

3 被連接件的結構形式

某型飛機前后機身采用了分離面設計。前機身后端是第28框，后機身的前端是第28A框。這兩個對接框都是環形承力框。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。框結構連接簡圖見圖2，連接處主要零件見表1。

4 連接件的結構形式及其合理性

4.1 結構形式

根據被連接件的結構形式與受力特點，要將彎矩M與扭矩T從28A框傳遞到第28框，特將前后機身的連接設計成螺栓連接。18顆連接螺栓分布在上下框緣上，分布位置見圖3，

位置數據見表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

前后機身對接螺栓沿著外框緣分布是有其合理性的。假設第28A框前端存在扭矩T、彎矩M

（1）

上式中為每個剪切螺栓所受的橫向剪力。

而每個螺栓處的慣性矩為：

（2）

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 連接件結構形式合理性分析

前后機身連接處考慮其所受載荷特點，設計為分布螺栓連接形式。其結構形式有如下特點：

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

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，提高螺母對框緣的擠壓強度；

第28A框上壓入有鋼襯套，提高螺栓對框緣的擠壓強度。

綜上所述，上述設計特點，理論上可保證前后機身連接可靠，有效降低了應力水平，結構形式是合理可行的。

5 結構受力分析

5.1 對接螺栓載荷分布

根據強度計算報告，各螺栓載荷數據見表3。

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

5.2 參數數據

根據螺栓的受力情況以及被連接件的結構形式，可以確定對接螺栓的受力接觸面換和受力方式為：

對接螺栓頭部擠壓第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；

螺栓光桿部分對框緣的擠壓。

各參數數據見表4及表5。

5.3 強度校核

這里針對最嚴重的強度設計情況給出的最大載荷值來對安裝部位的應力水平進行計算校核。

對接螺栓頭部擠壓第28框上下框緣：

|σjy|=|Sy /A1|×9.8

=|-7575/969|×9.8

=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

螺栓光桿部分對框緣的擠壓

σjy=P /A3×9.8

=1444/352×9.8

=40.20MPa≤585 MPa

從上面的計算結果可知，無論是螺栓、螺母對被連接件的剪切應力和拉壓應力都小于結構件的強度極限值。因此，連接件的設計是滿足強度設計要求的。

結語

從某型飛機前后機身對接連接件的設計分析結果，以及某型飛機從靜力試驗、試飛、全機疲勞試驗、外場試飛情況證明，前后機身對接連接件設計是合理的，是能夠滿足使用要求的。

參考文獻

[1]飛機設計手冊總編委會.飛機設計手冊（第9冊、第10冊）[M].北京：航空工業出版社，2000.

[2]飛機設計師基本功通用教程編委會.飛機設計師基本功通用教程[M].沈陽：航空航天工業部第六0一研究所，1991.

[3]王志瑾，姚衛星.飛機結構設計[M].北京：國防工業出版社，2007.

[4]貴航集團飛機設計研究所.XXX型飛機主要接合件修理容差圖冊[M].安順：貴航集團飛機設計研究所，2009.

[5]貴航集團飛機設計研究所.XXX型飛機第28框強度設計報告[R].安順：貴航集團飛機設計研究所，2007.endprint

摘 要：某型飛機前機身與后機身唯一的傳力通道：第28框與28A框的連接件。本文就某型飛機前后機身連接件的設計特點進行了設計分析。實踐證明，前后機身的連接件設計是合理的、完善協調的。該項設計為后繼新機的研制提供了成熟的經驗。

關鍵詞：連接件；前后機身對接；設計分析

中圖分類號：V21 文獻標識碼：A

1 概述

在結構設計中，除重視被連接件本身的強度外，還必須注意傳力中連接件的設計，連接件設計是非常重要的一環。某型飛機的機身部分分為前后兩段：前機身與后機身。前后機身的結合處為設計分離面。水平尾翼和垂直尾翼都固定在后機身上。水平尾翼、垂直尾翼上的氣動載荷通過傳力構件擴散到后機身上。這些載荷與發動機的動力載荷依靠傳力構件傳遞到后機身前端時，轉化為彎矩和扭矩作用。這些載荷要傳遞到前機身，必須通過前后機身的連接件。本文即對此前后機身連接件設計進行分析研究。

2 受力特點

尾翼的功用是保證飛機的俯仰平衡和航向平衡，保證飛機具有俯仰和航向安定操縱性。因為尾翼的功用是通過它所產生的升力來實現的，它也是一個升力面。水平尾翼與垂直尾翼上的氣動力通過一定的傳力通道傳遞到后機身上。后機身上承受的主要載荷還有發動機產生的動力載荷。這些載荷通過相應的傳力系統傳到第28A框時，以彎矩M、剪力Q及扭矩T的形式存在，見圖1。

3 被連接件的結構形式

某型飛機前后機身采用了分離面設計。前機身后端是第28框，后機身的前端是第28A框。這兩個對接框都是環形承力框。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。框結構連接簡圖見圖2，連接處主要零件見表1。

4 連接件的結構形式及其合理性

4.1 結構形式

根據被連接件的結構形式與受力特點，要將彎矩M與扭矩T從28A框傳遞到第28框，特將前后機身的連接設計成螺栓連接。18顆連接螺栓分布在上下框緣上，分布位置見圖3，

位置數據見表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

前后機身對接螺栓沿著外框緣分布是有其合理性的。假設第28A框前端存在扭矩T、彎矩M

（1）

上式中為每個剪切螺栓所受的橫向剪力。

而每個螺栓處的慣性矩為：

（2）

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 連接件結構形式合理性分析

前后機身連接處考慮其所受載荷特點，設計為分布螺栓連接形式。其結構形式有如下特點：

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

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，提高螺母對框緣的擠壓強度；

第28A框上壓入有鋼襯套，提高螺栓對框緣的擠壓強度。

綜上所述，上述設計特點，理論上可保證前后機身連接可靠，有效降低了應力水平，結構形式是合理可行的。

5 結構受力分析

5.1 對接螺栓載荷分布

根據強度計算報告，各螺栓載荷數據見表3。

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

5.2 參數數據

根據螺栓的受力情況以及被連接件的結構形式，可以確定對接螺栓的受力接觸面換和受力方式為：

對接螺栓頭部擠壓第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；

螺栓光桿部分對框緣的擠壓。

各參數數據見表4及表5。

5.3 強度校核

這里針對最嚴重的強度設計情況給出的最大載荷值來對安裝部位的應力水平進行計算校核。

對接螺栓頭部擠壓第28框上下框緣：

|σjy|=|Sy /A1|×9.8

=|-7575/969|×9.8

=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

螺栓光桿部分對框緣的擠壓

σjy=P /A3×9.8

=1444/352×9.8

=40.20MPa≤585 MPa

從上面的計算結果可知，無論是螺栓、螺母對被連接件的剪切應力和拉壓應力都小于結構件的強度極限值。因此，連接件的設計是滿足強度設計要求的。

結語

從某型飛機前后機身對接連接件的設計分析結果，以及某型飛機從靜力試驗、試飛、全機疲勞試驗、外場試飛情況證明，前后機身對接連接件設計是合理的，是能夠滿足使用要求的。

參考文獻

[1]飛機設計手冊總編委會.飛機設計手冊（第9冊、第10冊）[M].北京：航空工業出版社，2000.

[2]飛機設計師基本功通用教程編委會.飛機設計師基本功通用教程[M].沈陽：航空航天工業部第六0一研究所，1991.

[3]王志瑾，姚衛星.飛機結構設計[M].北京：國防工業出版社，2007.

[4]貴航集團飛機設計研究所.XXX型飛機主要接合件修理容差圖冊[M].安順：貴航集團飛機設計研究所，2009.

[5]貴航集團飛機設計研究所.XXX型飛機第28框強度設計報告[R].安順：貴航集團飛機設計研究所，2007.endprint