一種操縱面氣動(dòng)外緣吻合性公差評估方法

凡 玉，王新年，金 迪

(中航飛機(jī)西安民機(jī)有限責(zé)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(shí)，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(jī)操縱面研制主要是依據(jù)國外先進(jìn)民機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)公差經(jīng)驗(yàn)進(jìn)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(dòng)外緣吻合性公差大多不能一次性滿足HB 7086-1994和型號氣動(dòng)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(zhǔn)確、高效地設(shè)計(jì)操縱面，并使其滿足相關(guān)技術(shù)文件規(guī)定的氣動(dòng)外緣吻合性公差要求，一直是飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)師追求的目標(biāo)。

本文通過研究HB 7086-1994航空標(biāo)準(zhǔn)對氣動(dòng)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(dòng)外緣吻合性公差與操縱面懸掛點(diǎn)和作動(dòng)器操縱點(diǎn)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(jì)公差直接評估操縱面氣動(dòng)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(dòng)外緣吻合性公差極值獲取操縱面懸掛點(diǎn)和作動(dòng)器操縱點(diǎn)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)公差。

1 吻合性公差

HB 7086-1994對民用飛機(jī)操縱面的吻合性公差進(jìn)行了詳細(xì)規(guī)定。定翼面上A點(diǎn)位于定翼面后緣前10mm內(nèi)，操縱面上B點(diǎn)位于操縱面外形與其前緣切點(diǎn)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(diǎn)公差(即操縱面旋轉(zhuǎn)軸線公差)和作動(dòng)器后對接點(diǎn)公差(即作動(dòng)器后對接軸線公差)設(shè)計(jì)對操縱面的氣動(dòng)外緣吻合性公差有直接影響；以操縱平面為草圖基準(zhǔn)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(diǎn)C與作動(dòng)器后對接點(diǎn)B的連線稱作作動(dòng)器理論中立搖臂位置線，然后分別以點(diǎn)C、點(diǎn)B為圓心，以兩點(diǎn)初步定義的設(shè)計(jì)公差為半徑作圓，連接兩圓任意兩點(diǎn)形成的直線稱作作動(dòng)器實(shí)際中立搖臂位置線，且存在幾何關(guān)系有：作動(dòng)器實(shí)際中立搖臂位置線與作動(dòng)器理論中立搖臂位置線夾角α等于操縱面實(shí)際中立弦線與操縱面實(shí)際中立弦線夾角β(角β表現(xiàn)為操縱面中立時(shí)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(dòng)器

圖4操縱面安裝簡易幾何關(guān)系模型

當(dāng)且僅當(dāng)作動(dòng)器實(shí)際中立搖臂位置線為兩圓內(nèi)公切線時(shí)，角α和角β同時(shí)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(diǎn)公差r1和作動(dòng)器后對接點(diǎn)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(dòng)外緣吻合性公差評估方法基本流程，如圖5所示。運(yùn)用CATIA軟件草圖工作臺，以操縱平面為基準(zhǔn)建立運(yùn)動(dòng)仿真模型。依據(jù)HB 7086-1994航空標(biāo)準(zhǔn)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(dòng)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(dòng)器后對接軸線公差，直接獲得操縱面氣動(dòng)吻合性公差值。將此值與HB 7086-1994航空標(biāo)準(zhǔn)文件中操縱面吻合性公差規(guī)定的極值進(jìn)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(dòng)器后對接軸線的設(shè)計(jì)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(biāo)準(zhǔn)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(jī)升降舵為例，懸掛點(diǎn)公差取Ф=0.3mm(滿足工藝性要求)，操縱點(diǎn)公差取Ф=0.2mm，基于CATIA軟件運(yùn)用新方法對升降舵的氣動(dòng)外緣吻合性進(jìn)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(biāo)準(zhǔn)文件要求，懸掛點(diǎn)公差和操縱點(diǎn)公差設(shè)計(jì)合理。

(a)

(b)

項(xiàng)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(biāo)準(zhǔn)文件要求，懸掛點(diǎn)公差和操縱點(diǎn)公差設(shè)計(jì)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(xiàng)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(yīng)用于某飛機(jī)升降舵試驗(yàn)件的制造，如圖7所示。結(jié)果表明：懸掛點(diǎn)公差和操縱點(diǎn)公差滿足設(shè)計(jì)要求和工藝要求，升降舵氣動(dòng)外緣吻合性公差符合型號文件規(guī)定和HB 7086-1994航空標(biāo)準(zhǔn)要求。

圖7 某飛機(jī)升降舵試驗(yàn)件

4 結(jié)語

傳統(tǒng)操縱面氣動(dòng)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(jìn)民機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)公差經(jīng)驗(yàn)進(jìn)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(dòng)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(dòng)外緣吻合性公差大多不能一次性滿足HB 7086-1994航空標(biāo)準(zhǔn)文件和型號氣動(dòng)外緣公差技術(shù)文件要求。

本文通過研究操縱面氣動(dòng)外緣吻合性公差與懸掛點(diǎn)設(shè)計(jì)公差、操縱點(diǎn)設(shè)計(jì)公差之間的幾何關(guān)系，運(yùn)用CAITA軟件建立仿真模型，可依據(jù)標(biāo)準(zhǔn)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(dòng)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(dòng)器后對接軸線公差，直接獲得操縱面氣動(dòng)吻合性公差值，將此值與HB 7086-1994航空標(biāo)準(zhǔn)文件中操縱面吻合性公差規(guī)定的極值進(jìn)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(jī)操縱面氣動(dòng)吻合性公差超差的難題，為國內(nèi)后續(xù)型號操縱面氣動(dòng)吻合性公差結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)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(zhǔn)方法[J].計(jì)算機(jī)集成制造系統(tǒng)，2010，16(4):883-886.

[2] 邵珂,萬志強(qiáng),楊超.基于試驗(yàn)氣動(dòng)力的彈性飛機(jī)舵面效率分析[J].航空學(xué)報(bào),2009,30(9):1612-1617.

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

[4] 魏洪峰.大型飛機(jī)復(fù)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(jī)氣動(dòng)外緣公差[S/OL].(1994-10-31)[2017-02-20].http://www.docin.com/p-83131509.html.