一種飛機上吊裝用拉桿安裝結構設計

葉慧

（上海航空電器有限公司，上海201101）

0 引 言

飛機上的二級結構經常需要吊裝到桁架上，比如飛機頂控板的安裝，一般采用耳片接頭，用單耳片配合雙耳片來安裝。耳片結構形式如圖1所示，耳片接頭部分用螺栓螺母緊固。但是實際應用中采用這種常規的結構形式安裝存在以下問題：結構件間依靠螺栓進行硬連接，在安裝過程中易積累安裝應力，設計余量和加工制造誤差的累積，造成結構與內飾件結合面縫隙不均勻，安裝難度大，安裝順序的不同會導致拉桿受力的不同，可能需要工裝進行輔助定位。針對以上問題本文設計一種拉桿安裝結構，使安裝時拉桿可以調節長度、角度，避免結構硬安裝形式，能有效降低設計和加工制造難度，提高整體強度和環境耐受。

1 拉桿設計

拉桿還是采用雙耳耳片形式，但是考慮到安裝時需要調節安裝長度，將拉桿設計成由桿端件、拉桿桿體兩個零件構成，如圖2所示。其中桿端件和拉桿桿體采用螺紋進行連接，這樣多個點安裝時，可以通過螺紋來調整安裝平面，減少載荷集中帶來的問題。由于飛機運行環境很多振動帶來的松動，因此需要對螺紋連接進行有效防松措施，此設計用鎖緊螺母和鎖緊墊片，同時配合保險絲進行有效防松，具體說明如下。

圖1 安裝耳片結構示意

圖2 拉桿結構示意圖

桿端件與拉桿體之間設計有連接的螺紋，分別為左旋和右旋，拉桿體兩端有與拉桿端體螺紋旋向對應的螺紋孔，中間設觀察孔和工具夾持面，通過觀察孔可觀察桿端件是否旋入設計要求的旋入長度，當桿端件不動的時候旋轉拉桿體，兩個桿端件會同時靠近或遠離拉桿體，以實現拉桿長度的調節；上下鎖緊墊片為成組使用，當拉桿端體與拉桿體旋入長度調節完畢后，將下鎖緊墊片的雙耳凸臺與拉桿體的軸端開槽配合，使下鎖緊墊片與拉桿體軸向旋轉自由度被限制，上鎖緊墊片裝入時其徑向凸臺已與桿端件的鍵槽相配合，兩者軸向旋轉自由度被限制，將上下鎖緊墊片組合到一起，使齒牙嚙合，然后將螺母旋轉至壓緊組合的鎖緊墊片，用保險絲穿過帶保險絲孔的螺母的保險孔與下鎖緊墊片的單耳開孔，扎緊保險絲；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，帶保險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，防止軸向相對旋轉，保險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節，那么在桿端件的雙耳耳片與另一端的單耳耳片連接時需要采用關節軸承來實現。軸承組件各系列的參數信息[1]如圖3所示。軸承外圈與角片開孔通過緊公差配合，軸承內圈兩端面通過襯套凸緣與拉桿端體開槽內側面配合，通過螺栓、墊圈和螺母的連接，軸承內圈孔、襯套內圈孔和拉桿端體安裝孔位保持同心，調心關節軸承的外圈內圈可徑向擺動±10°，即連桿可實現傾斜±10°以內的調節。利用這個擺角，可以抵消飛機桁架面與托架安裝面之間的角度誤差，避免由于安裝各點不在一個面上帶來的載荷應力集中問題。

圖3 關節軸承示意圖

關節軸承外圈與飛機端安裝的耳片開孔通過緊公差配合，軸承內圈兩端面通過襯套凸緣與拉桿端體開槽內側面配合，通過螺栓、墊圈和螺母的連接，軸承內圈孔、襯套內圈孔和拉桿端體安裝孔位保持同心，調心關節軸承的外圈內圈可徑向擺動±10°，即連桿可實現傾斜±10°以內的調節，如圖4所示。

軸承組件與拉桿之間采用螺栓、襯套、墊片、鎖緊螺母進行連接，用此拉桿結構配合飛機桁架上安裝的耳片，可以將頂控板結構安裝在飛機上，安裝后可以通過關節軸承調節安裝角度，拉桿的結構允許在拉桿方向上調整安裝長度，并通過關節軸承來調節安裝角度。用此結構設計的安裝示例如圖5所示。采用過盈配合的方式將關節軸承裝配到飛機端耳片安裝孔內，通過鉚接的方式將耳片固定到飛機主梁上。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，實現控制板托架與飛機主梁的相對位置的固定。調節拉桿部件，左右拉桿端體旋入拉桿體的深度會同時變小或變大，拉桿的長度變長或變短；利用關節軸承的軸心自適應旋轉，可以調整托架的相對位置和角度。通過對幾個拉桿的調節，調整控制板托架的位置達到最終安裝姿態后，再擰緊保險絲，保證拉桿端頭與拉桿體、上下鎖緊墊圈間的防松。

圖5 設計拉桿安裝結構示例

2 強度分析

現通過理論和仿真分析來說明采用拉桿結構進行安裝的強度是否能滿足要求。設計拉桿結構中所用到的零件材料和標準件清單如表1所示。

由表1可知，上述標準件的尺寸性能參數均可查閱有關標準件手冊[2]得到，而且通過估算發現均滿足強度要求，因此只需對拉桿桿體與桿端件的結構進行分析。

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

表1 拉桿結構零件材料清單

設拉桿桿體與桿端件的螺紋嚙合長度為L，查閱手冊得到的參數信息[1]，可以計算得到該結構的極限受力Fmax=ASs·σ0.2·L/25.4=0.0644×(25.4×10-3)2×800×106×L/25.4=1309L (N)。

假設吊裝結構的總質量為18 kg，在極限工作條件20g條件下，托架所產生的載荷為G0=18×9.8×20=3528 N。

假設吊裝結構通過8根拉桿安裝到飛機上，考慮到各桿受力的不均勻性，設定每根拉桿的軸向受力G取G0的1/6。G為垂直方向，而拉桿的實際方向為空間傾斜安裝，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，否則將導致拉桿的水平分力過大。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與螺紋嚙合長度L的對應關系，如表2所示。

設安全系數為n，零件材料的屈服強度極限為σ0.2，計算出的最大應力值為σmax。則安全系數為n=σ0.2/σmax。一般安全系數要大于1.5才能滿足強度要求。

表2 螺紋連接強度分析（.375-24UNJF螺紋）

由表2可知，若拉桿的螺紋選用.375-24UNJF的規格，則當螺紋嚙合長度L不小于10 mm時，安全系數將大于14.8，表明該螺紋連接強度完全滿足使用要求。

根據以上的螺紋規格可以對拉桿桿體進行設計，桿體壁厚設計為3 mm。拉桿桿體承受的是軸向載荷G，用ANSYS Workbench仿真分析軟件對拉桿進行靜力仿真分析，限于目前軟硬件條件的限制，對拉桿桿體進行模型簡化：忽略小而復雜的面、間隙，保留關鍵圓角，忽略其余圓角，從而進行高效、精確的仿真；優先采用六面體單元劃分，綜合運用多種劃分方式，仿真分析應力分布云圖如圖7所示。拉桿桿體的最大應力為23.5 kPa，遠遠小于材料的屈服極限793 MPa[3]，安全系數遠大于1.5，強度完全能滿足使用要求。而桿端件材料的強度比拉桿桿體材料更高，因此這里不再對桿端件作受力分析。

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，采用以上拉桿結構進行頂控板框架的安裝，為保證有一定的強度安全系數，必須使桿端件與拉桿桿體之間的螺紋嚙合長度不能過小。一般建議此嚙合長度不小于15 mm即可，設計靜強度能滿足要求。

3 試驗驗證

由于飛機上的使用環境中不只需要考慮靜態載荷，更重要的是振動環境，因此需要考核動載荷對于安裝結構的影響。在實際應用中，設計并制造出了此拉桿結構，用來安裝飛機頂控板框架產品后在飛機機載設備常用的振動環境量值中進行試驗驗證。但是因為試驗臺限制，試驗中將吊裝結構等效成支撐結構，采用8根此拉桿結構安裝頂控板框架到工裝上后到振動臺上做振動試驗（如圖8），按照DO-160G第8章[4]加載正弦振動頻譜（如圖9），試驗結束后拉桿結構無松動、明顯變形，緊固件無松脫現象，由此表明此結構能保證安裝結構的動強度要求。

圖8 拉桿連接框架結構振動試驗

圖9 正弦振動頻譜圖

4 結語

本文根據常用的飛機吊裝耳片接頭中存在的問題，提出了一種可調節長度和調節方向的拉桿安裝結構用于飛機上的二次結構吊裝，在設計中運用理論計算和有限元分析證明了強度的合理性，并通過結構試驗驗證了結構動強度能滿足要求。此結構可以在以后飛機上二次結構的吊裝應用中進行進一步的驗證。