袁紅

摘 要：該文針對民用飛機(jī)生產(chǎn)制造裝配過程中常見的齊平度超差問題，研究其對結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響。首先總結(jié)了工程上對齊平度超差的基本要求和一般處置方案，其次針對齊平度超差進(jìn)行受力分析，主要考慮緊固件孔锪窩過深時，緊固件與被連接件接觸面積變小引起的結(jié)構(gòu)受力增大，給出了靜強(qiáng)和疲勞兩方面的評估方法，最后通過實際生產(chǎn)中的齊平度超差實例進(jìn)行強(qiáng)度評估，給出強(qiáng)度意見，這對于聯(lián)絡(luò)工程師在現(xiàn)場實際生產(chǎn)中采取最優(yōu)結(jié)構(gòu)處置方案具有十分重要的意義。

關(guān)鍵詞：超差 齊平度 強(qiáng)度分析

中圖分類號：V214.8 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2016）12（b）-0006-02

眾所周知，在規(guī)定的時間和成本范圍內(nèi)要制造出完全符合工程圖紙和技術(shù)規(guī)范的像飛機(jī)這樣高度復(fù)雜的產(chǎn)品是不可能的。制造誤差、工裝差錯、理解錯誤、不完善的設(shè)計以及其他種種難以預(yù)見的原因都會造成零部件偏離圖紙和技術(shù)規(guī)范的要求，即出現(xiàn)結(jié)構(gòu)超差問題。

結(jié)構(gòu)超差涉及范圍面廣且復(fù)雜，超差類型也是形形色色，如零件制造過程中切削過量、啃傷、孔徑過大、孔偏心、材料代換、短邊距以及裝配制造過程中緊固件安裝錯誤、組件安裝不正確以及意外損傷如刻痕、凹陷、啃傷以及裂紋等。80%的超差均會對結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度產(chǎn)生影響，因此需要針對飛機(jī)在生產(chǎn)制造過程中產(chǎn)生的超差問題進(jìn)行強(qiáng)度評估。在飛機(jī)結(jié)構(gòu)處理中所遵循的基本原則，即確保其靜強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度，避免出現(xiàn)過大的殘余應(yīng)力，從而保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)所預(yù)期的完整性。

1 齊平度超差工程處置方法

齊平度指安裝于飛機(jī)表面的埋頭緊固件外露部分至飛機(jī)外表面的距離，見圖1中的，齊平度的正負(fù)見圖2。

齊平度超差，即超出設(shè)計要求，是結(jié)構(gòu)聯(lián)絡(luò)工程師經(jīng)常面臨的問題之一，常見于飛機(jī)結(jié)構(gòu)連接部位，具有典型超差代表性。在工程制造過程中齊平度超差多為齊平度負(fù)值超出范圍，即锪窩過深。在進(jìn)行緊固件锪窩時，要避免形成羽狀邊緣，否則結(jié)構(gòu)會因锪窩邊緣處高度的應(yīng)力集中而發(fā)生疲勞破壞。緊固件最大锪窩深度應(yīng)確保釘桿擠壓部分的厚度不得小于0.254 mm且不得小于埋頭面被連接件厚度的1/3，此外，若孔的擠壓面積減小，緊固件的許用值可能會有所降低，可采用加大的緊固件[1]。因此，工程上對于該類超差問題的處理方案一般為原樣使用，加大釘或者加襯套處理，但均需滿足強(qiáng)度評估要求。

2 齊平度超差強(qiáng)度評估方法

用于安裝緊固件的孔锪窩過深時，埋頭緊固件釘桿與連接件之間的接觸承載面積減少，增加了應(yīng)力，影響了結(jié)構(gòu)強(qiáng)度變化。該節(jié)分別從靜強(qiáng)、疲勞兩方面給出工程評估計算方法。

2.1 靜強(qiáng)度評估

緊固件孔锪窩過深時通過計算緊固件的剪切裕度和被連接件的擠壓裕度來評估超差后的強(qiáng)度是否滿足要求，具體分析方法如下。

首先獲取連接處所傳遞的總載荷，繼而算出每個緊固件所受載荷P，緊固件許用剪切載荷為[Psu]，緊固件剪切安全裕度，超差后緊固件釘桿承載面積，，其中，為锪窩超差量，D為孔徑，[σsu]為緊固件許用剪切強(qiáng)度值。

根據(jù)牛頓第三定律，被連接件釘孔處所受擠壓力F等于緊固件所受載荷P，被連接件釘孔處許用擠壓值，被連接件釘孔處擠壓裕度，其中[σbr]為被連接件許用擠壓強(qiáng)度值[2]。

2.2 疲勞強(qiáng)度評估

疲勞分析方法通常分為應(yīng)力疲勞分析方法和應(yīng)變疲勞分析方法，應(yīng)變疲勞分析方法適用于結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平較高、關(guān)鍵部位局部應(yīng)力達(dá)到材料屈服應(yīng)力的情況，先進(jìn)軍用戰(zhàn)斗機(jī)疲勞分析大多采用這種方法。對民用飛機(jī)而言，其應(yīng)力水平較低，關(guān)鍵部位的局部應(yīng)力一般不會達(dá)到屈服極限，因此更適合采用應(yīng)力疲勞分析方法，工程上對民用飛機(jī)的疲勞評估給出細(xì)節(jié)疲勞額定值法，即DFR法[3]。

細(xì)節(jié)疲勞額定值DFR是結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)本身固有的疲勞性能特征值，是對構(gòu)件質(zhì)量和耐重復(fù)載荷能力的度量，與使用載荷無關(guān)。DFRbase是規(guī)定的典型結(jié)構(gòu)對應(yīng)的最基本的DFR值，DFRbase與各種修正系數(shù)相結(jié)合從而確定結(jié)構(gòu)件的DFR許用值，對于有機(jī)械緊固件連接的結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)件疲勞危險處DFR計算方法如下：

其中，A為孔充填系數(shù)；B為合金和表面處理系數(shù)；C為埋頭深度系數(shù)；D為材料疊層系數(shù)；E為螺栓夾緊系數(shù)；U為凸臺有效系數(shù)；RC為特殊疲勞系數(shù)。

因為擠壓載荷是由孔的柱形段傳遞的，因此，這一系數(shù)隨載荷傳遞和埋頭深度的不同而變化。根據(jù)工程經(jīng)驗，緊固件孔锪窩過深時，可用埋頭深度系數(shù)C來修正锪窩過深對結(jié)構(gòu)疲勞DFR的影響。此外，當(dāng)結(jié)構(gòu)件發(fā)生超差時，結(jié)構(gòu)危險部位細(xì)節(jié)數(shù)發(fā)生變化，需要修改相應(yīng)的細(xì)節(jié)疲勞額定數(shù)RC進(jìn)行修正，但要求DFR超差不超過超差前DFR設(shè)計。

3 齊平度超差強(qiáng)度分析實例

按照規(guī)定，某型飛機(jī)埋頭螺栓與表面齊平度極限要求為（-0.18，+0.10）mm，現(xiàn)實際外翼上壁板與后梁連接的埋頭緊固件齊平度超差，锪窩過深超差0.30 mm。查閱圖紙后發(fā)現(xiàn)該超差部位后梁與上壁板在12～13肋間通過2排HST13AP10-9鈦合金抗拉型100°沉頭高鎖螺栓連接，鉸孔，干涉配合，該部位為有載荷傳遞細(xì)節(jié)類型。外翼上壁板厚度tskin=4.6 mm，埋頭深度tc超差=3.73 mm，通過提取內(nèi)力解獲得該超差部位緊固件載荷P=2 930.5 N，锪窩超差后釘桿和蒙皮擠壓深度t超差=4.3 mm>0.254 mm且t超差>1.53 mm，滿足結(jié)構(gòu)設(shè)計緊固件安裝基本要求。超差后，緊固件和蒙皮受力接觸面積減小，依據(jù)2.1方法，計算靜強(qiáng)度裕度如下。

由表1可以看出，緊固件和蒙皮裕度較超差前均有降低，但仍大于0，靜強(qiáng)可接受。

疲勞強(qiáng)度匯總?cè)缦拢撼詈箫粮C深度變大，修正埋頭深度系數(shù)C以及細(xì)節(jié)疲勞危險數(shù)RC超差，相比超差前疲勞裕度降低4.5%，但仍大于0，疲勞強(qiáng)度可接受。

4 結(jié)論

該文研究了民用飛機(jī)生產(chǎn)制造過程中結(jié)構(gòu)上發(fā)生齊平度超差問題時的強(qiáng)度評估方法，主要內(nèi)容包括以下幾點。

（1）總結(jié)了齊平度超差問題出現(xiàn)的工程經(jīng)驗處置方法。

（2）詳細(xì)介紹了針對齊平度超差問題靜強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度兩方面的工程評估方法。

（3）針對典型的超差案例，采用介紹的強(qiáng)度計算方法，對超差后的結(jié)構(gòu)進(jìn)行了強(qiáng)度校核。

對齊平度超差問題的強(qiáng)度評估方法已經(jīng)比較成熟，在處理锪窩過深問題時首要任務(wù)是正確分析超差位置的結(jié)構(gòu)連接形式和受載情況，這樣才能做到有的放矢并能對偏差處理得更為完善，保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)所預(yù)期的完整性。

參考文獻(xiàn)

[1] 中國航空工業(yè)總公司第六四○研究所.麥道飛機(jī)聯(lián)絡(luò)工程手冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，1997.

[2] 飛機(jī)設(shè)計手冊總編委會.飛機(jī)設(shè)計手冊第九冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.

[3] 鄭曉玲.民機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限設(shè)計手冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，2003.