常秀堂 周曉星 田寅

摘 要：某型研制批飛機下垂直垵定面接頭結構與以往機型不同，采用延伸到尾梁內(nèi)部與隔板套合鉚接的形式，增加了裝配難度。為保證腹鰭前后固定點相對位置; 支座接頭交點孔Φ10H9的精加工，孔中心保證與腹鰭弦平面15mm，邊肋軸線56mm， 最小邊距16mm是需要達到的技術指標。在研制批飛機裝配過程中出現(xiàn)腹鰭支座與尾梁隔板及工裝裝配不協(xié)調(diào)的問題，很難保證裝配要求。支座接頭孔的精加工及加工后接頭孔的同軸度都達不到技術裝配要求。如能徹底解決下垂直安定面交點裝配不協(xié)調(diào)問題，對保證飛機整體裝配協(xié)調(diào)、準確，提高飛機質(zhì)量具有重大意義。

關鍵詞：下垂直安定面;交點孔;精加工;腹鰭支座

引言

腹鰭是布局在飛機機身的氣動部件。其主要作用是飛機在側(cè)滑時增加飛機航向穩(wěn)定性。尤其是在飛機在做大迎角飛行時，能有效減緩飛機的飄擺，因而該部件對高機動飛機的飛行來講是不可缺少的。飛機腹鰭在裝配過程中，要求交點轉(zhuǎn)動靈活，不得緊澀、 卡滯， 并且應滿足互換性要求。腹鰭是通過ф10交點螺栓與收置槽交點連接。兩交點中心距離654mm，孔精度H9，交點懸臂長度200mm，孔加工時易引起懸臂梁顫動，造成兩交點孔不同軸。被鉸孔材料為不銹鋼件，該材料屬于高強度耐磨難加工材料，刀具材料及幾何參數(shù)選擇不當易引起刀具損毀，并且易造成孔徑及孔壁表面粗糙度超差。本文通過在改善定位夾具和在夾具上增加固定點、改進刀具及制孔方案解決此問題。

1 ?大部件結合交點協(xié)調(diào)

1.1大部件結合交點孔的主要結構形式

根據(jù)飛機用途及布局要求，飛機大部件接合交點孔常見的結構形式主要有叉耳配合和平面多孔配合兩種形式。平面多孔配合常用于機翼大部件間對接，其接合交點孔精加工可依靠專用設備解決，效率和質(zhì)量較高，本文不再敘述。叉耳配合常用干翼身對接（如尾翼和機身），因為翼身對接孔精加工施工空間一般較為閉塞.難以采用專用精加工設備進行加工操作，所以叉耳配合交點孔精加工是本文研究的重點。

1.2 叉耳配合交點孔裝配協(xié)調(diào)路線

因為叉耳配臺精度高且一般為多組叉耳配合相互協(xié)調(diào)，所以其裝配準確度要求高。從國內(nèi)外裝配經(jīng)驗來看，無論是傳統(tǒng)模擬量，亦或是最先進的數(shù)字化傳遞，通常采用實物量規(guī)進行協(xié)調(diào)。

1.3叉耳配合精加工流程

協(xié)調(diào)和制造指度能夠滿足對接要求時，叉耳配合孔一般采用単獨加工方式，即在組合夾具上完成裝配。在精加工夾具上對叉片和耳片分別進行精加工后，直接進行部件對接：協(xié)調(diào)和制造精度無法滿足對接要求時，叉耳配合孔一般采用單獨加工并留取一定的加工余量，大部件對接時將叉耳配合孔同時加工至終孔的方法。

2 ?下垂直安定面接頭結構介紹

2.1 下垂直安定面接頭結構組成

下垂直安定面接頭主要包括：安裝在42框前的腹鰭支座和屋梁39b框上交點支座兩部分組成。

2.2 下垂直安定面接頭裝配流程

首先腹鰭支座是通過38-45鈦合金艙裝配夾具將其固定到42框腹板面上，其定位形式是通過鈾孔的問隙配臺，由于腹鰭支座下方有加強墊板，該墊板是與尾梁下壁板連接，所以該工序只能讓腹鰭支座達到預裝配的效果，然后通過腹鰭支座頇留的裝配孔，將42框腹板進行開孔處理，此處的開孔屬于精加工鉆孔。在裝配完畢后，將尾梁與機身42框進行對合連接，形成一個半封閉的艙體。然后將加強墊板安裝到尾梁下壁板上，加強墊板的定位形式同樣靠軸孔的間隙配合進行定位，保證加強墊板的孔中心與腹鰭支座的孔中心相統(tǒng)一。

其次安裝在尾梁內(nèi)39b框處的下垂直安定面前交點支座，是在后機身對合完畢后，在總裝精加工平臺上，靠工裝對其進行定位，保證其安裝位置相對腹鰭支座的位置一定。交點支座定位完畢后，應用精加工臺將下垂直安定面接頭和耳片己經(jīng)進行精加工。

3 ?下垂直安定面交點故障分析

3.1故障現(xiàn)象

某型研制批飛機下垂直安定面接頭結構與以往機型不同，采用延伸到尾梁內(nèi)部與隔板套合鉚接的形式，增加了裝配難度。保證腹鰭前后固定點相對位蓋;支座接頭交點孔中ф10H9的精加工，孔中心保證與腹鰭弦平面15mm，邊肋軸線56mm，最小邊距12mm是需要達到的技術指標。在研制批飛機裝配道程中出現(xiàn)腹鰭支座與尾梁隔板及工裝不協(xié)調(diào)，很難保證裝配要求;支座接頭孔的精加工及加工后接頭孔的同抽度都達不到裝配要求。

3.2 故障分析

a）腹鰭支座裝配不協(xié)調(diào)：腹鰭支座安裝在42框上，其鉸孔主要靠工人手持風鉆進行鉸孔，費時費力并且工作完成后往往不能滿足裝配要求，在后續(xù)研制過程中希望可以改進該處鉸孔方式，本文不做過多的延伸。42框腹板是鈦合金材料，該材料強度高，加工困難，加工變形不易控制。初級組件外鋪設碳纖維，經(jīng)高溫高壓后成型。由于受熱應力晨響，國此，初級組件經(jīng)高溫高壓后易發(fā)生改變，這是造成兩個交點孔不同軸的主要原因;

b）交點支座與腹鰭支座之間的長度654mm;，孔加工時因支撐不當易引起梁顫動，造成兩個交點孔不同軸;

c）受結構位置限制，使用長度420mm的同軸鉸刀，手工鉸制，工人操作困難，責力，并且孔的精度受工人技術水平高低的影響大，

d）刀具材料及幾問參數(shù)選擇不合適，切削排出困難。鉸孔時刀真易形成空轉(zhuǎn)擠壓孔壁，這是造成鉸孔費力、孔精度及粗糙度達不到要求的原因。

4 ?改進方案

4.1夾具改進

1.將原夾具上用于定位兩個交點孔的耳接頭改為三耳接頭，就是在原夾具中間增加一個過渡支撐點，以便于分別從兩側(cè)制孔;并且增加中ф9.5H9，ф9.7H9，ф9.8H9，ф9.9H9，ф10H9 五種快換鉆套;

2在夾具內(nèi)增加工藝內(nèi)形支撐板，并在內(nèi)形板上安裝可以調(diào)節(jié)的擢撐桿，以便于在鉸制交點孔時對梁起到點撐作用，防止梁的顫動。

4.2刀具改造

刀具的磨損主要是由于粘結磨損、氧化磨損和擴散磨損引起，對于鋁青銅合金加工，硬質(zhì)合金比高速鋼有優(yōu)勢，因此鉸刀材料改用硬質(zhì)合金，并且將直齒鉸刀角度改為15 °左螺旋鉸刀，改短刃前倒角，受結構影響只能采用手工鉸制，因此將鉸刀長度改為180mm，通過夾具中間的過渡支撐點導向，將原一次由上至下的制孔方式改為分別由兩側(cè)鉸制，鉸孔時使用與冷卻液。

4.3 制孔方案改進

1 將I、Ⅱ梁上的交點襯套孔在鋪設碳纖維熱壓成形前制孔ф9H9，保留1mm加工余量，用以消涂加溫變形引起的誤差。

2 初級組件表面鋪設碳纖維后，熱固化之前，在中ф9H9襯套孔內(nèi)用工藝螺栓及支撐塊支撐固定底座交點孔，限制高溫高壓對梁結構的影響。

3格下阻力板組件安裝到夾具內(nèi)，將中ф9H9孔分別擴至中ф9.5H9，并分別鉸孔至ф9.7H9，ф9.8H9，ф9.9H9，最后一刀ф10H9用同軸鉸刀由上至下進行鉸制。

5 ?總結

通過本次攻關，徹底解決了下垂直安定面交點裝配不協(xié)調(diào)問題，對保證飛機整體裝配協(xié)調(diào)、準確提高飛機質(zhì)量具有重大意義。通過對誤差產(chǎn)生原因分析及方案改進實施，保證了產(chǎn)品質(zhì)量，縮短了生產(chǎn)周期，降低了工人勞動強度。

參考文獻：

[1]程寶蕖.飛機制造協(xié)調(diào)準確度與容差分配 [M].北京：航空工業(yè)出版社，1987.

[2]范玉青.現(xiàn)代飛機制造技術[M].北京：北京航空航天大學出版社，2001.

[3]路甬祥 .液壓氣動手冊[M].北京：機械工業(yè)出版社，2002.