(中航通飛研究院,廣東 珠海 519040)
某型飛機(jī)前后機(jī)身連接件設(shè)計(jì)分析
陳建平
(中航通飛研究院,廣東 珠海 519040)
某型飛機(jī)前機(jī)身與后機(jī)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(jī)前后機(jī)身連接件的設(shè)計(jì)特點(diǎn)進(jìn)行了設(shè)計(jì)分析。實(shí)踐證明,前后機(jī)身的連接件設(shè)計(jì)是合理的、完善協(xié)調(diào)的。該項(xiàng)設(shè)計(jì)為后繼新機(jī)的研制提供了成熟的經(jīng)驗(yàn)。
連接件;前后機(jī)身對(duì)接;設(shè)計(jì)分析
在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中,除重視被連接件本身的強(qiáng)度外,還必須注意傳力中連接件的設(shè)計(jì),連接件設(shè)計(jì)是非常重要的一環(huán)。某型飛機(jī)的機(jī)身部分分為前后兩段:前機(jī)身與后機(jī)身。前后機(jī)身的結(jié)合處為設(shè)計(jì)分離面。水平尾翼和垂直尾翼都固定在后機(jī)身上。水平尾翼、垂直尾翼上的氣動(dòng)載荷通過(guò)傳力構(gòu)件擴(kuò)散到后機(jī)身上。這些載荷與發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力載荷依靠傳力構(gòu)件傳遞到后機(jī)身前端時(shí),轉(zhuǎn)化為彎矩和扭矩作用。這些載荷要傳遞到前機(jī)身,必須通過(guò)前后機(jī)身的連接件。本文即對(duì)此前后機(jī)身連接件設(shè)計(jì)進(jìn)行分析研究。
尾翼的功用是保證飛機(jī)的俯仰平衡和航向平衡,保證飛機(jī)具有俯仰和航向安定操縱性。因?yàn)槲惨淼墓τ檬峭ㄟ^(guò)它所產(chǎn)生的升力來(lái)實(shí)現(xiàn)的,它也是一個(gè)升力面。水平尾翼與垂直尾翼上的氣動(dòng)力通過(guò)一定的傳力通道傳遞到后機(jī)身上。后機(jī)身上承受的主要載荷還有發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的動(dòng)力載荷。這些載荷通過(guò)相應(yīng)的傳力系統(tǒng)傳到第28A框時(shí),以彎矩M、剪力Q及扭矩T的形式存在,見(jiàn)圖1。
某型飛機(jī)前后機(jī)身采用了分離面設(shè)計(jì)。前機(jī)身后端是第28框,后機(jī)身的前端是第28A框。這兩個(gè)對(duì)接框都是環(huán)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??蚪Y(jié)構(gòu)連接簡(jiǎn)圖見(jiàn)圖2,連接處主要零件見(jiàn)表1。
4.1 結(jié)構(gòu)形式
根據(jù)被連接件的結(jié)構(gòu)形式與受力特點(diǎn),要將彎矩M與扭矩T從28A框傳遞到第28框,特將前后機(jī)身的連接設(shè)計(jì)成螺栓連接。18顆連接螺栓分布在上下框緣上,分布位置見(jiàn)圖3,
位置數(shù)據(jù)見(jiàn)表2。連接螺栓見(jiàn)圖4,螺母見(jiàn)圖5。
4.2 合理性分析
4.2.1 螺栓分布合理性分析
前后機(jī)身對(duì)接螺栓沿著外框緣分布是有其合理性的。假設(shè)第28A框前端存在扭矩T、彎矩M
而每個(gè)螺栓處的慣性矩為:
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(gè)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(jié)構(gòu)形式合理性分析
前后機(jī)身連接處考慮其所受載荷特點(diǎn),設(shè)計(jì)為分布螺栓連接形式。其結(jié)構(gòu)形式有如下特點(diǎn):
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(duì)被連接件的擠壓面積,降低擠壓應(yīng)力;
圖1 第28A框載荷分布圖
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(duì)框緣的擠壓強(qiáng)度;
圖2 連接件結(jié)構(gòu)圖
表1 連接處主要零件
第28A框 上壓入有鋼襯套,提高螺栓對(duì)框緣的擠壓強(qiáng)度。
綜上所述,上述設(shè)計(jì)特點(diǎn),理論上可保證前后機(jī)身連接可靠,有效降低了應(yīng)力水平,結(jié)構(gòu)形式是合理可行的。
5.1 對(duì)接螺栓載荷分布
根據(jù)強(qiáng)度計(jì)算報(bào)告,各螺栓載荷數(shù)據(jù)見(jiàn)表3。
由表3可以看出,第9(9')號(hào)螺栓在A對(duì)稱(chēng)情況下承受最大壓力,S9=-7575kgf,第1(1')號(hào)螺栓在A對(duì)稱(chēng)情況下承受最大拉力,S1=7441kgf,第3號(hào)螺栓在B綜合情況下承受最大剪力P=1444kgf。
5.2 參數(shù)數(shù)據(jù)
根據(jù)螺栓的受力情況以及被連接件的結(jié)構(gòu)形式,可以確定對(duì)接螺栓的受力接觸面換和受力方式為:
對(duì)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(duì)框緣的擠壓。
各參數(shù)數(shù)據(jù)見(jiàn)表4及表5。
5.3 強(qiáng)度校核
這里針對(duì)最嚴(yán)重的強(qiáng)度設(shè)計(jì)情況給出的最大載荷值來(lái)對(duì)安裝部位的應(yīng)力水平進(jìn)行計(jì)算校核。
對(duì)接螺栓頭部擠壓第28框上下框緣:
圖3 連接螺栓與導(dǎo)銷(xiāo)分布圖
表2 連接螺栓分布情況
表3 第28框接頭螺栓承受的載荷
圖4 連接螺栓詳圖
圖5 連接螺母詳圖
=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(qiáng)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(duì)框緣的擠壓
σjy=P /A3×9.8
=1444/352×9.8
=40.20MPa≤585 MPa
從上面的計(jì)算結(jié)果可知,無(wú)論是螺栓、螺母對(duì)被連接件的剪切應(yīng)力和拉壓應(yīng)力都小于結(jié)構(gòu)件的強(qiáng)度極限值。因此,連接件的設(shè)計(jì)是滿足強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求的。
表4 結(jié)構(gòu)分析參數(shù)表
表5 擠壓強(qiáng)度極限(MPa)
從某型飛機(jī)前后機(jī)身對(duì)接連接件的設(shè)計(jì)分析結(jié)果,以及某型飛機(jī)從靜力試驗(yàn)、試飛、全機(jī)疲勞試驗(yàn)、外場(chǎng)試飛情況證明,前后機(jī)身對(duì)接連接件設(shè)計(jì)是合理的,是能夠滿足使用要求的。
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