鄭 煒，陳金祥，郭超朋，余成信，許軍亮，陳旭濤

（中航西安飛機工業(yè)集團股份有限公司，西安 710089）

起落裝置是飛機起降、滑行的重要承力部件，其質量與飛機起降的安全性密切相關。起落裝置的故障事件在飛機試驗、生產(chǎn)、使用過程中多次發(fā)生，學者針對起落架機構運動故障進行了深入機理分析[1–3]。起落裝置運動副間隙是起落架收放運動的主要影響因素，起落架位置誤差偏大會導致起落裝置故障頻發(fā)[4–5]。

公差分析的目的是合理定義和分配零件及產(chǎn)品公差。公差分析是計算機輔助公差（CAT）技術研究中發(fā)展較早的分支[6]，國外已成功開發(fā)商業(yè)化軟件，如VSA、3DCS等[7]。復雜裝配尺寸鏈分析計算成為裝配精度分析研究熱點，應用于產(chǎn)品制造裝配中偏差分析，以提高產(chǎn)品精度[8–10]。3DCS軟件是目前最常用的尺寸公差分析軟件，其強調數(shù)字化裝配的幾何變動模擬，可準確確定和傳達裝配需求，簡化產(chǎn)品驗證工藝[11]。

起落架位置誤差控制是降低起落架故障頻率的有效方法。如圖1（a）所示，渦槳發(fā)動機支柱式起落架與短艙主承力框連接，主承力框上起落架交點間距直接影響起落架機構整體位置，故起落架交點間距在短艙裝配中作為關鍵尺寸控制，短艙裝配中起落架交點位置尺寸依據(jù)裝配型架定位器確定。但在短艙裝配下架后，測量發(fā)現(xiàn)短艙主承力框的起落架交點間距多次出現(xiàn)超出設計公差要求的現(xiàn)象。

本文基于渦槳發(fā)動機短艙起落架交點定位過程，構建起落架交點定位結構的多層次裝配信息模型，計算起落架交點定位尺寸鏈。以裝配信息模型為基礎，構造結構容差信息表，應用3DCS軟件建立起落架交點定位裝配仿真模型，分析起落架交點間距超差的關鍵尺寸。在滿足實際制造水平條件下，對關鍵零組件尺寸公差進行優(yōu)化。

1 裝配信息模型

針對復雜結構裝配，建立裝配信息模型，明確表達零件之間相互尺寸或位置關系，便于直觀分析結構裝配尺寸鏈[8，12]。

渦槳發(fā)動機短艙裝配中A框、B框的起落架交點分別由工裝定位器定位。交點定位器的制造、安裝精度高。起落架交點與定位器整體視為裝配結構，且單框左右側交點及工裝定位結構對稱，則可利用裝配尺寸鏈計算工裝上理論交點間距。

依據(jù)短艙起落架交點與工裝定位器的組合結構（圖1（b）），從裝配層、零件層、特征層、尺寸層等4個方面建立短艙起落架交點定位結構組合件的裝配信息模型，包含起落架交點定位的尺寸、公差信息及結構裝配關系信息，形成起落架交點定位結構尺寸鏈（圖2中，A1~A5為組成環(huán)中各環(huán)的基本尺寸；ES為組成環(huán)尺寸上偏差；EI為組成環(huán)尺寸下偏差）。

圖1 短艙起落架交點間距和定位結構示意圖Fig.1 Schematic diagram of landing gear intersection distance and positioning structure in nacelle

2 尺寸鏈計算

以B框為例，短艙左側起落架交點定位結構如圖3所示，右側定位結構與左側對稱。起落架交點定位結構形成的線性尺寸鏈見圖4，其中A0EESI0為短艙起落架交點

圖3 起落架交點定位結構示意圖Fig.3 Positioning structure of landing gear single joint

0在裝配工裝定位后形成的起落架交點間距尺寸，其余尺寸如圖2和3所示。

圖2 短艙起落架交點定位結構裝配信息模型Fig.2 Assembly information model for positioning structure of landing gear joint in nacelle

圖4尺寸鏈中，以A0EESI0作為封閉環(huán)，則、、為增環(huán)；為減環(huán)。

針對起落架交點定位結構尺寸鏈，利用極值法計算起落架交點定位后間距尺寸。各組成環(huán)尺寸為裝配工裝設計尺寸。圖4尺寸鏈中各尺寸極限偏差值表1。

表1 組成環(huán)尺寸極限偏差值Table 1 Permissible deviation of composition loop dimension mm

圖4 起落架交點定位尺寸鏈Fig.4 Dimensional chain of landing gear assembly joint

起落架交點間距尺寸的計算如下。

（1）起落架交點間距基本尺寸為

式中，i= 1，2，3；j= 2，5。

（2）起落架交點間距最大極限尺寸為

式中，i= 1，3，4；j= 2，5。

（3）起落架交點間距最小極限尺寸為

式中，i= 1，3，4；j= 2，5。

為更準確地模擬短艙起落架交點間距裝配后超差情況并分析尺寸鏈中零組件各特征尺寸對間距影響，利用3DCS軟件對起落架交點定位結構進行仿真計算。

3 裝配仿真分析

3DCS是集成于CATIA V5環(huán)境的公差分析軟件，其基于分析的零部件幾何尺寸、公差和定位基準、裝配順序等裝配參數(shù)，模擬分析對象的裝配過程，利用蒙特卡洛法對參與裝配零件或子裝配體的公差進行分析、優(yōu)化，控制分析對象的裝配測量尺寸超差率。

結合短艙起落架交點定位尺寸鏈，運用3DCS軟件對短艙起落架交點定位結構進行裝配仿真，分析起落架交點定位結構中各尺寸公差對交點間距測量項的貢獻度，得出影響交點間距的關鍵零組件尺寸公差。短艙起落架交點定位結構建模仿真過程如下。

（1）分析裝配信息模型中各零件尺寸特征，構建裝配結構容差信息（表2）。

（2）建立短艙起落架交點定位裝配組件特征點和DCS點。

（3）建立短艙起落架交點定位結構裝配方式，完成結構裝配后，依據(jù)結構容差信息表添加零組件公差。

（4）建立短艙起落架交點（襯套端面）間距測量項。

（5）設置仿真參數(shù)，對構建的容差分析模型進行計算仿真。

在短艙起落架交點定位結構裝配仿真中設定模擬裝配次數(shù)10000，以“6σ”原則統(tǒng)計仿真結果，輸出起落架交點（襯套端面）間距A0測量項偏差，以B框交點間距測量分析為例，仿真結果見圖5。

圖5中橫坐標為測量項計算值，縱坐標表示對應測量計算值樣本次數(shù)。起落架交點間距測量項標準差為STD = 0.03 mm；下偏差公差超差率（L– OUT）% 為 0，上偏差公差超差率（H– OUT）% = 27.57%，總超差率為（Tot – OUT）% = 27.57%。由計算結果知，短艙起落架交點間距超差風險很大，裝配后實際間距值大于理論最大間距值。間距測量仿真結果與現(xiàn)場裝配后間距超差情況吻合。

圖5 裝配間距測量仿真結果Fig.5 Result of assembly simulation

圖6為各零件尺寸公差對間距測量項的貢獻度計算結果?？梢钥闯?，底座貼合面平面度、定位軸貼合面平面度、墊片厚度公差等6項關鍵尺寸對間距測量項貢獻度最大且相等，均為16.17%。表2中階梯軸同軸度、襯套內(nèi)徑及端面平面度、定位軸與底座、襯套同軸度公差對間距測量項的貢獻度為0。

圖6 結構特征尺寸公差貢獻度仿真結果Fig.6 Result of dimension tolerance contribution simulation

基于短艙起落架交點定位裝配仿真分析結果，起落架交點間距尺寸超差主要原因是底座、定位軸、墊片 （表2）的3個零件的部分尺寸公差設計不合理，短艙A、B框在工裝上定位裝配后起落架交點間距超差。

表2 結構容差信息表Table 2 Positioning structure tolerance information table

4 公差優(yōu)化

為降低短艙起落架交點間距超差率，結合貢獻度分析結果，在滿足當前制造能力及裝配條件下，對底座貼合面平面度、定位軸貼合面平面度、墊片厚度等6項公差進行優(yōu)化，尋找適當公差值使交點間距超差率降低至1%以內(nèi)。

在起落架交點定位尺寸鏈 （圖4）中，底座貼合面平面度、定位軸貼合面平面度影響A2、A5尺寸，兩尺寸為減環(huán)，墊片厚度公差A3、A4為增環(huán)。起落架交點間距上偏差超差 （圖5），即封閉環(huán)尺寸偏大。通過對尺寸鏈分析，可采取如下措施以減小封閉環(huán)尺寸。

（1）減小底座貼合面平面度和定位軸平面度公差，間接增大減環(huán)尺寸。

（2）減小墊片厚度（增環(huán)）尺寸。

綜上所述，設計解決方案，優(yōu)化6項公差值，降低交點間距測量超差率，見表3。

表3 6項關鍵尺寸公差值Table 3 Tolerance value of 6 key dimensions mm

基于控制變量思想，先保持墊片厚度公差不變，調整底座貼合面平面度、定位軸貼合面平面度公差，合理選取平面度公差試驗值，利用3DCS軟件計算封閉環(huán)尺寸超差率。當封閉環(huán)尺寸超差率達到最低時，再優(yōu)化墊片厚度公差，直至起落架交點間距超差率滿足要求。

4.1 平面度公差優(yōu)化

平面度公差Pz、Px設計選取公差等級為IT11 （GB/T—1182），綜合考慮加工難度和成本，選取IT8~IT10等級平面度公差值作為部分試驗值。同時，平面度公差Pz、Px借鑒“二分法”[13]優(yōu)化公差的思想，在平面度公差（0.1mm）范圍內(nèi)利用“二分法”設置公差試驗值。平面度公差全部試驗值見表4。

表4 平面度公差試驗值Table 4 Trial value of flatness tolerance mm

結合表4，Pz與Px公差試驗值共有25種組合，在3DCS軟件中分別對25種組合公差進行仿真分析，繪制間距測量項超差率折線圖，見圖7。

由圖7可知，當Pz、Px均為0.025 mm時，短艙起落架交點間距測量項超差率最低為2.14%。因此，底座貼合面平面度Pz、定位軸貼合面平面度Px選取0.025 mm時最優(yōu)。

圖7 裝配間距測量項超差率仿真試驗結果Fig.7 Simulation test results of out-of-tolerance rate of assembly spacing measurement items

4.2 墊片厚度尺寸公差優(yōu)化

3DCS仿真軟件中幾何因子影響分析模塊可以分析產(chǎn)品數(shù)據(jù)的結構影響。幾何因子是指該零件因為幾何形狀和大小而引起的公差比例放大或縮小的程度[11]。

墊片厚度公差優(yōu)化可結合3CS軟件幾何因子影響分析結果，在滿足實際制造水平前提下，依據(jù)軟件計算墊片厚度公差的6–Sigma值修正相應尺寸公差，更新模型仿真測量項超差率。當Pz= 0.025 mm、Px= 0.025 mm時，起落架交點間距測量項幾何因子影響分析結果見圖8?？梢钥闯?，墊片厚度尺寸公差6–Sigma值為0.02 mm。墊片厚度尺寸，為減小封閉環(huán)尺寸，需減小墊片厚度尺寸（增環(huán)）。因此，嘗試將墊片厚度調整為，公差帶寬度不變，墊片制造難度不變。

圖8 間距測量項幾何因子影響分析結果Fig.8 Result of geometrical factor eあect

當Pz= 0.025 mm、Px= 0.025 mm，墊片厚度為時，利用3DCS對短艙起落架交點間距測量項超差率進行仿真計算，結果見圖9?？梢钥闯觯膛撈鹇浼芙稽c間距總超差率（Tot – OUT）% = 0，短艙起落架交點間距超差風險很低，滿足起落架交點間距超差率要求。

圖9 優(yōu)化后裝配間距測量仿真結果Fig.9 Result of assembly simulation after optimization

按照表5優(yōu)化后尺寸設計參數(shù)更改零件圖樣，并返修結構裝配工裝，統(tǒng)計短艙起落架交點結構裝配后間距尺寸20組實測值，繪制折線圖，如圖10所示?？梢钥闯?，在部分零件尺寸公差優(yōu)化后，短艙A框、B框起落架交點間距基本滿足設計尺寸公差要求。但個別間距實測尺寸超出理論尺寸下偏差。產(chǎn)品設計圖樣規(guī)定當短艙起落架交點間距小于理論尺寸時，允許對單個交點襯套端面進行修磨，修磨量不大于0.5 mm。

表5 關鍵尺寸公差優(yōu)化前后對比表Table 5 Comparison of tolerance value before and after optimization mm

圖10中A框 （編號12）、B框 （編號12、18）超差間距實測尺寸與最小極限尺寸偏差值均小于1 mm，通過修配方式保證短艙起落架交點間距滿足產(chǎn)品圖樣要求。

圖10 A框和B框間距實測尺寸折線圖Fig.10 Measured the space dimension curve for joint A and joint B

5 結論

針對渦槳發(fā)動機短艙起落架交點間距超差問題，構建起落架交點定位結構的多層次裝配信息模型，應用3DCS軟件建立起落架交點定位裝配仿真模型，分析影響交點間距超差率的關鍵零件尺寸，并對關鍵零件尺寸進行公差優(yōu)化，控制交點間距超差率。最后統(tǒng)計公差優(yōu)化后起落架交點間距實測尺寸，驗證關鍵零件公差優(yōu)化結果的合理性。綜合以上分析過程可得如下結論。

（1）短艙起落架交點結構裝配仿真分析表明，工裝底座貼合面平面度Pz、工裝定位軸貼合面平面度Px、墊片厚度公差是影響交點間距超差的關鍵尺寸。

（2）對關鍵尺寸公差優(yōu)化仿真，得到關鍵尺寸最佳優(yōu)化結果為：Px= 0.025 mm、Px= 0.025 mm，墊片厚度，并通過實際生產(chǎn)驗證關鍵尺寸公差優(yōu)化結果的合理性。

（3）基于3DCS的短艙起落架交點間距定位結構的裝配仿真模型避免線性尺寸鏈在間距尺寸超差問題分析方面不足，為飛機重要交點定位結構公差優(yōu)化提供參考。