朱杰

摘 要：該文針對民用飛機制造過程中常見的裝配間隙問題，研究了采用非結(jié)構(gòu)墊片補償間隙后結(jié)構(gòu)的強度分析方法。首先總結(jié)了工程上非結(jié)構(gòu)墊片的一般使用要求包括墊片數(shù)目，最大允許間隙和材料等要求。其次對加墊后的結(jié)構(gòu)進行受力分析，主要考慮鉚釘所受剪力和由增加墊片導致的偏心距增加所引起的彎矩作用，給出了兩種靜強度和疲勞強度評估方法。最后通過某超差實例，應(yīng)用提出的方法對該實際問題進行了強度評估，結(jié)果表明該方法考慮因素全面且簡單清晰，可用于對飛機制造過程中的非結(jié)構(gòu)墊片修理進行評估。

關(guān)鍵詞：非結(jié)構(gòu)墊片 裝配間隙

中圖分類號：TH131 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2015）11（a）-0035-03

飛機裝配是整個制造過程中的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，也是容易出偏差的環(huán)節(jié)。在飛機投入生產(chǎn)相當長的時間后，仍可能由于公差積累而產(chǎn)生裝配偏差。出于制造成本考慮，設(shè)計時不可能把尺寸公差要求過高。對于裝配間隙，生產(chǎn)現(xiàn)場一般先通過指壓法判定，如果采用指壓法能夠消除間隙，則工程可接受，否則，需要加墊以補償裝配間隙。墊片分非結(jié)構(gòu)墊片和結(jié)構(gòu)墊片，前者不參與傳力而后者參與傳力，一般在保證原結(jié)構(gòu)剛度的前提下，采用非結(jié)構(gòu)墊片處理。

依據(jù)目前的技術(shù)資料[1]及工程經(jīng)驗，對非結(jié)構(gòu)墊片的使用要求有：

（1）一處間隙只允許安裝一個墊片；

（2）允許加墊的最大間隙為0.2 inch；

（3）安裝后最大允許間隙0.005 inch；

（4）斜削墊片最小厚度（0.015±0.005）inch；

（5）非結(jié)構(gòu)墊片材料與原結(jié)構(gòu)材料相近。

此外還需要考慮密封要求，填充要求以及制造加工標準和不同金屬間的保護等要求。為了保證飛機安全，有時還需要對加墊后的結(jié)構(gòu)強度進行分析，該文主要針對加墊后強度問題作了研究。

1 非結(jié)構(gòu)墊片強度評估研究

增加非結(jié)構(gòu)墊片后，結(jié)構(gòu)偏心距增大，其增加量即為墊片厚度。對加墊后緊固件進行受力分析如圖1。一般地，緊固件抗附加彎矩的能力越強，允許加的墊片厚度越大。下面從靜強度和疲勞強度兩方面進行評估。

1.1 加墊后的靜強度影響評估

一般的方法是通過計算緊固件釘桿的彎剪復(fù)合裕度來評估[1]是否安全，具體如下：

（為螺栓許用彎矩），可得許用剪切載荷。若大于螺栓單剪許用值時，則取。若，則；如果，則，取上述最小值作為加墊后許用剪切載荷，若大于工作載荷則靜強度可接受。該方法思路是通過螺栓許用彎矩及緊固件尺寸和材料參數(shù)和墊片厚度求出相關(guān)的許用剪切載荷。

1.2 加墊后的疲勞強度評估

根據(jù)工程經(jīng)驗，目前對于非結(jié)構(gòu)墊片處置后的疲勞強度評估有兩種方法：

（1）緊固件孔邊為疲勞危險位置，加墊后引起的附加彎曲應(yīng)力會增加緊固件孔邊的擠壓應(yīng)力，進而降低疲勞壽命。因此，可以計算出附加彎曲應(yīng)力并疊加到原擠壓應(yīng)力上，計算得到新的緊固件載荷傳遞系數(shù)，以此考慮非結(jié)構(gòu)墊片的影響。

（2）對于結(jié)構(gòu)本體的疲勞強度，可用加墊后的超差后材料疊層厚度系數(shù)D，來考慮附加彎矩對結(jié)構(gòu)DFR值的影響。疊層厚度系數(shù)D主要表征低載荷傳遞結(jié)構(gòu)中孔填充的弱化及二次載荷傳遞對疲勞性能的影響。對于孔填充系數(shù)A小于1.15的鉚接結(jié)構(gòu)，疊層厚度為緊固件所連結(jié)構(gòu)的總夾層厚度；對于螺栓連接盒孔填充系數(shù)大于等于1.15的結(jié)構(gòu)鉚接結(jié)構(gòu)，疊層包括所有連續(xù)結(jié)構(gòu)元件，但不包括局部接頭以及墊片、墊圈、和曲面墊塊等非結(jié)構(gòu)元件。

2 非結(jié)構(gòu)墊片強度分析實例

某型飛機一加強框框緣與框緣連接件連接根部存在間隙，間隙區(qū)域剖視圖見圖3。工程處理意見為制作最大厚度為0.8 mm的特制墊片安裝于間隙處，下面對該處置方案進行強度評估。

查閱圖紙得超差部位緊固件為2排共6顆HST10AG6-6，立邊連接處為五顆HST12AP-8-8高鎖螺栓。

通過全機有限元模型及內(nèi)力解獲得該連接在最嚴重工況下所傳遞的軸力P為61 330 N。軸力通過11顆材料相同的緊固件傳遞，載荷按面積分配可得底邊單顆緊固件載荷F=61 330×4.762/（6×4.762+5×6.352）=4 116 N，按3.1節(jié)方法計算得附加彎曲應(yīng)力=155.47 MPa，取957.7 MPa，[F]取11 965 N，可得彎剪聯(lián)合裕度=1.62>0，靜強度可接受。

超差前該部位的DFR為77.478 MPa，疲勞裕度為0.16，加墊后可能對夾層系數(shù)D有影響。該細節(jié)孔填充系數(shù)A≥1.15，疊層厚度6.34 mm，緊固件直徑4.76 mm，厚度/直徑=1.33<2 mm，查資料得疊層厚度系數(shù)仍為1，加墊對DFR 大小無影響，疲勞裕度無減小，疲勞強度可接受。

3 結(jié)語

該文針對飛機裝配間隙超差問題，總結(jié)了用非結(jié)構(gòu)墊片進行處置的一般要求，并給出一般情況下不同緊固件所允許非結(jié)構(gòu)墊片最大厚度。考慮到加墊引起的附加彎矩對結(jié)構(gòu)的不利影響，對靜強度和疲勞強度兩方面的強度評估方法進行了研究，并將分析方法運用于一實際超差問題，完成了對該超差的評估。

參考文獻

[1] 中國航空工業(yè)總公司第六四〇研究所.麥道飛機聯(lián)絡(luò)工程手冊，[M].北京：航空工業(yè)出版社，1997.

[2] EF Bruhn.Analysis and Design of Flight Vehicle Structures，[M].USA：Tri-State Offset Company，1973.