袁紅

摘 要：該文針對(duì)民用飛機(jī)生產(chǎn)制造裝配過(guò)程中常見的齊平度超差問(wèn)題，研究其對(duì)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響。首先總結(jié)了工程上對(duì)齊平度超差的基本要求和一般處置方案，其次針對(duì)齊平度超差進(jìn)行受力分析，主要考慮緊固件孔锪窩過(guò)深時(shí)，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(píng)估方法，最后通過(guò)實(shí)際生產(chǎn)中的齊平度超差實(shí)例進(jìn)行強(qiáng)度評(píng)估，給出強(qiáng)度意見，這對(duì)于聯(lián)絡(luò)工程師在現(xiàn)場(chǎng)實(shí)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(hào)：V214.8 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1674-098X（2016）12（b）-0006-02

眾所周知，在規(guī)定的時(shí)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(cuò)、理解錯(cuò)誤、不完善的設(shè)計(jì)以及其他種種難以預(yù)見的原因都會(huì)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(wèn)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(guò)程中切削過(guò)量、啃傷、孔徑過(guò)大、孔偏心、材料代換、短邊距以及裝配制造過(guò)程中緊固件安裝錯(cuò)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(huì)對(duì)結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度產(chǎn)生影響，因此需要針對(duì)飛機(jī)在生產(chǎn)制造過(guò)程中產(chǎn)生的超差問(wèn)題進(jìn)行強(qiáng)度評(píng)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(guò)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(jì)要求，是結(jié)構(gòu)聯(lián)絡(luò)工程師經(jīng)常面臨的問(wèn)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(guò)程中齊平度超差多為齊平度負(fù)值超出范圍，即锪窩過(guò)深。在進(jìn)行緊固件锪窩時(shí)，要避免形成羽狀邊緣，否則結(jié)構(gòu)會(huì)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(huì)有所降低，可采用加大的緊固件[1]。因此，工程上對(duì)于該類超差問(wèn)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(píng)估要求。

2 齊平度超差強(qiáng)度評(píng)估方法

用于安裝緊固件的孔锪窩過(guò)深時(shí)，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(píng)估計(jì)算方法。

2.1 靜強(qiáng)度評(píng)估

緊固件孔锪窩過(guò)深時(shí)通過(guò)計(jì)算緊固件的剪切裕度和被連接件的擠壓裕度來(lái)評(píng)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(gè)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(píng)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(duì)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(huì)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(duì)民用飛機(jī)的疲勞評(píng)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(duì)構(gòu)件質(zhì)量和耐重復(fù)載荷能力的度量，與使用載荷無(wú)關(guān)。DFRbase是規(guī)定的典型結(jié)構(gòu)對(duì)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(duì)于有機(jī)械緊固件連接的結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)件疲勞危險(xiǎn)處DFR計(jì)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(tái)有效系數(shù)；RC為特殊疲勞系數(shù)。

因?yàn)閿D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(yàn)，緊固件孔锪窩過(guò)深時(shí)，可用埋頭深度系數(shù)C來(lái)修正锪窩過(guò)深對(duì)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(shí)，結(jié)構(gòu)危險(xiǎn)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(guò)超差前DFR設(shè)計(jì)。

3 齊平度超差強(qiáng)度分析實(shí)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(shí)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(guò)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(guò)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(guò)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(jì)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(jì)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(xiǎn)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(guò)程中結(jié)構(gòu)上發(fā)生齊平度超差問(wèn)題時(shí)的強(qiáng)度評(píng)估方法，主要內(nèi)容包括以下幾點(diǎn)。

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

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

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

對(duì)齊平度超差問(wèn)題的強(qiáng)度評(píng)估方法已經(jīng)比較成熟，在處理锪窩過(guò)深問(wèn)題時(shí)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(duì)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)

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