廉　偉　史仁義 /

(上海飛機設(shè)計研究院，上海201210)

0　引言

民用飛機機翼根部連接區(qū)是翼身載荷交換與平衡的關(guān)鍵區(qū)域，從結(jié)構(gòu)強度角度看該區(qū)域，元件承受高水平的復(fù)雜狀態(tài)載荷，結(jié)構(gòu)元件尺寸大、復(fù)雜度高，變形協(xié)調(diào)關(guān)系復(fù)雜，靜強度、疲勞、損傷容限等設(shè)計要求都很高。就裝配連接來說，連接裝配界面復(fù)雜，空間可達性受限，復(fù)雜界面與機翼調(diào)姿運動自由度形成約束矛盾，同時在復(fù)雜三維空間條件下大尺寸機翼水平測量和姿態(tài)調(diào)整時，對接區(qū)域容差控制困難，界面匹配難度大，超差概率高，局部間隙檢測困難，容易產(chǎn)生強迫裝配應(yīng)力，補償要求高，且存在大厚度復(fù)雜疊層的大尺寸緊固件制孔與安裝難題?？偟膩碚f，民用飛機機翼根部連接區(qū)表現(xiàn)出約束多、要求高、界面復(fù)雜的特征，所以機翼根部連接設(shè)計是民機結(jié)構(gòu)設(shè)計的重點和難點。工程領(lǐng)域也對根部連接局部細節(jié)結(jié)構(gòu)進行了分析和試驗研究[1-7]。

考慮氣動效率、操穩(wěn)特性和維護性等要求，當(dāng)前國際先進民用飛機的基本布局形式均采用帶較大后掠角、一定上反角、下單翼布局形式，翼盒的壁板和梁等縱向件穿過機身。翼盒結(jié)構(gòu)按照設(shè)計、制造和裝配要求設(shè)計了分離面，一般以根部對接肋(也常稱為1#肋，以下簡稱根肋)為界面，分為中央翼和左右外翼。通常中央翼先行與中機身結(jié)構(gòu)(包括翼上地板縱梁、龍骨梁及中機身前后梁框及翼上框結(jié)構(gòu)等)在部件裝配階段完成翼身界面連接，然后外翼翼盒與中央翼-中機身組合部段在總裝階段進行翼根連接。這種設(shè)計特點和裝配過程主要考慮均衡處理翼身連接和機翼根部對接的協(xié)調(diào)復(fù)雜度、基準(zhǔn)定位與姿態(tài)調(diào)整便捷性、部裝和總裝裝配效率等。典型翼身連接和機翼根部對接如圖1所示。

圖1　典型機翼與機身結(jié)構(gòu)連接界面

1　翼身連接區(qū)傳載特性與結(jié)構(gòu)設(shè)計要求

作用在機翼翼面上的氣動載荷和慣性載荷，沿展向累積，在任意剖面上其合力作用可以通過剪力、彎矩、扭矩三個分量來表征，最終在根肋剖面通過中央翼結(jié)構(gòu)或根肋與機身結(jié)構(gòu)界面實現(xiàn)載荷平衡，其中上下彎矩在中央翼對稱面上自平衡，扭矩通過根肋與機身側(cè)壁連接結(jié)構(gòu)及中央翼與地板縱梁和龍骨梁連接結(jié)構(gòu)與機身載荷平衡，機翼剪力載荷與機身慣性載荷平衡。

考慮氣動效率，為提高民用飛機的升阻比特性和臨界速度，當(dāng)前民機機翼氣動設(shè)計采用較大的展弦比和較大的后掠角，這將導(dǎo)致機翼根部區(qū)域的彎矩和扭矩較大。在最為臨界的垂向2.5 g過載條件下，對于機翼根部，因為翼面所累積的低頭扭矩與后梁腹板的剪力呈正疊加關(guān)系，故機翼根部后梁腹板的剪力很大，為了更好地擴散該集中載荷，先進民機結(jié)構(gòu)通常在后梁后側(cè)布置“梯形板”。該梯形板前端連接在中央翼后梁上，通常與根肋共面，上側(cè)與若干個機身框(2～3個)連接，可以實現(xiàn)在更大區(qū)域范圍上機翼與機身間載荷擴散和平衡，這會顯著降低后梁連接區(qū)的載荷集中程度及后梁框的結(jié)構(gòu)重量，對于結(jié)構(gòu)耐久性更加有利。同時該梯形板與根肋平面共面，可視為根肋結(jié)構(gòu)向后的延伸，根肋腹板面上的扭矩可以通過梯形板剪力與來自后機身的慣性載荷相平衡，實現(xiàn)了在更大范圍內(nèi)的扭矩擴散，降低了傳遞至中央翼翼盒中與地板縱梁和龍骨梁界面上的扭矩，整體結(jié)構(gòu)更加高效，同時降低結(jié)構(gòu)重量。

2　根肋位置定義方法

在優(yōu)化翼身連接結(jié)構(gòu)時，一個關(guān)鍵設(shè)計點是考慮周邊界面協(xié)調(diào)的根肋的布置。根肋的布置需要考慮中央翼與外翼的分離面位置、根肋與機身側(cè)壁的結(jié)構(gòu)協(xié)調(diào)關(guān)系和傳載效率、根肋的方向及其在翼身連接結(jié)構(gòu)中所承載的載荷及重量。一般根肋的方位確定原則如下：

1) 充分考慮機翼和機身曲面相貫關(guān)系，盡量使得翼身連接區(qū)域結(jié)構(gòu)更加緊湊高效；

2) 根肋與機身側(cè)壁切線的夾角越小越好，減少界面處的面外載荷分量和二次彎矩影響；

3) 減少根肋緣條結(jié)構(gòu)對整流罩尺寸的需求，降低整流罩結(jié)構(gòu)尺寸和重量，盡量減少升力面損失，減小阻力；

4) 充分考慮機翼根部對接制孔及緊固件安裝空間需求，確保必要的可達性和工作效率，對于大厚度復(fù)雜夾層，需要充分考慮自動化工具的空間需求。

根據(jù)上述原則，根肋的布置和參數(shù)定義可以有多種。但先進民機的根肋布置定義經(jīng)過歷史演化，目前主要有兩種類型：

1)1號肋垂直于地面、平行于機身對稱面，機身側(cè)壁在某一位置處由原來弧形轉(zhuǎn)折過渡到平行于機身對稱平面的平面形狀，此時中央翼的平面投影形狀為矩形。傳統(tǒng)上這一轉(zhuǎn)折點位置通常是地板梁基準(zhǔn)與機身曲面交點位置，可較好地平衡節(jié)點載荷，如圖2中的第②種定義方法。對于新型的復(fù)材機身結(jié)構(gòu)，其對面外載荷較為敏感且考慮自動化制造對局部曲率過度的敏感性，這一轉(zhuǎn)折點位置可能是機身最大寬度處，如圖2中的第①種定義方法。

圖2　幾種典型根肋平面定義方法

2)機身整體保持筒形結(jié)構(gòu)，根肋垂直或不垂直于地面、不平行于機身對稱面，其位置基于機翼和機身氣動外形面相貫所形成的三維空間曲線來確定，考慮機翼安裝角的空間特性，則根肋在前梁方向的位置稍遠離機身對稱面、后梁方向的位置稍靠近機身對稱面。此時中央翼的平面投影形狀為前梁寬、后梁窄的梯形。機身可保持筒段弧形，或考慮局部結(jié)構(gòu)階差進行局部小范圍修形，如圖2中的第③種定義方法。該方案的一種變種是將根肋下側(cè)向機身對稱面方向內(nèi)偏，這會進一步減少根肋腹板與機身筒段的切線夾角，在機身連接界面處的局部彎矩減小，且中機身部段的包絡(luò)體尺寸較小，便于運輸，如圖2中的第④種定義方法，采用“大白鯨”飛機運輸?shù)腁350機身就是采用這種方案。

3　外翼與中央翼的連接界面

理論上，在保證結(jié)構(gòu)安全和工藝性的前提下，前后梁上下壁板的連接可以有多種形式，但經(jīng)過長期實踐優(yōu)化，目前民機機翼根部的主要連接方式可以分為兩大類，即套合型連接和對接型連接。

3.1 套合型連接

采用搭接的方式進行連接，根肋的連接結(jié)構(gòu)在中央翼部段或外翼部段上裝配就位，外翼翼盒結(jié)構(gòu)在調(diào)姿時向中央翼一側(cè)移動，并套合在根肋對接結(jié)構(gòu)上[3]。為了保證機翼水平測量和調(diào)姿，這種連接方式必須為外翼翼盒的運動留下自由度，所以在固定結(jié)構(gòu)和移動結(jié)構(gòu)之間需要留下一定的名義間隙，在結(jié)構(gòu)調(diào)姿到位后，加墊補償處理。套合結(jié)構(gòu)的優(yōu)勢是結(jié)構(gòu)緊湊，連接區(qū)連接結(jié)構(gòu)寬度小、重量輕、傳力直接，但其缺點是有限的名義間隙對機翼調(diào)姿近進路徑形成約束。特別是考慮機翼的上反角、安裝角和后掠姿態(tài)，根據(jù)具體的根肋裝配方案，特定條件下機翼運動路徑需要特別設(shè)定，從而影響對接裝配效率。另外一個劣勢就是就位條件下，套合結(jié)構(gòu)的加墊間隙測量在前后梁區(qū)域較梁對接型復(fù)雜，內(nèi)部名義間隙加墊量大[8]，根肋周邊較大的加墊量影響裝配效率，同時加墊厚度較大時對結(jié)構(gòu)強度和耐久性也存在影響[9-10]。

3.2 梁對接型連接

此方案為前后梁根部與根肋連接結(jié)構(gòu)對接，如圖3所示。上壁板和下壁板均與根肋的上下緣條保持搭接。搭接時，考慮減少對調(diào)姿的限制，上下壁板配合面均在緣條的下側(cè)，翼盒可以通過內(nèi)進-前移-上抬的路徑實現(xiàn)調(diào)姿近進(根據(jù)設(shè)計特征，若前后方向未受約束，可以省略前移步進)。考慮機翼的扁平狀結(jié)構(gòu)特征，在尺寸較大的上下緣條上進行搭接，利用了搭接結(jié)構(gòu)的效率優(yōu)勢，減省了結(jié)構(gòu)重量，也減少了連接區(qū)域?qū)φ髡殖叽绲男枨蠛蜌鈩有阅艿挠绊?。在前后梁區(qū)域采用對接減少調(diào)姿限制，同時在較小的重量代價下在該區(qū)域?qū)崿F(xiàn)了更好的補償特性，即可以在開暢條件下對相應(yīng)的配合面實現(xiàn)精確測量，并對連接帶板進行匹配性加工，裝配質(zhì)量易于保證。

圖3　典型機翼裝配調(diào)姿近進路徑示意圖

4　外翼根部連接設(shè)計方法

機翼根部連接可以分為梁的連接和壁板的連接。

4.1 梁的連接

梁的連接設(shè)計要求目標(biāo)為保證梁腹板的剪力及梁緣條的軸力能有效傳遞到被連接結(jié)構(gòu)上，同時考慮實際結(jié)構(gòu)中，腹板剪力載荷水平較低而緣條軸力載荷較大，同時對于軸力載荷，特別是拉伸載荷及局部的二次彎矩會導(dǎo)致對結(jié)構(gòu)耐久性有顯著影響，故在存在軸力載荷的部位，推薦采用雙剪連接，在提高釘孔擠壓強度、連接結(jié)構(gòu)的許用應(yīng)力及降低局部二次彎矩和結(jié)構(gòu)耐久性方面有益。綜上，梁的連接一般分為三個區(qū)域：

1) 上緣條內(nèi)部布置角盒，與上壁板和腹板上的連接帶板構(gòu)成雙剪連接結(jié)構(gòu);

2) 下緣條與下壁板及角盒的連接處理方式同上緣條處;

3) 梁腹板除靠近緣條的局部區(qū)域因角盒的存在構(gòu)成雙剪連接外，主要剪切載荷傳遞區(qū)域為單剪連接。

4.2 壁板的連接

壁板的連接考慮兩個方面，壁板蒙皮的拉壓正應(yīng)力載荷和沿機翼剖面的扭轉(zhuǎn)剪流載荷。連接方式同梁結(jié)構(gòu)相似，即相對較低的剪切載荷分量對結(jié)構(gòu)連接無特殊要求，主要考慮較高的拉壓正應(yīng)力載荷和局部二次彎矩對結(jié)構(gòu)強度和耐久性的影響的。在傳統(tǒng)金屬機型中，壁板常采用“Z”型長桁、“工”型長桁、“J”型長桁等結(jié)構(gòu)形式，如此以來，結(jié)構(gòu)在壁板連接處采用整體雙剪連接結(jié)構(gòu)，即蒙皮一側(cè)結(jié)構(gòu)采用單剪連接、長桁獨立緣條采用單剪連接、但壁板整體連接構(gòu)成雙剪，如圖4(a)所示。這樣一來，結(jié)構(gòu)的局部剛度大、整體上能有效控制二次彎矩的不利影響，對于穩(wěn)定性控制的上壁板結(jié)構(gòu)還增加了端部支持系數(shù)，從而提高結(jié)構(gòu)的失穩(wěn)臨界應(yīng)力。但此類結(jié)構(gòu)連接協(xié)調(diào)界面多，裝配協(xié)調(diào)不易。如果采用傳統(tǒng)的“╪”型結(jié)構(gòu)，零件加工難度大，裝配協(xié)調(diào)加墊工作量大，在處理不當(dāng)條件下容易產(chǎn)生裝配應(yīng)力[5]，或在變形協(xié)調(diào)條件下產(chǎn)生較高的附加內(nèi)應(yīng)力。

另外一種雙剪結(jié)構(gòu)是壁板與緣條單面配合，長桁到機翼根部逐漸斜削過渡到“T”型(或其本身為“T”型)，然后通過連接角盒進行連接。故參與根部對接的結(jié)構(gòu)中，無論蒙皮一側(cè)，還是長桁腹板對接區(qū)域，本身均為雙剪結(jié)構(gòu)，如圖4(b)所示。對于機翼的下壁板，因為主要承受拉伸載荷，此時設(shè)計理念為盡量將載荷平緩過渡到二維平面對接結(jié)構(gòu)構(gòu)型上，這樣將簡化結(jié)構(gòu)剛度優(yōu)化，能更好實現(xiàn)剛心協(xié)調(diào)，減小局部二次彎矩，實現(xiàn)釘載分配比例的優(yōu)化等，從而更好地保證結(jié)構(gòu)的強度和疲勞特性。典型結(jié)構(gòu)細節(jié)如圖5所示。文獻[4]還對不同的細節(jié)設(shè)計構(gòu)型進行了有限元分析和試驗研究，給出了較好的考慮釘載分部的細節(jié)設(shè)計原則。

圖4　典型機翼上壁板的連接

圖5　機翼下壁板的對接

在壁板對接設(shè)計過程中，根部連接區(qū)域的制孔、緊固件安裝及考慮維修條件下的緊固件更換等對于可達性和空間的需求是比較高的，這會影響到飛機的總裝效率、結(jié)構(gòu)安全和后續(xù)維護特性。所以目前國際先進民機壁板根部對接的發(fā)展趨勢是結(jié)構(gòu)設(shè)計盡量簡化制孔和緊固件安裝方法(特別是對上壁板連接區(qū))，包括：

1) 連接區(qū)桁條消除頂部緣條，以使得蒙皮-側(cè)壁板結(jié)構(gòu)或腹板結(jié)構(gòu)上制孔路徑通暢；

2) 對于部分新型復(fù)材機翼飛機，采用整體式連接，甚至不在長桁腹板上安裝緊固件，在滿足結(jié)構(gòu)連接要求的前提下，進一步簡化配合面的協(xié)調(diào)效率和裝配效率，滿足容差和閃電防護間隙控制要求，同時減少制孔和緊固件安裝成本(如圖4(b)所示)。

總結(jié)而言，對于大型民用飛機根部連接結(jié)構(gòu)，其設(shè)計的思路是雙剪連接、端部斜削、剛心對齊、裕度控制。雙剪連接的設(shè)計主要考慮提高關(guān)鍵區(qū)域的釘孔擠壓強度、降低二次彎矩，提高結(jié)構(gòu)耐久性，同時具有失效安全特性；斜削的主要考慮是優(yōu)化局部剛度、減緩界面突變、減小二次彎矩，優(yōu)化結(jié)構(gòu)重量；對中的主要目的是控制各載荷分量的耦合作用關(guān)系，減小偏心影響，優(yōu)化裝配基準(zhǔn)；裕度控制對于根部連接區(qū)十分關(guān)鍵，考慮根部連接區(qū)結(jié)構(gòu)安全要求高、結(jié)構(gòu)裂紋/缺陷檢修困難、結(jié)構(gòu)維修操作難度高等原因，對于機翼根部連接區(qū)，其結(jié)構(gòu)設(shè)計在靜強度和疲勞強度上均應(yīng)留有充足裕度，對于民用飛機結(jié)構(gòu)而言，指定疲勞壽命條件下所控制的應(yīng)力水平對應(yīng)的金屬結(jié)構(gòu)疲勞強度裕度建議最小不低于0.1，用適當(dāng)?shù)闹亓看鷥r換取結(jié)構(gòu)安全和耐久性保證，同時降低后期維修成本和安全風(fēng)險。

5　柔性補償設(shè)計方法

對于機翼根部連接區(qū)，復(fù)雜協(xié)調(diào)界面間的不完全匹配所導(dǎo)致的強迫裝配應(yīng)力總是難以避免的，而結(jié)構(gòu)細節(jié)設(shè)計必須力圖將這些應(yīng)力及其影響降至最低。

為了達到該目的，設(shè)計和工藝可采取以下4個措施：

1) 零件制造和部件裝配對于配合界面和相關(guān)基準(zhǔn)的精確控制：在零件制造時，必須優(yōu)化加工和處理工藝，使得所制造的零件外形精度控制在允許的容差范圍內(nèi)，同時在裝配時，充分考慮外翼對接界面的復(fù)雜性和效率，盡可能保證部件上在對接界面處的輪廓度要求。

2) 充分考慮機翼根部對接結(jié)構(gòu)局部剛度特性，充分保證沿主載荷方向的連接剛度，以利于結(jié)構(gòu)傳載效率和耐久性，同時進行良好的剛度過渡，從而優(yōu)化連接區(qū)的釘載分布。

3) 充分釋放垂直于主載荷方向的結(jié)構(gòu)剛度，對于機翼根部連接來說，也就是充分釋放沿高度方向的結(jié)構(gòu)剛度，這也是前文中所推薦的盡量采用二維化連接的根本原因。如圖4～圖5所示，機翼上下壁板的根肋緣條在對接區(qū)均為二維板狀結(jié)構(gòu)，在盡量提高零件和裝配精度的條件下，若內(nèi)部存在間隙，則在緊固件預(yù)緊力作用下，因板類結(jié)構(gòu)面外剛度較低，可以提供順從剛度較大結(jié)構(gòu)的柔性補償，此時所引起的裝配應(yīng)力將會顯著降低，充分保證結(jié)構(gòu)的應(yīng)力腐蝕特性和耐久性。文獻[5]、[6]分別通過試驗結(jié)果和仿真分析證實了該設(shè)計方案的承載優(yōu)越性。

4) 以相同的方法處理前后梁結(jié)構(gòu)連接時，該柔性補償將更具意義。目前，先進民機機翼結(jié)構(gòu)采用“C”型剖面梁結(jié)構(gòu)，在機翼根部對接時，因為制造精度、裝配精度、姿態(tài)變化、溫度變化等各種原因綜合影響，梁根部的不匹配性不可避免，在緊固連接時，若內(nèi)部存在間隙則因為梁腹板在高度方向上提供了較高的剛度，在梁緣條與腹板過渡的R區(qū)產(chǎn)生很高的轉(zhuǎn)配應(yīng)力，在復(fù)雜外部載荷作用下，容易發(fā)生應(yīng)力腐蝕和疲勞問題[11-12]。對于復(fù)材梁結(jié)構(gòu)，將會導(dǎo)致R區(qū)的分層。推薦的解決方案為，切除根部連接區(qū)部分腹板、緣條或在梁的緣條與腹板間切縫，通過將緣條與腹板在結(jié)構(gòu)上進行分離，從而實現(xiàn)柔性釋放，解決了大尺寸梁結(jié)構(gòu)界面匹配困難導(dǎo)致的高裝配應(yīng)力問題。然后采用進行過精確配合面準(zhǔn)備的角盒將結(jié)構(gòu)重新連接，在不增加裝配應(yīng)力的條件下，恢復(fù)了結(jié)構(gòu)的完整性。

文獻[13]通過對于機翼上壁板根部連接區(qū)域局部的有限元分析和試驗研究，結(jié)果同樣證實了該結(jié)論。

采用了上述設(shè)計方案的國產(chǎn)某民機機翼根部對接時，在首架分裝配時下壁板連接部位局部存在配合間隙超差，在施加外力使得外翼下壁板與連接緣條貼合后，經(jīng)測量在壁板上導(dǎo)致的裝配應(yīng)力約為10 MPa，不超過許用應(yīng)力的3%，經(jīng)評估對靜強度和疲勞強度的影響均可接受，證實了相關(guān)設(shè)計方法的有效性，如圖6所示。

圖6　機翼根部強迫裝配嘗試的應(yīng)變測量

6　討論

對于國際上正在快速發(fā)展的復(fù)合材料機翼結(jié)構(gòu)來說，機翼根部方案與傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)的要求整體相似，但存在考慮復(fù)材結(jié)構(gòu)受載的典型特性。

1) 盡量避免復(fù)材結(jié)構(gòu)承受面外載荷作用和復(fù)雜應(yīng)力狀態(tài)，包括強迫裝配引起的面外載荷和層間附加載荷[14]。因為層狀復(fù)合材料結(jié)構(gòu)特點及其層間界面較弱的原因，復(fù)材承受面外載荷的能力很低，所以在機翼根部的連接區(qū)，盡量控制附加彎矩和因為變形協(xié)調(diào)所可能導(dǎo)致剝離載荷狀態(tài)，采用合理的斜率過渡、傳力路線簡潔的連接結(jié)構(gòu)。這也是在目前新型復(fù)材民機結(jié)構(gòu)連接中，壁板連接方案由空間三維連接結(jié)構(gòu)向二維化發(fā)展的主要原因。

2) 基于鋪層固化而形成復(fù)材結(jié)構(gòu)其厚度容差較大，較厚結(jié)構(gòu)尺寸變化范圍較大，可能對機翼裝配調(diào)姿形成約束，對裝配造成不利影響。目前通常采用的處理方法為在機翼下壁板的內(nèi)型面設(shè)計可機加層(犧牲層)，基于裝配基準(zhǔn)通過機械加工精確控制該配合面，確保裝配要求。

3) 配合表面逆向準(zhǔn)備技術(shù)。考慮如前后梁的緣條處的連接角盒，其需要和梁緣條、梁腹板、根肋腹板三個界面進行匹配，而采用傳統(tǒng)的匹配打磨裝配方法效率低、精度差，目前較為先進的制造方法為在部件就位條件下，采用三維空間掃描的方法重構(gòu)被連接結(jié)構(gòu)的配合面，將數(shù)據(jù)數(shù)字化方式傳遞到精加工平臺，對預(yù)留了適當(dāng)余量的角盒配合面進行匹配性加工，角盒結(jié)構(gòu)配合表面精度高，加工效率高，一次到位。經(jīng)實踐驗證，采用該方法后，配合精度可以提高到0.1 mm以內(nèi)，對結(jié)構(gòu)安全和耐久性均有利。A350的機翼壁板與骨架的裝配過程也采用了這樣的技術(shù)[15]。

4) 復(fù)雜連接區(qū)的高可靠性緊固連接設(shè)計。對于根部連接區(qū)，即便是傳統(tǒng)的全金屬結(jié)構(gòu)，也存在大直徑干涉配合緊固件安裝困難問題，國外某先進制造商，其傳統(tǒng)金屬機翼飛機在根部連接區(qū)，當(dāng)緊固件直徑較大時，采用錐形緊固件配合結(jié)構(gòu)上的錐形孔，在緊固件擰緊后，通過錐面擠壓，形成干涉配合。但該方法制孔困難，成本高，干涉量有限。目前對于純金屬夾層，這一問題較好的解決方案為采用高干涉拉入式緊固件。隨著復(fù)合材料在中央翼及外翼翼盒上的大量應(yīng)用，機翼根部連接區(qū)成為大厚度(總厚度可達80 mm以上)、復(fù)雜夾層(3～4層，同時含復(fù)材，鈦、鋁等夾層)、大直徑緊固件連接區(qū)域，傳統(tǒng)上該區(qū)域采用間隙配合緊固件避免復(fù)材分層。但如此以來，將導(dǎo)致釘孔擠壓強度降低、釘群載荷不均勻性增加、間隙配合導(dǎo)致金屬結(jié)構(gòu)疲勞壽命下降等系列問題?？紤]到合理的干涉量會提高結(jié)構(gòu)連接強度、疲勞特性和剛度[16-17]，而采用安裝過程中通過周向膨脹、不會導(dǎo)致復(fù)材分層、對金屬結(jié)構(gòu)同樣適用的襯套螺栓將能較好地解決這一問題。

7　結(jié)論

本文分析了大型民機翼身連接和根部對接區(qū)域的復(fù)雜度、主要約束與要求及不同主流根部連接方案的特性和優(yōu)缺點，給出了作為設(shè)計和裝配基準(zhǔn)的根肋的不同定義方法和特點分析，給出了機翼與中央翼的根部對接方案的套合型方案和梁對接型方案的對比分析，以及翼根連接的典型設(shè)計方法及其主要考慮，從結(jié)構(gòu)效率和減緩裝配應(yīng)力的角度提出了機翼根肋周邊對接結(jié)構(gòu)的剛度優(yōu)化與柔性補償?shù)脑O(shè)計方法。主要結(jié)論如下：

1) 根肋的布置對機翼與機身的分離面確定、結(jié)構(gòu)傳載效率和結(jié)構(gòu)裝配效率存在重要的影響，應(yīng)根據(jù)飛機結(jié)構(gòu)總體設(shè)計方案、機翼機身結(jié)構(gòu)形式、材料及其承載特性、翼身連接區(qū)界面協(xié)調(diào)關(guān)系、重量等方面綜合考慮；應(yīng)使得對接區(qū)結(jié)構(gòu)緊湊、效率高，滿足相關(guān)結(jié)構(gòu)載荷平衡、制造裝配工藝性等要求，減少升力面損失，降低阻力。

2) 機翼根部的連接設(shè)計從傳載效率角度考慮，應(yīng)盡可能保證主載荷方向上的結(jié)構(gòu)連接剛度和結(jié)構(gòu)整體性，充分釋放垂直于主載荷方向上的連接剛度。對于前后梁角盒部位，推薦設(shè)計合理特征使得梁條與腹板的局部剛度約束釋放，然后采用裝配的角盒恢復(fù)結(jié)構(gòu)完整性，通過柔性補償控制裝配應(yīng)力。

3) 機翼根部連接需要建立雙剪連接、端部斜削、剛心對齊、裕度控制的設(shè)計理念，優(yōu)化局部剛度過渡，簡化連接區(qū)傳力路線，限制附加彎矩，優(yōu)化釘載分配，保證關(guān)鍵連接區(qū)的結(jié)構(gòu)安全及耐久性，降低潛在的結(jié)構(gòu)維修成本。

4) 機翼連接區(qū)作為最終裝配的關(guān)鍵工序，其工藝性、裝配效率和成本影響必須在結(jié)構(gòu)設(shè)計時一并考慮，根部連接設(shè)計應(yīng)取得結(jié)構(gòu)效率、工藝性和重量等方面的協(xié)調(diào)平衡，對于民用飛機結(jié)構(gòu)，需要特別考慮成本的影響。對于大厚度復(fù)雜疊層機翼根部結(jié)構(gòu)連接，高效、高質(zhì)量、自動化制孔成為趨勢，設(shè)計時需要特別考慮設(shè)備可達性要求。