某型號民用飛機(jī)垂直安定面裝配短邊距的評估方法

鄭浩

摘 要：短邊距是民用飛機(jī)制造過程中出現(xiàn)的一種典型的裝配偏離。該文以某型號民用飛機(jī)垂直安定面肋和蒙皮裝配過程中出現(xiàn)的短邊距偏離為例，對其結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行了分析，并從靜強(qiáng)度、疲勞強(qiáng)度和損傷容限3個(gè)方面對其進(jìn)行了強(qiáng)度分析，并根據(jù)強(qiáng)度分析結(jié)果判斷其對客戶影響。該案例完整描述了短邊距偏離的工程分析過程，能夠協(xié)助工程人員快速、準(zhǔn)確的處理該類問題，并滿足民用飛機(jī)的安全性和適航性要求。

關(guān)鍵詞：短邊距 損傷容限 客戶影響

中圖分類號：V217 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2017）06（c）-0021-04

Abstract：Short edge distance is a typical assembly rejection during civil aviation production. In this thesis we take a short edge distance of a rib and skin in vertical stabilizer for example and evaluate the structure， static strength， fatigue strength， damage tolerance and customer influence of this example. The engineering evaluating of this short edge distance can assist engineers to solve the rejections rapidly and accurately and make sure the airworthiness.

Key Words：Short edge distance； Damage tolerance； Customer influence

在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，考慮到人力、物力及時(shí)間等成本，零件及其裝配的尺寸公差要在合理的范圍內(nèi)。飛機(jī)機(jī)體是通過逐級裝配而成的，首先由零件、元件裝配成小組件，其次是由小組件裝配成大組件，然后由大組件裝配成部件，最后是將部件組裝成整機(jī)機(jī)體。在公差精度不能無限制地提高和制造過程復(fù)雜等現(xiàn)實(shí)條件下，盡管工程、工裝、制造均已排除各自的問題，仍有可能由于正常的尺寸公差積累而產(chǎn)生裝配不協(xié)調(diào)的現(xiàn)象，短邊距就是其中一種典型的裝配偏離。

緊固件孔邊距通常指緊固件孔中心至零件邊緣的距離。一般對于金屬材料，當(dāng)邊距小于兩倍孔徑（D，兩倍孔徑即為2D）或小于設(shè)計(jì)圖紙上所要求的邊距就稱為短邊距。本文將闡述一個(gè)某型號民用飛機(jī)短邊距案例的工程處置方法及強(qiáng)度分析過程。

1 偏離描述

某型號飛機(jī)垂直安定面的肋與蒙皮連接處存在13個(gè)緊固件短邊距。緊固件為4.8 mm（D），肋上最小邊距為1.68D，蒙皮最小邊距為1.16D。

此處短邊距主要影響結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及檢修特性，以下分別評估這些影響。

2 靜強(qiáng)度評估

短邊距可能會引起本體結(jié)構(gòu)的剪切破壞或拉伸破壞，原理分別見圖1、圖2[1]。當(dāng)本體的剪切破壞及拉伸破壞大于靜載荷下緊固件傳遞的最大載荷時(shí)，認(rèn)為在最大靜載荷下，本體不會發(fā)生破壞，這樣本體短邊距對結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度是可以接受的。

肋材料為7050-T7451，厚度t=7.5 mm，該材料拉伸屈服應(yīng)力[σty]=441.28 MPa，剪切極限應(yīng)力[σsu]=289.6 MPa。蒙皮材料為7475-T761，厚度t=4.4 mm，該材料拉伸屈服應(yīng)力[σty]=461.95 MPa，剪切極限應(yīng)力[σsu]=275.79 MPa。

在所有靜載荷下，短邊距處緊固件傳遞的最大載荷為P=4393.18 N。

肋在靜載荷下的最大軸向工作工作應(yīng)力為σt=207.7 MPa，在1.68D的邊距下，加強(qiáng)肋的拉伸破壞載荷為：

19 679.58 N

肋的剪切破壞載荷為：

13 409.3 N

靜載荷下，蒙皮的最大邊路應(yīng)力是σt=45.38 MPa，在1.16D的邊距下，蒙皮的拉伸破壞載荷為：

11 516.53 N

肋的剪切破壞載荷為：

8 976.13 N

由于肋及蒙皮的破壞載荷均大于緊固件傳遞的最大載荷，所以該短邊距不會造成靜強(qiáng)度失效。

3 疲勞強(qiáng)度評估

使用DFR法評估該短邊距連接結(jié)構(gòu)的疲勞裕度。首先確定加強(qiáng)肋的地空地循環(huán)正應(yīng)力σi及蒙皮膠接組件的地空地循環(huán)剪應(yīng)力τi，如果應(yīng)力σmax>τmax，則以σi為地空地循環(huán)工作應(yīng)力，反之則以τi為地空地循環(huán)工作應(yīng)力；然后根據(jù)結(jié)構(gòu)形式及材料屬性確定結(jié)構(gòu)的DFR值；最后根據(jù)文獻(xiàn)[2]的流程計(jì)算連接結(jié)構(gòu)的疲勞裕度，見圖3。

地空地循環(huán)中，加強(qiáng)肋的最大工作應(yīng)力為σg=36.17 MPa，蒙皮膠接組件的最大剪應(yīng)力為τ=8 MPa，所以在該連接結(jié)構(gòu)中取加強(qiáng)肋的地空地循環(huán)應(yīng)力為工作應(yīng)力。

按照圖3流程計(jì)算該結(jié)構(gòu)的疲勞裕度，得到該短邊距連接結(jié)構(gòu)的疲勞裕度為0.07，疲勞裕度仍大于0。因此，整個(gè)服役周期內(nèi)，在沒有初始缺陷的情況下，該連接結(jié)構(gòu)不會發(fā)生疲勞破壞。

4 損傷容限評估

裂紋擴(kuò)展分析、剩余強(qiáng)度分析以及結(jié)構(gòu)檢查大綱是損傷容限評定的三要素，損傷容限評估流程見圖4[3]。

計(jì)算模型中板寬W=89 mm，t=6.09 mm，孔直徑D=4.76 mm，孔邊距B=8 mm，裂紋擴(kuò)展分為兩個(gè)階段：第一階段是孔邊擴(kuò)展至緣條邊緣，如圖5所示，第二階段孔邊裂紋擴(kuò)展至緣條破壞，如圖6所示。

NASGRO軟件進(jìn)行分析肋的裂紋擴(kuò)展過程，第一階段飛行次數(shù)為35 692次，第二階段飛行次數(shù)為15 933次。endprint

因此，裂紋擴(kuò)展壽命為51 625次，根據(jù)結(jié)構(gòu)的實(shí)際情況，分散系數(shù)K=2，所以檢查門檻值=51 625/2=25 812.5，取檢查門檻值為25 000。

對于肋緣條內(nèi)側(cè)采取高頻渦流檢測，最小可檢裂紋長度為1.59+（0.3016×25.4-4.76）/2=3.04 mm，到最小可檢裂紋的飛行次數(shù)為25 997。重復(fù)檢查間隔：（51625-25997）/3=8 542。取檢查間隔為8 500飛行次數(shù)。

對于肋緣條外側(cè)采取低頻渦流檢測，最小可檢裂紋長度為裂紋擴(kuò)展至緣條邊緣，到邊緣的飛行次數(shù)為35 692。重復(fù)檢查間隔：（51 625-35 692）/3=5 311，取檢查間隔為5 300飛行次數(shù)。

該連接結(jié)構(gòu)沒有短邊距時(shí)，肋與蒙皮連接的緣條釘孔檢查門檻值為30 000，檢查間隔為5 300，檢查方法為低頻渦流。短邊距后檢查門檻值變?yōu)?5 000，其余不變。

5 客戶影響評估

對于交付客戶的民用飛機(jī)，當(dāng)制造偏離會導(dǎo)致下列附加限制情況時(shí)，應(yīng)標(biāo)識為客戶影響項(xiàng)目，同時(shí)在飛機(jī)交付前應(yīng)取得客戶的認(rèn)可：

（1）對相應(yīng)的規(guī)章或型號合格證所規(guī)定的條件有影響。

（2）影響外觀。

（3）影響零件的可互換性。

（4）影響結(jié)構(gòu)壽命。

（5）限壽項(xiàng)目的壽命有降低。

（6）較大地降低了將來的返修能力。

（7）附加的或特殊的維護(hù)要求（如檢查，設(shè)備或計(jì)劃）。

（8）需要特殊備件。

該文中所述的短邊距制造偏離，經(jīng)評估，檢查門檻值由30 000降低至25 000，降低了檢查門檻值，屬于特殊的維護(hù)要求，故應(yīng)在飛機(jī)交付時(shí)告知客戶。

6 結(jié)語

短邊距是民用飛機(jī)制造過程中出現(xiàn)的一種典型的裝配偏離。該文以某型號民用飛機(jī)垂直安定面肋和蒙皮裝配過程中出現(xiàn)的短邊距偏離為例，對其結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行了分析，并從靜強(qiáng)度、疲勞強(qiáng)度和損傷容限三個(gè)方面對其進(jìn)行了強(qiáng)度分析，分析結(jié)果為：該偏離對機(jī)體結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度性能影響可接受，檢查門檻值由30 000降低至25 000，檢查間隔和檢查方法不變。根據(jù)強(qiáng)度分析結(jié)果判斷該偏離增加了特殊的維護(hù)要求，對客戶產(chǎn)生影響。該案例完整描述了短邊距偏離的工程分析過程，能夠協(xié)助工程人員快速、準(zhǔn)確地處理該類問題，并滿足民用飛機(jī)的安全性和適航性要求。

參考文獻(xiàn)

[1] 中國航空工業(yè)總公司第640研究所.麥道飛機(jī)聯(lián)絡(luò)工程手冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，1997.

[2] 《民機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限設(shè)計(jì)手冊》編委會.民機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限設(shè)計(jì)手冊（上冊）[M].北京：航空工業(yè)出版社，2003.

[3] 《民機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限設(shè)計(jì)手冊》編委會.民機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限設(shè)計(jì)手冊（下冊）[M].北京：航空工業(yè)出版社，2003.endprint