翼身對接誤差分析和工藝方案選擇

（中航通飛華南飛機工業(yè)有限公司試飛中心，珠海市 519040）

研制和發(fā)展大型滅火/水上救援水陸兩棲飛機（以下簡稱“鯤龍飛機”），是黨和國家在新世紀做出的具有重大戰(zhàn)略意義的決策，是發(fā)展我國航空飛機產業(yè)、建設創(chuàng)新型國家、提高我國自主創(chuàng)新能力和增強國家核心競爭力的重大戰(zhàn)略舉措。航空制造業(yè)的技術水平和生產能力綜合反映了國家制造業(yè)的實力和國防工業(yè)與科技現(xiàn)代化的水平，在國民經(jīng)濟和國防現(xiàn)代化中有著舉足輕重、不可替代的作用[1]。為充分發(fā)揮國內航空企事業(yè)單位的技術能力并綜合利用其制造能力，因此大型飛機項目研制采用主制造商—供應商制造模式進行管理。鯤龍飛機作為我國“大飛機家族”重要成員，也采用這種模式進行研制。主制造商負責機身工藝分離面的鉚接、機身各部件的結構集成、總裝、試飛等工作，機身各部段分別由各機體供應商負責制造。鯤龍飛機機身、機翼對接的結構形式為機身、機翼上各4個叉耳接頭通過空心襯套以及空心襯套中的對接螺栓實現(xiàn)連接，如圖1和圖2所示。機身接頭為三叉耳，機翼為兩叉耳，耳片方向沿機翼展向，叉耳結合面間為2mm 厚的圓環(huán)形墊片。

對于翼身對接孔的裝配工藝方案。一直是兩個理論在爭論：一是對接孔徑向留精加工余量，即機身、機翼在總裝型架上調整至最終姿態(tài)后，固定，然后在總裝型架上利用精加工設備（如自動進給鉆）鏜孔至最終尺寸；二是不留余量，即在機體供應商（西安）部件裝配型架上按設計要求定位鉚接至最終對接狀態(tài)，然后在主制造商（珠海）機身、機翼對接型架上直接對接。兩種翼身對接工藝方案各有優(yōu)、缺點。方案1的優(yōu)點是可以將對接前的整體機身外形調整至與理論外形無限吻合的狀態(tài)，缺點是精加工耗時費力；方案2的優(yōu)點是翼身對接裝配效率高，缺點是機翼、機身的相對位置固化了，沒有調整的裕度。采用何種方式?jīng)Q定了是否能夠高質量、高效率、低成本地完成鯤龍飛機研制批的制造，并為后期工業(yè)化生產打下基礎。下面就翼身對接的誤差、對接的工藝方案選擇進行分析。

工藝方案選擇研究的必要性

鯤龍飛機項目作為新時期創(chuàng)新型國家的標志性工程，要確保技術成功和商業(yè)成功，必須在技術性能、制造質量、成本、技術支援和客戶服務等各個方面達到一定的先進水平。飛機首先是設計出來的，然而也是制造出來的，再好的設計也必須以制造為支撐。經(jīng)驗表明，飛機的更新總是在制造技術不斷發(fā)展的基礎上進行的，未來通用飛機的競爭力要落實于“制造”——制造質量、制造成本、制造周期，尤其是批量生產時的制造能力和制造水平。

飛機的制造過程可分為毛坯制造、零件加工、裝配安裝和試驗4個階段，裝配是飛機制造的重要環(huán)節(jié)[2]。飛機制造所用的毛坯和半成品，如鍛件、鑄件、板料、型材等種類繁多，主要由外廠供應。飛機裝配、安裝中所需要的大量標準件，以及發(fā)動機、特種設備、儀表等成品也是由專門工廠組織生產。飛機制造的水平、生產組織的基本形式反映了國家整個工業(yè)體系的發(fā)展水平。飛機零件多為鈑金件和整體薄壁機械加工件等，其尺寸大而剛度較小，易發(fā)生變形，這就要求飛機結構有良好的工藝性，便于加工、裝配。工藝方案的確定要求需要結合產品的產量、品種、需要的迫切性以及加工條件等因素進行綜合考慮。

由于使用目的和要求不同，飛機結構具有自身的特殊要求。當飛機結構與氣動外形有關時，應保證構造外形滿足總體設計規(guī)定的外形準確度，不允許機翼、尾翼、機身結構有過大變形，以保證飛機具有良好的氣動升力、阻力特性以及具有良好的穩(wěn)定性和操縱性。飛機裝配是飛機研制的關鍵和核心技術，是飛機生產制造的重要組成部分。大部件對接是飛機裝配的主要環(huán)節(jié)之一,對接質量在很大程度上決定了飛機性能、生產成本和制造周期[3]。飛機裝配過程一般是將零件裝配成比較簡單的組合件，然后逐步裝配成比較復雜的部件，最后將各部件對接成整架飛機[4]。飛機裝配過程中最重要的就是機身與機翼的對接裝配、機身與尾翼的對接裝配、發(fā)動機短艙與機翼的對接裝配以及發(fā)動機的安裝，這幾項裝配過程的結果決定了飛機的整體氣動外形是否正確。這就要求對機身、機翼在制造過程中產生的系統(tǒng)誤差以及制造過程中產生的變形進行分析，從而制定出切實可行的各個部件的裝配對接工藝方案。最終研制出高性能、高質量、低成本、高效益的鯤龍飛機。

翼身結構、總裝布局介紹

1 機身、機翼結構

鯤龍飛機項目的機翼為上單翼，機翼貫通機身，通過機翼的前后梁與相應的機身加強框4點連接。機身機翼對接由機身上4個三叉耳接頭、機翼上4個雙叉耳接頭實現(xiàn)，機身上4個接頭分別位于機身的30框和34框左右各一個，機翼對應的位置是機翼的前梁和后梁的左、右2 肋處，接頭的耳片與框平面平行。前接頭、后接頭分別通過38個受剪切螺栓與機身框接頭相連接。每2個對接接頭通過1個螺栓將上下共5個耳

圖1 機翼、機身接頭對接結構Fig.1 Wing and fuselage joint docking structure

圖2 機翼、機身對接結構Fig.2 Wing and fuselage docking structure

順航向片連起來，螺栓沿航向水平放置，大螺栓外套有空心銷。前接頭對接螺栓直徑φ36mm，后接頭對接螺栓直徑φ33mm，空心銷壁厚均為4mm?？招匿N與叉耳接頭的配合公差為H7f9，空心銷與對接螺栓的配合公差為H7f9。空心銷與對接螺栓能各自單獨承受耳片傳來的剪力，機身接頭和螺栓的材料均為4340 鋼鍛件，極限拉伸強度值為1240MPa。此連接受力形式為飛機翼展方向和Z方向的載荷由螺栓受剪承受，航向載荷主要靠耳片擠壓和縱梁承受。

機身、機翼對接接頭順航向為4個框距，長2000mm；沿機翼展向距離3400mm，如圖1所示。

2 機身集成、總裝工藝布局

鯤龍飛機的機身集成、總裝工藝布局擬規(guī)劃4個站位：（1）機頭、中機身、中后機身–后機身對合鉚接、機翼、中機身對接、尾翼、后機身對接站位；（2）起落架、整流罩安裝、外翼安裝以及部分系統(tǒng)的安裝站位；（3）發(fā)動機、機械系統(tǒng)等安裝站位；（4）機械、特設系統(tǒng)安裝調試以及全機聯(lián)合調試站位，如圖3所示。

圖3 機身集成、總裝生產線工藝布局Fig.3 Fuselage integration,assembly line process layout

圖4 機身與機翼對接示意圖Fig.4 Fuselage and wings docking schematic diagram

3 翼身對接站位

機頭、中機身、中后機身–后機身部段分別由4個工藝接頭在總裝型架上進行定位，中央翼由固定在中央翼兩側梳妝接頭上的工藝接頭進行定位，支撐工藝接頭的各點位均為柔性支撐定位器，可進行三維坐標的微調，如圖4所示。

部件在對接裝配型架上定位后，使用激光跟蹤儀對鉚接完成的整體機身的測量點（對合裝配型架定位器、主起落架交點以及后機身與垂尾對接交點為基準）進行測量，并將實測值與理論值進行擬合，建立機身坐標系。隨后對機翼位置調整過程中機翼上安裝的定位基準進行實時測量，測量軟件將實測數(shù)據(jù)進行分析處理，檢測機翼與機身的對接質量，如果滿足中央翼的對稱性、水平測量點的對接準確度要求，則對接姿態(tài)調整過程完成，生成測量報告，否則，繼續(xù)對機翼姿態(tài)進行調整[5]，然后完成機翼、機身的對接。

制造過程誤差分析

在鯤龍飛機的生產制造過程中，影響翼身對接最終裝配質量的因素很多。在制定翼身對接工藝方案之前，要采取相應的工藝技術措施，對影響翼身結構裝配的零、部件制造過程誤差、溫度補償誤差、裝配變形誤差等各種因素進行有效控制，減少和降低這些因素對機身結構裝配質量的影響至可接受范圍，從而最終保證翼身的對接質量符合設計特征。

飛機裝配是將零件裝配成比較簡單的組合件，再逐步裝配成復雜的機身、機翼各部件，最后將各部件對接成整架飛機的過程。作為組成飛機的最小單元體：零件的制造質量對于部件裝配以及完成裝配后部件的裝配質量相對于整體飛機的裝配是至關重要的。質量是產品的固有特性滿足要求的程度，零件的尺寸精度、位置度、輪廓度誤差將對部件的裝配質量起至關重要的作用。不同的小部件對接組成更大的部件時，如何定位、裝夾、采用的協(xié)調路線的方式，將決定部件裝配結束后是否滿足最終的大部件對接要求。

鯤龍飛機的研制是一個綜合的系統(tǒng)工程，機體結構由各種材料制造的零件組合而成。飛機零、部、組件在生產、制造、裝配過程中，需要使用各種各樣的輔助工藝工裝、設備，這些工藝裝備同樣是由各種不同的材料制造組合而成。不同材料的熱膨脹系數(shù)、導熱系數(shù)、比熱容和比重不同，組合后的零、部、組件、設備、工裝等組合體的熱膨脹系數(shù)、導熱系數(shù)也不同，在裝配關系及裝配條件變化時，就會產生不希望有的溫度協(xié)調誤差?？紤]到鯤龍飛機采用主制造商–供應商模式進行管理，位于珠海的主制造商負責翼身對接，機頭、中機身、中后機身、中央翼分別在成都、西安、漢中制造。珠海4月至11月的每日最低氣溫始終保持在28℃以上，其余時間的日平均氣溫在20℃左右，主制造商與供應商不同地域之間因溫差產生的協(xié)調誤差將是顯著的。鯤龍飛機制造裝配過程中，主制造商承擔的協(xié)調關系的尺寸大、協(xié)調準確度要求高，在制定翼身對接工藝方案時，要重點進行分析，消除或減少影響溫度協(xié)調誤差的因素，采取設計和工藝補償措施，解決溫差帶來的協(xié)調誤差。

在將零、部、組件以及成品組裝成鯤龍飛機機身、機翼大部件的過程中，由于鉚接裝配、強迫裝配、殘余應力的釋放、結構自重的變化、工藝裝備自身的變形等原因，會使機體結構產生一定的不希望有的變形，這些變形會或多或少的影響機身、機翼的叉形接頭的裝配協(xié)調和裝配質量，在設計、制造工藝裝備和制定部件鉚接工藝方案時要進行充分考慮，對產生變形的原因進行必要的分析和控制，使鉚接后的機身、機翼叉形接頭的狀態(tài)符合對接前的裝配協(xié)調要求。

1 零件制造誤差分析

鯤龍飛機在設計立項之初，就充分考慮了這一點，采用國際上先進的MBD 全三維數(shù)字化設計理念進行設計，組成鯤龍飛機的所有零件原則上采用數(shù)據(jù)協(xié)調進行制造。采用成熟的、先進的數(shù)控加工制造技術，以提高零件制造的準確性、協(xié)調性和生產效率。

機加零件采用普通機床和數(shù)控機床相結合的方式，與外形相關的機加框等鋁合金采用高速切削數(shù)控加工、精確變形控制、三坐標數(shù)控檢測等技術；重要鋼制接頭數(shù)控加工，數(shù)控精密檢測技術。作為翼身對接的最重要的零件，翼身對接接頭（圖1）將完全采用數(shù)控加工、數(shù)控精密檢測技術，保證加工完成后的翼身對接接頭上，有相互協(xié)調關系的叉耳、孔的尺寸精度、垂直度、圓柱度等重要工藝特征尺寸符合對接要求。

鈑金、復合材料零件采用數(shù)據(jù)協(xié)調設計、制造成型工裝。采用行業(yè)內成熟的數(shù)控蒙皮拉伸、數(shù)控型材拉彎、大臺面高壓力橡皮囊等數(shù)字化成形設備，數(shù)控下料、精確成形技術，按設計的零件公差、貼模間隙、表面狀態(tài)等要求制造鈑金、復合材料零件，導管零件原則上使用數(shù)控彎管技術。

通過以上制造技術原則，使鯤龍飛機全機與理論外形有關的零件在制造完成后，符合設計、工藝數(shù)模的尺寸精度、輪廓度、結構與自身形狀等設計和工藝類特征要求，在零件制造這個環(huán)節(jié)能夠完全滿足未來部件裝配時零件間的協(xié)調裝配關系。

2 機身、機翼交點裝配誤差分析

鯤龍飛機采用的MBD 全三維數(shù)字化設計理念進行設計。全機裝配協(xié)調在采用以產品數(shù)字量傳遞、工藝協(xié)調數(shù)據(jù)集為主要協(xié)調方法的同時，對協(xié)調性要求較高的部位，采用數(shù)字量與模擬量結合的協(xié)調方式進行裝配協(xié)調。基于鯤龍飛機未來批生產數(shù)量較小的特點，在滿足裝配可達性和滿足設計質量要求的前提下，要求機體供應商盡可能采用集中裝配，減少工裝數(shù)量，簡化協(xié)調環(huán)節(jié)。大部件對接面等部位原則上采用無余量裝配并交付主制造商，減少主制造商的現(xiàn)場修配環(huán)節(jié)。

全機協(xié)調的定位基準均以飛機設計坐標系、飛機對稱軸線、飛機構造水平線、框及長桁軸線為原始協(xié)調基準。主制造商負責全機廠際協(xié)調部位的協(xié)調并提供廠際間協(xié)調用標工以及裝配工藝協(xié)調數(shù)據(jù)集，保證協(xié)調依據(jù)的唯一性，減少因協(xié)調過程過多產生的裝配累積誤差。

依據(jù)以上原則確定機身與中央翼的協(xié)調路線為采用交點量規(guī)進行協(xié)調。通過翼身交點正、反量規(guī)對機身與機翼對接交點的孔位位置度、交點孔同軸度、雙耳接頭與三耳接頭兩側間隙進行協(xié)調。以模擬量傳遞方式保證機身對接接頭的配合面間隙、連接孔同軸度等工藝類特征的協(xié)調準確度。

機身、機翼接頭架上定位前，用翼身交點正、反量規(guī)對裝配型架上的定位孔、定位面等定位基準進行校準，然后再對機身、機翼接頭進行架上定位、裝配。采取以上措施后，在理論上保證部件對接時翼身對接接頭間的協(xié)調準確性。

3 機身、機翼二次定位誤差分析

鯤龍飛機項目研制采用主制造商–供應商制造模式進行管理。機身、機翼的對接與機身各段以及機翼的部件鉚接裝配在不同的城市、地域進行。機身、機翼在進行對接裝配時就存在了對接裝配時的二次定位誤差，減少二次定位誤差將有助于提高飛機大部件的對接裝配質量。為降低和減少機翼、機身對接時的二次定位誤差，就要求在主制造商測量的機身各部段測量點的三維坐標值與機體供應商部件裝配后相應測量點的三維坐標值完全一致。這在實際工作中是不可能完全實現(xiàn)的，但可以采取工藝措施使之無限接近。

圖3中機身集成、總裝生產線的站位1主要完成機身各部段的鉚接、機翼與中機身對接、尾翼與后機身的對接工作。為降低和減少機翼、機身對接時的二次定位誤差，可采取以下工藝技術措施：（1）機頭、中機身、中后機身–后機身、中央翼各部段的架上鉚接定位工藝接頭固定在部件上，部件鉚接下架后不進行分解，保持架上狀態(tài)隨部件整體交付主制造商如圖4所示；（2）部件整體交付時，機體供應商提供所交付部件工藝測量點的實測數(shù)據(jù)；（3）主制造商按相同的定位工藝接頭定位部件；（4）建立全機坐標系后，使用激光跟蹤儀測量同一測量點，與部件交付時的測量點的實測數(shù)據(jù)進行比對，利用柔性支撐定位器進行3個坐標的微調，無限接近部件的架上鉚接定位狀態(tài)。

通過以上工藝技術措施，使單個部件無限接近于部件在機體供應商的架上鉚接定位狀態(tài)，在理論上使每個部件的二次定位誤差無限減小至可以忽略不計。

溫度補償誤差分析

現(xiàn)代科學技術和計算手段的發(fā)展，使人們有可能對十分復雜的事物進行快速而準確的計算，對飛機制造過程中的系統(tǒng)誤差，也可以計算。但在生產上必須考慮經(jīng)濟性和時間、人力等因素，所以在飛機制造中系統(tǒng)誤差到目前為止還主要是靠試驗和生產經(jīng)驗去掌握，簡化了的理論分析與計算是輔助的，它有助于數(shù)據(jù)的統(tǒng)計和處理，并對系統(tǒng)誤差的出現(xiàn)規(guī)律有一個定性的估計。

對于定值系統(tǒng)誤差，一般是通過檢測找出后采取一定的修正或補償措施，避免對飛機裝配產生不利影響。補償方法是為了達到協(xié)調裝配和準確度要求，加工或改變部件或組件的相應尺寸，來抵消裝配或者制造誤差[6]。在飛機的研制批生產過程中，記錄所產生的不協(xié)調現(xiàn)象，以及協(xié)調誤差的大小和方向，找出定值系統(tǒng)誤差，在轉入批生產階段前對定值系統(tǒng)誤差予以消除。對于變值系統(tǒng)誤差，找到產生影響因素，如溫度變化、載荷變化、重力方位改變等。這些誤差有的可以預先估計，有的還需實際觀測。如果對飛機的裝配協(xié)調有顯著影響，就要預先利用加墊補償、余量補償、反變形補償、裝配方法補償、精加工等補償方法[7]進行控制，保證飛機部件裝配的協(xié)調性和裝配質量。

在飛機制造過程中，特別是大型飛機制造中，當有協(xié)調關系的尺寸大、協(xié)調準確度要求高、車間溫度變化大的情況下，由于產品、設備、工裝的材料不同，其熱膨脹系數(shù)、導熱系數(shù)、比熱容和比重等均不同，如表1所示[8]，從而產生部件對接協(xié)調問題、工件與工藝裝備之間的協(xié)調問題、工藝裝備之間的協(xié)調問題以及同一工藝裝備上構件之間的協(xié)調問題，同時，由于地溫與室溫變化的差別也會產生設備和工藝裝備的變形等。首先分析在機身、機翼、裝配型架和生產環(huán)境之間熱平衡的情況下溫度變化對尺寸協(xié)調的影響，即假定所研究的對象處于溫度均勻、一致的理想狀態(tài)，吸熱和散熱相等的穩(wěn)定狀態(tài)。

1 熱平衡條件下溫差對尺寸協(xié)調的影響

1.1 溫差對部件交點對接協(xié)調的影響

機身和機翼的4個叉耳交點接頭如圖5所示，在不同的溫度（t1和t2）下分別在機體供應商各自的裝配型架上定位和裝配；飛機機身結構集成時，兩部件在主制造商于t3時對接，型架一般由槽鋼制成，型架上的接頭定位件按相互協(xié)調的交點標準量規(guī)協(xié)調安裝，圖6列出注有材料種類的協(xié)調路線圖。

圖6中在不同材料的工裝和產品之間注上移型時的溫度和部件對接時的溫度，并注明其協(xié)調尺寸。根據(jù)這種協(xié)調路線圖畫出機翼、機身兩部件交點距離尺寸（協(xié)調尺寸）的線膨脹曲線，如圖7所示[8]。

圖7中Ⅰ為機身、機翼的型架接頭定位件的協(xié)調尺寸L機身和L機翼的線膨脹曲線，也是標準工藝裝備上的對應協(xié)調尺寸的線膨脹曲線，以t0（20℃）為標準溫度，在標準溫度時其尺寸為公稱尺寸（未計制造誤差）。

表1 幾種材料和空氣的物理特性Table1 Physical properties of some materials

圖5 機身、機翼對接及其協(xié)調尺寸Fig.5 Fuselage and wings butt joint and coordinate dimensions

圖6 注有材料名稱及有關溫度的協(xié)調路線圖Fig.6 Coordination roadmap of noting material name and relevant temperature

Ⅱ為機身的交點接頭在機身型架上于t1時定位和固定后，接頭距離的協(xié)調尺寸L機身的線膨脹曲線。

Ⅲ為機翼的交點接頭在機翼型架上于t2時定位和固定后，接頭距離的協(xié)調尺寸L機翼的線膨脹曲線。

3條線膨脹曲線的方程式分別為：

式中，α鋼、α鋁分別為剛和鋁合金的線膨脹系數(shù)；ΔL型架、ΔL機身、ΔL機翼分別為機身、機翼和型架在交點處的協(xié)調尺寸L在溫度由t0變化到t時在熱平衡條件下的尺寸變化。尺寸L的線膨脹協(xié)調誤差為

式中，Δα=α鋼–α鋁，Δt=t2–t1。

由式（5）可以看出，協(xié)調誤差1與兩部件對接時的溫度t3無關。這是在熱平衡條件下的理想情況，實際上發(fā)現(xiàn)1 與t3也有關，那是因為存在熱不平衡的因素，這將在后面予以分析。

1.2 溫差對工件與工藝裝備之間的協(xié)調的影響

以中機身加強框為例，因機身對接叉耳接頭外形輪廓尺寸相對于加強框整體尺寸很小，暫時不予考慮接頭的材質，而認為帶接頭的加強框為鋁制裝配件。兩個機身加強框在組件鉚接裝配好之后，送到中機身對接裝配型架上去定位，按機身對接叉耳接頭孔定位時的孔中心距L產生溫度協(xié)調誤差，協(xié)調路線如圖8所示。

現(xiàn)僅考慮熱平衡條件下的溫度影響。由于裝配型架是鋼制的，加強框組件是鋁制的，孔中心距協(xié)調尺寸L框和L型架的公稱尺寸相等，并在t0時為L0，則其線膨脹曲線如圖9所示。

其中Ⅰ為裝配型架的協(xié)調尺寸L型架的線膨脹曲線，其方程式為：

Ⅱ為加強框的協(xié)調尺寸L框的線膨脹曲線，其方程式為：

尺寸L的線膨脹協(xié)調誤差為：

簡化得：

式中，Δα=α鋼–α鋁；Δt=t–t1。

當t=t2時，Δt=t2–t1。由式（9）可見，尺寸協(xié)調誤差2 與零件、組合件在型架上定位時的溫度t2及零件、組合件在其夾具或鉆模上定位及鉆孔時的溫度t1之差Δt有關。

1.3 溫差對工藝裝備之間以及同一工藝裝備上不同材料構件之間的協(xié)調尺寸影響

當用鋼制標準平板協(xié)調制造鋁制型架平板，或用鋁制標準平板協(xié)調制造鋼制型架平板，在移型時的溫度與以后檢查時的溫度不同時，中心距較大的孔就難以用規(guī)定的銷子按規(guī)定的要求插入，協(xié)調尺寸產生了較大的溫度協(xié)調誤差。同樣為：

圖7 部件對接協(xié)調尺寸的線膨脹曲線圖Fig.7 Linear expansion curve of component butt coordination dimensions

圖8 注有材料名稱及其有關溫度的組件與對接裝配型架協(xié)調路線圖Fig.8 Alignment map of butt assembly frame noting material name and its related temperature

圖9 加強框與中機身裝配型架的線膨脹曲線圖Fig.9 Linear expansion curve of stiffening frame and middle fuselage assembly frame

又如長度較大的鋁卡板的固裝孔中心距與鑄鐵或鋼立柱型架上相應叉形接頭的孔中心距，由于溫差和熱膨脹差而產生協(xié)調誤差，其結果是型架安裝后，使用時溫度變化，卡板一端固定在叉形接頭上，另一端銷子難以插入孔中，或者已插入后難以拔出，協(xié)調誤差仍可用式（10）表示。

從式（5）、式（9）、式（10）可以看出，在熱平衡條件下，溫度協(xié)調誤差決定于協(xié)調尺寸的大小、不同材料的線膨脹系數(shù)差和溫度差。

鯤龍飛機機身、機翼對接，L0=2000（順航向）或3400mm（機翼展向），α鋁–α鋼=12×10–6/℃，機身、機翼裝配時的溫度差暫定(t2–t1)=15℃，則=L0×(α鋁–α鋼)×(t2–t1)=2000m m 或3400m m×12×10–6/℃×15 ℃≈0.36mm 或0.61mm，即機身、機翼在機體供應商制造完成后，再在機身集成時由于溫度影響而產生的協(xié)調誤差在順航向上為0.36mm，在機翼展向上為0.61mm。

2 熱不平衡條件下溫差對尺寸協(xié)調的影響

沒有定溫或溫控設施的生產環(huán)境，室溫是隨時變化的，冬夏季節(jié)溫度差和晝夜溫度差顯著。目前國內機身、機翼大部件的鉚接裝配基本處于這樣的工作環(huán)境。零、組件的熱容量比其周圍空氣的熱容量大得多，裝配型架的熱容量又比相對應零、組件的熱容量大得多；因此，零、組件溫度的變化往往滯后于環(huán)境溫度的變化，裝配型架溫度的變化又滯后于零、組件溫度的變化如圖10所示。

設環(huán)境溫度由t0變化到t1時，裝配型架溫度同時由t0變到t2，零、組件溫度同時由t0變到t3，如圖10所示，t1＞t3＞t2。

圖10中曲線Ⅰ和Ⅱ分別表示裝配型架（鋼制）和零、組件（鋁制）在熱平衡條件下自由膨脹和收縮的線膨脹曲線，t是其本身的溫度，且與環(huán)境溫度相等。曲線Ⅰ′和Ⅱ′分別表示裝配型架和零、組件在熱不平衡條件下自由伸縮時隨環(huán)境溫度變化的偽線膨脹曲線；t2和t3分別為測量ΔL值時裝配型架和零、組件本身的溫度。因此，按環(huán)境溫度差來計算線膨脹量時，裝配型架和零、組件的偽線膨脹系數(shù)不能取用其材料本身的α鋼和α鋁，而應按曲線Ⅰ′和Ⅱ′分別取用α′鋼和α′鋁，且α′鋼＜α鋼，α′鋁＜α鋁。

裝配型架和零、組件、機床、設備等的實際溫度和工作環(huán)境溫度不一致現(xiàn)象經(jīng)常發(fā)生，工裝和工件送到測量室后，要視其尺寸和重量的大小以及材料的種類停放2～12h，等溫度和室溫一致時才進行檢測，以保證測量結果的相對正確性。

圖10 工裝和工件按環(huán)境溫度變化的理論和實際線膨脹曲線圖Fig.10 Theoretical and practical linear expansion curves of tooling and workpiece according to ambient temperature change

圖11 計及溫度滯后時的部件對接協(xié)調尺寸線膨脹曲線圖Fig.11 A linear expansion curve taking into account joint coordination size of components with temperature hysteresis

假設裝配型架（鋼制）是在熱平衡條件下制造和安裝的，裝配型架的使用和部件裝配是在其溫度變化滯后于室溫變化的情況下進行的，則圖2和圖3協(xié)調問題中的部件協(xié)調尺寸的偽線膨脹曲線如圖11所示。

3條曲線的方程式分別為：

Ⅰ：ΔL型架=L0α′型架（t–t0）

Ⅱ：ΔL機身=L0α′型架（t–t0）+L0α′機身（t–t1）

Ⅲ：ΔL機翼=L0α′型架（t2–t0）+L0α′機翼（t–t2）

式中，α′型架、α′機身、α′機翼分別為鋼制裝配型架、機身、機翼隨室溫變化的偽線膨脹系數(shù)。當t=t3時，

由于機身和機翼的結構差別大，α′機身和α′機翼常不相等，因此t3對協(xié)調誤差1 有影響。只因α′機身–α′機翼比α′機身–α′型架和α′機翼–α′型架要小得多，所以它對1的影響也小得多。

由式（11）還可以看出：當α′機身=α′機翼，且(α′機身–α′型架)＞(α鋁–α鋼)時，由式（11）所得的值將大于由式（5）所得的值，這種現(xiàn)象在生產中時有出現(xiàn)。

此外，產品和工裝結構不是由單一的一種材料組成，其各部分的厚度、重量和表面面積等往往差別明顯，當環(huán)境溫度變化時，其各部分的溫度變化滯后情況不同，產生相互約束而不能自由伸縮。因此，對式（5）應予以修正，即令溫差影響的協(xié)調誤差為

式中，μ對熱平衡狀態(tài)下溫差協(xié)調誤差公式的修正系數(shù)，可能小于1，也可能大于1，可按經(jīng)驗數(shù)據(jù)予以估計。殲擊機的機身、機翼對接交點中心距協(xié)調誤差的統(tǒng)計數(shù)據(jù)來分析，μ≈0.5；運輸機生產中發(fā)現(xiàn)的溫度協(xié)調誤差，多處μ＞1，從而得出結論：鯤龍飛機機身、機翼對接時因溫差所產生的實際協(xié)調誤差≥0.36mm（順航向）或0.61mm（機翼展向）。

3 解決溫差影響的應對措施

鯤龍飛機采用的是現(xiàn)代先進的主制造商–供應商制造管理模式，就要把溫差對裝配協(xié)調產生的協(xié)調誤差降到最低，解決生產工藝準備和生產過程中溫差對翼身對接裝配協(xié)調的影響，可從兩方面進行：一是消除或減少產生溫差協(xié)調誤差的因素；二是采取設計和工藝補償措施，以保證部件對接協(xié)調及生產中的尺寸協(xié)調。

3.1 消除或減少產生溫差協(xié)調誤差的因素

消除或減少產生溫差協(xié)調誤差的因素可從以下4個方面來進行考慮，從而解決生產工藝準備和生產過程中溫差對翼身對接裝配協(xié)調的影響。

（1）在關鍵協(xié)調過程中盡量創(chuàng)造熱平衡條件。在制造、檢驗和使用機身、機翼對接交點正反量規(guī)過程中，將量規(guī)在制造或使用的場所預先停放24h，使其溫度與室溫趨于一致。

（2）縮短協(xié)調尺寸L。主要是結構設計時截取分離面的問題，由于鯤龍飛機的初步設計結構方案已經(jīng)確定，機翼、機身接頭在整體結構上的位置已經(jīng)固化，所以工藝上也就無法控制定位孔的中心距，達不到不使此協(xié)調尺寸過大的目標。

（3）Δα趨向于0。要求機身、機翼的零、部件和裝配型架、其他工藝裝備或工藝裝備的有關構件具有同樣的熱膨脹系數(shù)，在飛機制造中采用此原則有限。目前，鯤龍飛機項目的裝配型架基本上還會采用鋼制機構。另外，如在裝配型架等大型工藝裝備上局部采用鋁構件，包括鋁制型架平板、鋁制結合面鉆模板、卡板和鋁制縱向“膨脹桿”時，需要注意的是：為了使用鋁構件后能保證部件結合交點協(xié)調，必須在同一溫度下按鋼制量規(guī)安裝出對應型架上的膨脹桿和鋁立柱上的定位件，必須在同一溫度下按鋼制標準平板制出兩塊對應的鋁制型架平板上的孔，也就是要求型架車間定溫或控制溫度。而這在實際工作中，因鯤龍項目的機體供應商的生產條件各不相同，也很難實現(xiàn)。

由于同類材料的構件其厚度、表面面積、重量、吸熱和散熱條件不同，當環(huán)境溫度變化時，它們的溫度變化也各異，按室溫考慮的各構件的偽線膨脹系數(shù)也有差別。實際上生產中可采用鋁制型架來裝配鋁合金部件，能部分解決溫度協(xié)調誤差的問題。

（4）Δt趨向于0。為使Δt趨向于0，就要求鯤龍型號的主制造商和機體供應商的部件裝配車間是恒溫車間，且均為同一溫度。由于車間定溫投資大，維持費用高，所以只能在有特殊工藝要求的少數(shù)封閉區(qū)域實行。目前國內的各機體制造商的機身結構裝配車間均為自然通風，達不到此要求。

3.2 對溫度協(xié)調誤差的設計補償和工藝補償

結構設計補償?shù)男问蕉鄻?，有用補償件的形式，如在結合部位用帶凸緣的偏心襯套（有余量、可調可換）或齒墊等；有在結構上留有配合間隙；叉耳接頭配合面之間的間隙必要時可在裝配時配置墊片予以消除，交點結合孔與連接螺栓之間的間隙，一般在結構傳力條件的設計中予以考慮，必需予以消除時，需采用膨脹螺栓。

對殘余協(xié)調誤差的工藝補償形式也是多樣的，包括裝配型架上和工藝過程中對溫度協(xié)調誤差的補償措施。

為了保證零、部件與裝配型架之間的協(xié)調，可將型架上確定工件長度的兩端定位件之一做成按溫度標尺進行調節(jié)，以使兩端定位件的間距能在標準溫度時保持圖紙所規(guī)定的尺寸；也可以將型架平板之一設計成能在滾輪上滑動，使部件在型架內可以隨溫度變化而自由伸縮。為了保證同一裝配型架上構件之間的協(xié)調，如為了在不同溫度時型架定位卡板能與型架梁上的叉形接頭連接，可在一端使用不用插銷的快速鎖緊接頭。

鯤龍飛機翼身對接孔的工藝方案之一：機身、機翼在裝配型架上調姿結束后，對交點孔進行精加工，也是工藝補償措施之一。

裝配變形誤差

在制造過程和協(xié)調路線中的機身、機翼的叉形接頭和裝配型架，由于多種原因總會伴隨產生一定的不希望有的變形。實際上有些不希望有的變形在量的方面很微小，不影響裝配協(xié)調和使用要求，沒有必要去分析和處理，但有些變形比較顯著，且會影響機身、機翼的叉形接頭裝配協(xié)調和裝配質量，就要予以重視并進行必要的控制。

1 裝配型架的變形

裝配型架結構的剛度不夠，受工藝載荷和自重的作用而產生不希望有的變形，這可由裝配型架結構的剛度設計來控制。

裝配型架作為確保飛機零部件精準定位的平臺，型架自身的結構與位置精度十分重要。型架承壓后不易變形，還應有微調能力，以便將溫度及地基的影響降到最低。鯤龍飛機的機身長度為36.7m，翼展38.8m，這就要求主制造商、機體供應商的裝配型架要符合40m 長的型架基準面、定位孔、定位棒的定位誤差要求低于0.2mm[9]的要求。

為了使裝配型架結構具有足夠的剛度以保證其尺寸和形狀的準確度，同時能節(jié)約材料，減小重量，使其操作方便，首先應選擇適當?shù)墓ぱb結構形式，然后采用準確、可靠的剛度計算方法和圖表，確定結構元件的尺寸和大小。依據(jù)裝配型架結構剛度的實際經(jīng)驗和準確、可靠的剛度計算方法，制定裝配夾具框架剛度設計選用圖表。夾具設計人員無需再做計算工作，只要按照設計夾具的類型和框架長度就可查出框架對焊槽鋼斷面的型號，如圖12所示[8]。

裝配型架的鋼制構架、框架和梁常采用焊接結構，焊后存在不希望有的內應力和變形，且焊接應力在時效期內隨時間而變化，使結構的尺寸和形狀不穩(wěn)定，這可由控制焊接結構應力與變形的方法來解決。

先將帶余量的定位件預先焊在裝配型架骨架上，再采用數(shù)控機床加工其定位面。另外一種方法是將定位件的支撐件先焊在骨架上，然后按協(xié)調依據(jù)：鯤龍翼身對接正、反量規(guī)，用塑造固定的方法進行定位件的安裝。對消除焊接變形，前者采用余量補償法，后者采用補償件法，使它不影響裝配型架上定位件的準確度，從而保證了鯤龍飛機翼身對接接頭分別在各自部件裝配型架上滿足配合面間隙、同軸度等定位精度要求。

低碳鋼的工藝裝備，在焊后1～2晝夜后金屬結晶組織才基本趨于穩(wěn)定；合金鋼的結構，焊后很長時間內其金屬結晶組織還難以穩(wěn)定不變。所以，鯤龍飛機的裝配型架要求一律不采用合金鋼制造。同時，為確保標準裝配型架的焊接件的質量，除自然時效外還需經(jīng)燜火處理或采用機械振動消除焊接構件的內應力。

2 裝配變形和殘余應力

2.1 連接變形

飛機機體結構的裝配變形主要包括連接過程所產生的變形和強迫裝配所產生的變形。在鯤龍飛機裝配過程中，還會因部件受自重遞增變化的影響而使其上的對接交點接頭的相對位置改變。裝配過程不僅要控制好殘余變形，還要控制裝配件中的殘余應力，以滿足鯤龍飛機作為通用飛機的長壽命周期的使用要求。

初始零件偏差經(jīng)過確定性定位、過定位夾緊、鉚接連接、鉚槍釋放、過定位夾具釋放累積會形成最終的裝配偏差[10]。同時裝配過程中的各種連接均可能使裝配的部件最終變形。變形顯著且影響部件裝配質量的主要是普通鉚接（普通實心鉚釘?shù)腻N鉚和壓鉚）。普通鉚接的操作過程中，工具對鉚板和釘頭墩頭的錘擊或擠壓、鉚釘釘桿對孔壁的擠漲，使工件在鉚縫上伸長。如果鉚縫在工件橫截面中性軸的一側，則另一側的工件材料在內應力平衡的條件下將在縱向受壓，使整個工件彎曲，有鉚縫的一邊凸起。當鉚縫順序選擇不當，裝配定位、夾緊不可靠時，工件將產生復雜的彎扭和翹曲變形。

為了減少部件鉚接變形，鯤龍飛機結構盡可能采取壓鉚以及在產品結構中選用特種變形量小的鉚接外，并要求機體供應商在鉚接工藝上采用以下措施以減少鉚接過程中的變形：

（1）在鉚接順序上，對于在縱橫兩個方向上加強的長板件，首先鉚接縱向加強件，使扭曲的趨勢減小；（2）從中間開始向兩邊鉚接；（3）對一個用定位銷定位的構件，首先用錨釘代替定位銷釘；（4）對平行（或接近平行）、對稱的多排鉚縫，由工件面上主要地區(qū)從中間向兩端平行或交錯地鉚接，不允許1條長鉚縫全部鉚好之后才開始第2條鉚縫的鉚接；（5）鉚接順序的安排要使得后一部分的鉚接變形在絕對值方向接近前一部分的鉚接變形，在方向上相反，從而使鉚接變形在整個鉚接過程中達到互相抵消。

圖12 裝配型架框架剛度設計圖表Fig.12 Frame stiffness design diagram of assembly frame

除了上述減少結構鉚接過程中變形的工藝方法外，還有一種方法是按經(jīng)驗準確估計鉚接變形后，按變形方向及絕對值大小，使工件在鉚接前做反方向變形，鉚接后工件的殘余彎曲變形就可控制得很好，這是一種預給工藝補償?shù)拇胧５朔椒ǖ膽糜幸欢ǖ南拗疲寒斻T接變形的隨機變化嚴重時，反方向變形這種預先控制鉚接變形的方法就不可取，而且鯤龍飛機為水陸兩棲飛機，機身剖面為上部通用的O型與下部為V型船底結構的結合體，機身結構有顯著的不同，且為研制首架機，沒有相關的經(jīng)驗可以借鑒，因此這種預給鉚接工藝補償?shù)拇胧┎贿m用。

2.2 結構自重變化使交點移位

機身、機翼結構上的4個叉耳交點接頭，其相對位置的準確度要求非常高。如果這些接頭在部件裝配的早期必須安裝上去的話，隨著機身、機翼裝配工作的繼續(xù)增加，結構重量逐漸增加，直到裝配和安裝工作結束后，結構重量才穩(wěn)定下來。結構自重變化時，這些已裝上結構的叉耳交點接頭將隨著結構變形而移位，而這些變形移位很難預先準確估計，這種情況可用“應力裝配”的方法來盡量避免。由設計準確計算出結構各部件和成品的重量和重心，預加工藝載荷代替未裝而以后要裝的部件和成品。在結構有應力的條件下裝上交點接頭，在部件裝配和安裝中逐漸換下工藝載荷，使叉耳交點接頭的相對位置和準確度最后符合要求，或裝配過程中有可能改變其位置的交點接頭，只要結構和工藝允許，就盡可能后裝，或先裝可卸可換的工藝接頭，最后換上正式接頭。

通過在鯤龍飛機的部件裝配型架上的重要部位增加定位件及支撐件，減少因部件重量逐漸增加而產生的重力變形。同時，在主制造商的翼身對接型架上，增加與機體供應商的部件裝配型架上相對應的定位卡板，輔助支撐二次定位的部件，有效地緩解鯤龍飛機機身、機翼結構上的4個叉耳交點接頭因裝配過程中結構自重變化而產生的變形影響。

2.3 強迫裝配和加墊

在條件公差下，強迫裝配允許消除的裝配單元配合面之間的協(xié)調誤差決定于是否用裝配夾具進行裝配、被強迫裝配的裝配單元的剛度比和裝配單元與裝配對象的剛度比，以及裝配對許可的變形量和許可的裝配殘余應力。

由于機身、機翼結構的復雜性和配合面協(xié)調誤差的隨機性，定量分析強迫裝配很困難。在機身、機翼各自的部件裝配中，如果骨架的剛度不高，又無型架的剛性定位夾緊件對它固定時，用強迫裝配法在骨架上裝配協(xié)調誤差大的蒙皮，或按骨架外形曲面去裝未成形的較厚蒙皮，其結果就是帶來了較大的定位裝夾應力與變形，放開裝夾以后，部件可能會因為作用在零件上的外力消失和鉚接后內部應力釋放而產生較大的二次變形。由此可見，采用型架定位與裝夾使得誤差不斷積累，最后都堆積到機身或機翼大部件對接和翼身對接等環(huán)節(jié)，導致翼身對接的協(xié)調性達不到要求。某型機在最初試制的100余架機均不能達到預期的機身、機翼的協(xié)調性要求[11]，相對于本型號飛機機身、機翼產生的協(xié)調影響也是無法定量去進行預估的。

為了保證機身、機翼兩部件對接結合的結構工藝性，設計員可以把兩部件的結合面處的剛度都設計得很高，利用準確度高的機械加工方法來保證它們之間的相互協(xié)調；或者僅把基準部件結合面處的剛度設計很高，而讓與之配合的非基準部件的結合面處由足夠的柔性，形成“剛–柔”結合，既能保證部件對接后的外形準確度，又能保證低的裝配殘余應力，而這兩種設計方案對于機身、機翼的設計是不可能實現(xiàn)的。

當協(xié)調誤差不能利用強迫裝配的方法予以消除時，就必須采取不引起裝配應力的補償方法來處理：如配合面之間的加墊處理，配合孔與連接螺栓之間加公稱間隙，或結合面與結合孔處留工藝余量，兩部件對接后進行最后精加工等。鯤龍飛機在設計之初即考慮了加墊這種設計補償方案。通過數(shù)控技工、三坐標測量等現(xiàn)代機械加工工藝手段，可以很容易實現(xiàn)叉耳接頭孔的垂直度、孔尺寸、叉耳厚度、槽口開口尺寸等與翼身對接裝配有關的重要協(xié)調尺寸的精度要求。通過修銼翼身叉耳接頭對接結構中的2mm的圓環(huán)形墊片（圖1和圖2），來對翼身對接時對接螺栓的軸向偏差進行補償。

技術效果

本文討論的鯤龍飛機翼身對接工藝方案已在鯤龍飛機首架機以及靜力試驗機上得到了驗證。機身、機翼分別在機體供應商處，按設計理論狀態(tài)除對接孔徑向留2mm 工藝余量外，其余對接分離面無余量交付。機身、機翼在總裝對接型架上調整至最終姿態(tài)后，翼身對接交點孔徑向偏差最大0.72mm，經(jīng)自動機給鉆精加工后，順利完成翼身的對接裝配。

結論

綜上所述，可以得出如下結論：鯤龍飛機翼身的對接，采用交點量規(guī)協(xié)調交點的孔位位置度、交點孔同軸度、雙耳接頭與三耳接頭兩側間隙，交點孔軸向偏差由墊片進行補償，機身、機翼對接時因溫差所產生的順航向協(xié)調誤差理論值≥0.36mm，機翼展向協(xié)調誤差理論值≥0.61mm。考慮到機身、機翼分別在機體供應商各自的總裝型架上鉚接完成，至主制造商進行翼身對接，將在長途運輸過程中進行每個部件的時效及振動應力釋放，產生的變形不可控，翼身對接孔的工藝方案采用對接孔徑向預留2mm 余量，機身、機翼在總裝對接型架上調整至最終姿態(tài)后，再應用自動機給鉆，鏜孔至最終尺寸后進行最終的空心銷以及對接螺栓的安裝。