多交點、高精度、無補償機身機翼對接控制技術

張春亮，楊 陽，邱燕平，陳朋舉

（航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024）

0 引言

某型飛機機身機翼對接結構采用小型飛機典型的多交點無余量耳叉結構，受空間結構限制及當時工廠現(xiàn)有的裝配技術制約，研制階段采用模擬量傳遞的協(xié)調(diào)方法[1]，制造準確度不高，交點互換性差，一直存在對接超差問題。對接超差時，須對同軸度超差孔徑進行人工擴孔配鉸，對端面干涉位置進行打磨修配等補充加工。由于翼身對接空間狹小、接頭材料難加工，排故操作困難，不僅生產(chǎn)效率低，交付周期長，還會降低結構強度，減少飛機壽命，使產(chǎn)品不具備互換性。因此，解決機身機翼對接超差問題，對某型號研制和順利快速轉批生產(chǎn)意義重大。本文在系統(tǒng)分析問題的基礎上，通過容差計算，充分利用現(xiàn)有工藝條件，僅對結構設計進行局部優(yōu)化，對工藝、工裝進行優(yōu)化改進，非常經(jīng)濟性地解決了機身機翼對接超差問題。

1 問題描述

某型飛機機身機翼交點采用典型的耳片式對接形式，具有以下特點：

1）對接多交點：單側共5 組43 個耳片，如圖1 所示。

圖1 機身機翼對接接頭示意圖

2）對接精度高：各接頭孔精度均為E9（機身孔）/f9（對接螺栓）/H8（機翼孔）的高精度孔軸配合（如圖2所示）；除對接3 框下耳片對接基準（端面配合公差為19H9/19f9）無間隙外，其余所有框接頭理論間隙1.5mm，最大偏移量不允許超過0.5mm。

圖2 機身接頭對接接頭尺寸簡圖

3）無補償：所有對接孔及耳片間隙，無滑塊、凸臺、墊片等任何設計補償，對工裝制造、零件制造、產(chǎn)品裝配及部件精加工控制要求非常高。

自研制以來，機身機翼對接一直無法滿足設計要求，是困擾型號研制的一個技術難題，存在的主要問題是：

1）同軸度超差：接頭同軸度的偏差較大，造成機身機翼接頭對接螺栓無法插入的情況，個別接頭孔同軸度偏差達到0.9mm（設計要求不大于0.15 mm）。

2）端面間隙超差：在機身機翼接頭對接時，接頭端面間隙的偏差較大，造成機身機翼對接接頭出現(xiàn)干涉的情況（設計要求間隙不小于1mm）。

2 原因分析

通過工藝容差計算和對結構設計、對接方法、工裝設計制造、工藝控制過程等的分析，結合制造產(chǎn)品數(shù)理統(tǒng)計方法，對翼身對接超差進行原因分析，具體如下。

2.1 工藝容差計算與分析

2.1.1 協(xié)調(diào)路線設計

由于機身機翼對接形式復雜、協(xié)調(diào)部位多、對接要求高，為保證對接的準確性和協(xié)調(diào)性，采用以數(shù)字量為主、模擬量為輔的數(shù)字量模擬量混合傳遞的工藝協(xié)調(diào)路線，如圖3、圖4 所示。

圖3 機身機翼對接接頭端面協(xié)調(diào)路線

圖4 機身機翼接頭孔協(xié)調(diào)路線

2.1.2 端面容差計算與分析

按照容差分配經(jīng)驗公式[2]進行計算，所用計算公式為：

式中，ωΣAB為機身機翼接頭對接端面隨機誤差總和，H 為修正系數(shù)，A 為移形過程中的傳遞系數(shù)，δ 為各移形過程中的保證公差。

式中，A 為各移形過程的傳遞系數(shù)，δ 為各移形過程中的保證公差。

式中，（J1）0、（J2）0為叉耳實際配合間隙，δa1、δb1、δa2、δb2分別為叉耳公差帶半帶寬。

式中，J1N、J2N為叉耳配合間隙公稱值，（δa1）0、（δb1）0、（δa2）0、（δb2）0分別為叉耳公差帶中點值。

將相關數(shù)據(jù)代入公式進行容差計算可知（計算結果見表1）：當端面間隙要求不小于1.0mm 時（即允許偏差0.5mm），對接1 框會出現(xiàn)干涉，其余框也均未超過0.1mm，允許的裝配誤差過小，以目前的裝配工藝水平根本無法達到設計要求。

表1 接頭端面容差計算結果

2.1.3 孔中心容差計算與分析

按照容差分配經(jīng)驗公式進行計算，所用計算公式為：

式中，ωΣAB為機身機翼接頭對接孔中心隨機誤差總和，H為修正系數(shù)，A為移形過程中的傳遞系數(shù)，δ為各移形過程中的保證公差。

A為移形過程中的傳遞系數(shù)，δ為各移形過程中的保證公差。

當使用圓柱銷時，

當使用階梯銷時，

式中，（J1）0、（J2）0為孔中心實際配合間隙，δa1、δb1、δa2、δb2分別為孔徑公差帶半帶寬。

式中，J1N、J2N為叉耳配合間隙公稱值，（δa1）0、（δb1）0、（δa2）0、（δb2）0分別為叉耳公差帶中點值。

將數(shù)據(jù)代入公式進行容差計算，計算結果見表2。計算結果表明，在移形過程中保證插銷能夠自由轉動時，機身機翼接頭各框螺栓插入的概率為100%；而在移形過程中不要求插銷自由轉動，機身機翼接頭各框螺栓插入的概率為72.51%。故設計部門要求的“同軸度偏差不超過0.3mm時，允許強迫裝配”理論上是合理的，在工藝實施中，應控制協(xié)調(diào)路線中各環(huán)節(jié)使用的插銷均能夠自由轉動。

表2 接頭孔容差計算結果

2.2 結構設計分析

2.2.1 對接基準端面間隙偏小

機身與機翼對接以對接3框接頭下耳片端面為基準，為19H9/19f9間隙配合，配合間隙小（在0.02～0.124之間）。在實際裝配過程中，對接3框下接頭端面最大可以偏移0.204（其中0.2為垂直度偏差帶來的影響，0.004為同軸度偏差帶來的影響）。根據(jù)三角形分布的概率計算得知，對接基準耳片能夠在完全不干涉進入的概率為18.65%，可能干涉也可能不干涉的概率為65.97%，一定干涉的概率為15.38%，如圖5所示。機身機翼接頭孔精加工后受垂直度誤差的影響，極易導致機身機翼對接時對接接頭相碰。

圖5 對接3 框下接頭間隙配合概率分布

2.2.2 接頭耳片頭部與耳槽底部倒角干涉

對接處4組接頭下部配合位置的機身耳片頭部與機翼耳槽底部的倒角處理論間隙不足1.5mm，如圖6所示。由于機身機翼分別采用精加工，導致耳片孔中心相對理論位置存在偏差，可能導致孔中心到耳片外緣的距離加長，如圖7 所示，從而造成對接時耳片倒角部位發(fā)生干涉，導致機身機翼無法對接到位。

圖6 存在干涉處

圖7 精加工孔中心偏移

2.3 對接方法不合理

機身機翼對接時以3 框下接頭耳片和上下接頭孔為安裝基準，根據(jù)最大包容原則，基準控制面非常小，定位誤差存在很大的放大效應，根據(jù)圖2 尺寸，采用簡單的線性計算可知，在1 框和5 框處存在10 倍左右的誤差放大效應。以3 框為定位基準，導致基準孔對接螺栓安裝后機翼無法調(diào)整，容易造成同軸度超差的假象，如圖8 所示。

圖8 調(diào)整前的機身機翼對接基準

2.4 工裝設計、制造分析

部分框接頭定位器選用單絲桿形式，絲桿與套筒之間存在一定的徑向間隙，加之使用過程中磨損，導致定位器自身存在一定晃動，無法滿足接頭定位精度要求。

由于在前期沒有系統(tǒng)地對標準量規(guī)、工裝型架和檢驗量規(guī)進行過協(xié)調(diào)檢修，標準量規(guī)與檢驗量規(guī)經(jīng)過長時間的存放，以及工裝型架經(jīng)過長時間的使用和強迫裝配，導致接頭端面發(fā)生變化，影響了對接的準確性和協(xié)調(diào)性。

2.5 工藝過程控制分析

根據(jù)工藝流程分析，機身機翼對接接頭端面位置分別在機身油箱和機翼整體油箱裝配階段形成。經(jīng)進一步觀察和數(shù)據(jù)分析得知，在油箱裝配過程中，各框均以接頭孔和耳片端面為基準，采用定位銷和工藝塞片（理論厚度1.5mm）進行定位，而耳片槽寬尺寸公差為（-0.2～0），存在因工藝塞片厚度不匹配而強迫定位現(xiàn)象；各框定位鉚接過程中，沒有提出檢查要求，沒有對工藝塞片出現(xiàn)緊澀狀況采用相應的工藝措施；沒有根據(jù)各框結構特點，逐個進行分析，找出影響框接頭端面偏移關鍵點并加以控制。

2.6 分析結論

綜上分析，機身機翼對接端面間隙及同軸度超差主要是對接要求不合理、結構設計不合理、對接方法不科學、工裝設計不合理、工裝制造誤差和工藝控制不到位等多方面原因共同造成的。

3 改進措施

3.1 產(chǎn)品結構設計優(yōu)化

3.1.1 對接基準配合間隙的改進

將3 框處配合要求由原19H9/19f9 改為19H9/18.9f9，端面留0.1mm 間隙作為工藝調(diào)整。改進后，在3 框下接頭處端面配合間隙理論在0.12～0.224mm 之間，按照三角形分布的概率計算結果（見圖9）為：完全不干涉的概率52.77%，可能干涉也可能不干涉的概率46.43%，一定干涉的概率0.8%。改進后，基本消除了一定干涉的情況，并將完全不干涉情況的概率大大提升。

圖9 對接3 框下接頭間隙加大后概率分布

3.1.2 其他端面間隙的改進

根據(jù)表1 端面間隙工藝容差計算可知，將端面間隙要求由不小于1mm（即偏差不大于0.5mm）改為不小于0.5mm（及偏差不大于1mm），公差較為合理，工藝過程控制也相對容易。

3.1.3 對接接頭耳片頭部與耳槽底部倒角設計優(yōu)化

將接頭倒角部位存在干涉處的理論間隙進行加大，1 肋中段各框耳槽底部加深1.5mm，耳片頭部增加R2 倒角，能夠保證機身和機翼精加工出現(xiàn)極限偏差時耳片仍不干涉。

3.2 對接工藝優(yōu)化

3.2.1 調(diào)整對接基準

將3 框上、下接頭為基準改為以2 框、5 框處上接頭孔（控制一個對稱方向的轉動軸線）及3 框下接頭前端面（控制航向）為對接基準，利用最大包容原則，減少對接基準偏差引起的誤差放大效應。

3.2.2 調(diào)整對接方法

將先對接3 框下接頭，靠對接車旋升，再對接3框上部接頭和其余接頭的方法，改為先對接2 框、5框處上接頭孔，以此為轉動軸線，利用機翼自重將對接車旋降至3 框下接頭對合位置時對接3 框下接頭，然后對接其余接頭的方法，從而實現(xiàn)對接過程更加方便快捷的效果，如圖10 所示。

圖10 調(diào)整后的對接基準

3.3 工裝設計制造優(yōu)化

定位器形式改進：將機翼油箱對接1 框接頭單絲桿的定位器改為雙導桿的定位器，提高定位器的穩(wěn)定性。

提高工裝制造精度：機身機翼標準量規(guī)、機身油箱型架、機身合攏精加工型架、機翼油箱型架和機翼精加工型架均進行數(shù)字化設計、零件制造和安裝，既保證了各型架之間的協(xié)調(diào)性，又保證了各型架的準確性。

3.4 裝配工藝過程控制優(yōu)化

3.4.1 機身接頭端面控制

在機身整體油箱型架框接頭定位后，以3 框為基準框，通過工藝塞片檢查各框偏移量和偏移方向，如存在接頭偏移量超差的情況，應重新進行定位調(diào)整；在整體油箱下架和機身合攏下架時增加端面間隙檢查要求，給出各接頭端面間隙量規(guī)檢查的控制范圍（見表3）。

表3 量規(guī)檢查機身接頭端面間隙要求

3.4.2 機翼接頭端面控制

機翼2 框～5 框接頭為整體機加件，其端面控制要求主要由零件制造階段進行控制，裝配階段只需控制1 框接頭；在油箱骨架定位、裝配完成后，檢查1 框端面與定位器的彈開量，彈開量不能大于0.3mm，如不滿足要求應進行排除；油箱裝配完成及機翼精加工后用量規(guī)復查對接1 框端面間隙，并計算1 框相對3框的偏移量，偏移量不得超過0.4mm。

4 改進效果

為驗證上述改進措施的有效性，工藝上進行了一個批次12 架飛機的工程驗證，從對接數(shù)據(jù)來看，沒有出現(xiàn)同軸度大于0.3mm 和對接間隙小于0.5mm 的超差現(xiàn)象，證明改進措施合理、有效，完全能滿足設計對機身機翼對接的要求。

5 結語

多交點、高精度、無補償機身機翼對接控制技術一直是飛機裝配的核心能力，是實現(xiàn)機身、機翼良好互換性的保障。本文提出的設計和工藝改進措施已經(jīng)在某型機上進行了多批次的充分驗證，并進行了工藝固化，既滿足了設計對接和互換要求，又提高了對接效率，對于后續(xù)型號翼身對接結構的結構設計和工藝控制具有一定借鑒和指導作用。