某型機空速管安裝支架結構設計及裝配過程分析

許小妹，余志明，袁平湘，江鵬，黃 穎，胡益富

（航空工業洪都，江西 南昌，330024）

0 引言

空速管是飛機重要的測量工具，機上的空速管是一根空氣壓力信息探測管，由空氣壓力受感器和安裝支桿構成，用來探測氣流的全壓和靜壓，為膜盒儀表設備提供工作壓力信息，以轉換為飛機飛行參數(速度、氣壓高度、升降速度、馬赫數和空氣密度比等)的顯示和輸出。因此，空速管探測空氣壓力信息的精度直接關系到這些飛行參數的測試精度。現代飛機，空速管一般安裝于機頭部位，又被稱為機頭空速管，其最佳安裝選位是在機頭頂端并與機頭對稱軸線相一致[1]。空速管距離飛機機頭前端越遠，被測處的空氣受機體的擾動影響就越小，探測到的靜壓就越接近真實的大氣靜壓。空速管離機體越遠，安裝支架越長，對結構本身的剛度、連接強度和裝配工藝精度提出的要求就越高。

1 空速管安裝支架的結構設計

1.1 試驗要求

某型飛機需加裝機頭標準空速管進行大氣數據系統校準試飛，要求空速管及支架與飛機水平線平行，機頭標準空速管重心距機頭尖點約1.5m；空速管過載10g時，支桿及機頭罩彈性形變引起的空速管重心位移量不大于5.2mm。另，根據《GJB 67A-2008軍用飛機強度和剛度規范》第3.2.1.8.2條規定，空速管及其鄰近的支持結構應能承受ny=±100和nz=±50的載荷系數。

1.2 空速管安裝支架的結構設計

圖1為某型機標準空速管安裝支架結構示意圖，空速管安裝支架主要由輔助管及機頭罩組成，輔助管由兩半錐形管和兩個法蘭件焊接組成。機頭罩與1框用托板螺母連接固定，連接區布置角盒以加強連接區強度；機頭罩在法蘭件2上通過抽釘CR3214-6-9套接固定，并在機頭罩的前端直線段處，用螺釘和攻螺紋鋼管（作為螺母）連接機頭罩和輔助管，以進一步增強機頭罩與輔助管的連接強度；標準空速管通過轉接接頭在輔助管前端連接固定，機頭尖點距空速管重心1.5m。機械連接完成后，貼EW210玻璃布或刮玻璃纖維拌J-4膠使法蘭件與機頭罩的外形光滑過渡。

圖1某型機空速管安裝支架結構示意圖

1.3 各主要零部件結構設計

1)輔助管

輔助管是空速管安裝支架的重要結構件，一端通過機頭罩與機體連接固定，另一端為空速管提供結構支撐，保證空速管的試驗位置要求。如圖2所示，輔助管由兩個變壁厚、變直徑半錐形管及兩個法蘭件焊接組成。與機頭罩連接的法蘭件，受機加加工擺刀角度限制，拆分為法蘭件1和法蘭件2，兩半錐形管及兩個法蘭件均采用30CrMnSiA高強度鋼機加成形；兩半錐形管焊后熱處理，保證直線度不大于Φ1mm。

2)機頭罩

機頭罩采用玻璃鋼疊壓而成，機頭罩前端留有多余直線段，為整個空速管支架的安裝定位提供支撐。為減小對飛機氣動性能的影響，機頭罩前端與輔助管套接的區域設計5mm的下陷深度，下陷過渡區寬度為20mm，如圖3所示。與之連接的法蘭件2壁厚為4mm，考慮到零件的加工誤差和裝配誤差，保證裝配的可靠性，法蘭件和機頭罩貼合面間留有1mm間隙，間隙區及機頭罩下陷過渡區貼玻璃布、用J-4膠填充，以保證飛機的氣動外形。

圖2輔助管

圖3機頭罩

2 強度校核

通過簡化空速管安裝支架結構受力模型，采用工程估算法初步驗證安裝支架結構設計的合理性，再通過有限元法對各零部件的連接強度、結構剛度及位移進行校核。

2.1 工程估算法

假設該空速管安裝支架各連接部位的連接強度足夠，機頭罩離機身1框距離最近，與1框貼合的整個周向均有托板螺母連接固定，其開口尺寸相對航向方向尺寸較大，其自身重量引起的撓度相對輔助管慣性載荷及外加載荷引起的撓度很小。故在工程法計算中，假設機頭罩為剛體，將空速管安裝支架簡化為一簡支梁結構，固支點A為機頭罩直線段與輔助管連接區域的機頭尖點處，B點為空速管重心，如圖4所示；其縱向（Y向）偏移量為空速管重心距機頭尖點1.5m處、過載為10g的集中載荷以及輔助管均布質量載荷疊加的撓度[2]，故此簡支梁的最大撓度，即空速管重心處最大偏移量為：

其中，梁為錐形管，簡化為等直徑等壁厚圓柱體，其外徑D取錐形管兩端外徑均值，D=(90+50)/2=70mm，內徑d取錐形管兩端內徑均值，d=(78+42)/2=60mm。

故，慣性矩：I=π×(D4-d4)/64≈3.14×(0.074-0.064)/64=5.42×10-7

圖4空速管安裝支架簡化圖

錐形管材料為30CrMnSiA，其彈性模量E=2.1×1010，錐形管重量m1=10.374kg，空速管重量m2=2.17kg，機頭尖點距空速管重心距離為力臂：l=1.5m；

故空速管安裝支架滿足試驗的位移要求，工程估算法初步驗證空速管安裝支架結構設計是合理的。

2.2 有限元法校核

本小結只針對距離機體1框平面較遠、力臂較長的輔助管剛度及連接強度進行校核，并計算空速管在10g集中載荷作用下的位移。

2.2.1有限元模型的建立和載荷

空速管安裝支架及機頭罩有限元模型如圖5所示。

圖5空速管安裝支架結構有限元模型

空速管重量以集中載荷形式給出，空速管重量為2.17kg。

ny=±100 時，集中載荷大小為：F=2.17×9.81×100＝2123N；

nz=±50 時， 集中載荷大小為：F=2.17×9.81×50＝1064N。

2.2.2輔助管焊接強度校核

1）ny=±100 時焊縫破壞正應力Sb=K1·σb=0.9×1075=967.5MPa，

焊縫破壞剪應力 τf=K2·Sb=K1·Sb=（0.6×0.9×1075）MPa；

其中，K1為焊縫強度削弱系數，K2為焊縫拉剪系數。

如圖6所示，輔助管焊接區最大拉應力為492MPa，最大剪應力為352MPa，

2）nz=±50 時

焊接區最大拉應力為230MPa，最大剪應力為121MPa。

2.2.3 緊固件連接強度校核

空速管的最大應力水平為ny=±100時，故后續只列出ny=±100時的連接強度校核過程。

空速管安裝支架主要包括機頭罩與法蘭件的抽釘連接和錐形管與機頭罩直線段的螺釘連接。

1）如圖7所示，機頭罩與法蘭件由4排錯開的抽釘連接，最大載荷為4704N，面內剪力為4695N。

抽釘牌號為CR3214-6-9，直徑為4.8，破壞剪力為6583N。

機頭罩連接處厚度為8.9mm，擠壓破壞力為：

2）焊接錐形管和機頭罩直線段用Φ5螺栓連接；錐形管和機頭罩直線段連接最大載荷為5371N，面內剪力為4615N，面外拉力為2751N，Y向100g，如圖8所示。

機頭罩連接處厚度為8.9mm，擠壓破壞力為：

Pj2＝1.0×200×5×8.9＝8900N；機頭罩擠壓強度夠。

輔助錐形管材料為30CrMnSiA，厚度為6mm，擠壓強度夠。

按照第四強度理論，螺栓拉剪復合應力為：

2.2.4 位移校核

ny=±10情況下，空速管重心處最大位移為5.14mm，如圖9所示，滿足試驗要求。

3 空速管安裝支架的裝配

空速管安裝支架的裝配定位是滿足空速管測試改裝位置要求的重要保證。裝配定位過程主要包括：輔助管各零部件的定位、輔助管與機頭罩的裝配定位和機頭罩+輔助管與1框的裝配定位。

輔助管由兩半錐形管、兩個帶外形法蘭件焊接組合而成，長度方向上尺寸大于1.5m，零件外表面均為曲面，焊接不易固定，易產生變形。故輔助管在定制工裝型架上焊接可以保證其裝配定位，如圖10所示。輔助管前后端面均設計有擋板限制其航向定位，法蘭件兩處裝有帶外形卡板，焊接時保證此區域準確定位，兩半錐形管段設有3處卡板。焊接時，先焊接兩半錐形管，此區域不是飛機外形面，每個端面為圓形，故可先將半錐形管對縫處向上擺放，以方便施工操作。

已焊接的輔助管與機頭罩用工裝同心棒保證兩者的同軸度 （同心棒直徑一端為輔助管前端等直段小口徑內徑，另一端為機頭罩直線段內徑），同心棒從機頭罩開口端向機頭罩直線段伸出，直到穿過輔助管前端小口徑等直段，限制其y、z向位移；輔助管靠法蘭件端面與機頭罩下陷處齊平，限制其x方向位移。輔助管與機頭罩在法蘭件上通過抽釘CR3214-6-9連接，在機頭罩的前端直線段處，用螺栓和攻螺紋鋼管作為螺母，連接機頭罩和兩半錐形管。

機頭罩與輔助管連接固定后，在1框框緣處用托板螺母與機體安裝。先將飛機調水平，將機頭罩的中軸線（機頭罩生產車間預留）與1框中軸線對齊，并采用水平儀進行調節，保證輔助管前端軸線與飛機x軸同軸度不大于1.5mm，然后對機頭罩進行定位、開孔、安裝的工作，保證空速管安裝支架在飛機上的位置精度要求。

4 結論

通過簡化安裝支架結構受力模型，采用工程估算法初步校核安裝支架結構設計的合理性；通過有限元法對各零部件的連接強度、結構剛度及位移進行校核，結果表明，本文所設計的空速管安裝支架滿足試驗及結構靜強度要求。