機翼大梁耳片與輪艙支臂裝配質量的工藝分析

佟鑫

摘 要：本文簡單的論述了某機型的結構形式，對在裝配過程中出現的問題做出了系統的分析。著重分析了機翼大梁耳片與輪艙支臂裝配工藝過程及要求，并對裝配中出現的問題進行分析與總結。在實際裝配中，發現機翼與中機身對接后，大梁耳片與輪艙支臂間隙無法滿足文件要求，且存在零件磨損的問題，本文從定位方式和裝配工藝方面分析了產生的原因，論述了如何通過裝配工藝方法來解決機翼大梁耳片與中機身輪艙支臂裝配不協調的問題，提高飛機裝配質量。

關鍵詞：對接 間隙 質量

中圖分類號：V22 文獻標識碼：A 文章編號：1672-3791（2018）3（c）-0116-02

機翼與中機身對接是飛機結構裝配中的重點裝配流程，裝配精度要求高且要求互換協調，因此，裝配中機翼中機身對接孔及各交點配合要求精度很高，這也是飛機裝配過程中極易產生裝配協調問題的環節，常見問題有對接孔孔位超越問題，機翼大梁耳片與輪艙支臂裝配不協調問題。本文主要研究如何提高機翼大梁耳片與輪艙支臂裝配質量。

1 結構簡介

某型飛機機翼的構成：由縱墻、翼肋骨架、上、下壁板等組成的主翼盒結構，前后緣增升裝置——前緣襟翼、襟副翼。機翼通過精加工后的對接面及對接面螺栓孔與中機身對接，對接后，需保證對接區各部件間隙及階差要求。

2 技術要求

機翼與中央翼對合時，機翼大梁耳片與輪艙支臂為叉耳配合，通過一個螺栓連接。輪艙支臂安裝在輪艙8號肋上，輪艙支臂為叉耳結構，耳片連接孔內為雙襯套形式。輪艙支臂與機翼大梁耳片間隙為（2±1）mm。在飛機出廠后，飛行及地面調試過程中，對接區也是機械故障的高發區，外場經常出現機翼大梁耳片與輪艙支臂間隙不能滿足設計（2±1）mm的要求，且航前間隙大，航后間隙小。

3 工藝過程分析

3.1 輪艙支臂零件制造過程

（1）支臂零件加工流程如下。

檢查來料→鉗工銼修工藝凸耳→銑各表面→去毛刺，銳邊倒角0.3×45°→劃線→加工零件外側腹板及筋條→去毛刺→加工零件兩側外形及R10四處→去毛刺，銳邊倒角0.2×45°→加工槽口→劃線并加工兩側立筋→去銑后毛刺；研修槽口；銼修底平面→鉆、擴孔，鉸孔至20H8→半檢、清洗→熒光檢查→表面處理→標識→檢驗→移交、配套→壓襯套→鉸襯套內孔至16H7→涂漆→標識→最終檢驗→包裝交付。

支臂零件加工及襯套壓入過程符合圖紙和相關標準規定，檢驗及時，能夠保證產品質量。

3.2 輪艙支臂安裝

輪艙支臂首先參與輪艙組合件裝配，借助工裝上的14X3定位塊及Φ16f7定位銷定位支臂，然后根據實際配合情況可在支臂底座和輪艙8號肋間加入調整墊片并制孔連接。

輪艙組合件完成后，在中央翼精加工對合臺實現與油箱的對接。中央翼精加工臺上輪艙支臂和輪艙梁上槽口兩點定位輪艙組合件，然后對輪艙與1#、2#油箱搭接處進行修合，制孔，鉚接。

3.3 機翼大梁耳片加工過程

大梁通過大梁腹板上基準孔定位后，檢查大梁耳片與定位器之間間隙應不大于1mm，。形成機翼前緣組合件后，在機翼總裝型架上同樣是檢查間隙。保證間隙不小于1mm。機翼完成總裝后，進行對接面和對接孔的精加工，然后利用精加工后的對接面和連接孔定位銑切夾具，對大梁耳片雙向銑切。為避免銑切過量，銑切夾具上有銑切限位塊，但銑切限位是單向的，能夠有效限制銑切過量，但無法避免銑切量不足問題，這樣會使大梁耳片精加工后存在耳片偏厚的隱患。

3.4 機翼與中央翼對合

完成機翼與中央翼對合后，以輪艙支臂孔為引導，依據鉆模鉆制機翼大梁上連接孔初孔（φ6），然后將該孔分步擴、鉸至終孔（φ13H8）；利用鉆模檢查孔位的正確性后將襯套HB3-13F10H9×13×10壓入機翼大梁耳片內。然后按文件檢查孔邊距不小于9mm，檢查機翼大梁耳片與中央翼前叉耳的間隙為（2±1）mm。保證孔邊距和配合情況符合要求后，同樣以輪艙支臂耳片上孔為引導，利用鉆模對大梁耳片上襯套內孔鉸孔，分四步鉸至終孔φ10H9。然后按文件，將襯套安裝到支臂上。最后按文件要求，安裝輪艙支臂與機翼大梁連接螺栓，并檢查安裝的正確性。

4 原因分析

4.1 設計問題

數模中，可以測量出機翼大梁耳片與輪艙支臂間隙為（3，1）mm，而數模標注集中要求，耳片與支臂間隙值為（2±1）mm。數模中，實測值與標注值不一致。前緣襟翼下翻時，可能會造成機翼大梁晃動，使耳片與支臂間隙產生變化。兩種間隙要求，都不是特別合理，可以適當加大間隙值公差。

4.2 工裝分析

通過檢查發現，中央翼精加工臺上輪艙支臂前的定位襯套端面磨損，端頭直徑變小，又由于輪艙支臂襯套HB3-13F16X20X7端面倒角的存在，導致輪艙支臂在中央翼精加工臺定位時，定位襯套端頭進入輪艙支臂襯套孔中，使輪艙支臂定位向航前偏移。經測量，輪艙支臂在精加工臺定位時，向航前偏移1～1.5mm。

檢查機翼大梁銑切夾具，發現符合要求。但機翼精加工臺是按樣件協調，大梁耳片銑切夾具也是按樣件協調，但在機翼水平測量臺檢查大梁耳片間隙的定位器卻是數據協，整個裝配流程協調依據不統一。

另外，某型號飛機2號油箱總裝型架按數模要求尺寸制造，2號油箱總裝時，分別利用左、右下壁板上第3、51號孔定位。中央翼對合精加工臺依據樣件制造，由于數模和樣件的差異，導致中央翼對合精加工時，2號油箱在工裝上無法采用與2號油箱總裝相同的定位點，中央翼對合時，利用右側3號和左側51號孔定位2號油箱；中央翼精加工時，定位單側第3和51號孔精加工同側對接端面。為保證主起落架收上時與主起落架艙相關結構和系統的相對位置，輪艙安裝時采用中央翼對合的定位形式，即右側3號和左側51號孔定位2號油箱。定位方式的轉換，導致輪艙支臂空間站位發生變化。

5 解決方法

（1）更改定位方式，完成油箱對接后，通過單側定位中央翼的方式，定位同側主起落架輪艙的位置。完成一側輪艙對接后，進行另一側工作。（2）重新進行容差分配，每個部件偏差為±0.4mm。（3）增加檢查輪艙支臂槽口的定位塊，保證輪艙支臂位置沿航向±0.4mm偏差。檢查后記錄偏差值，完善相關技術文件，明確檢查方法和記錄檢查數據。（4）機翼水平測量臺上，檢查機翼翼大梁耳片沿航向位置偏差為±0.4mm，檢查后記錄偏差值，完善相關技術文件，明確檢查方法和記錄檢查數據。（5）更改水平測量臺上大梁耳片定位器，統一裝配定位基準。（6）返修故障工裝，保證工裝準確度。（7）按數據重新申請大梁耳片銑切夾具。

6 措施驗證

通過執行上述解決方法，采用精加工狀態定位2#油箱，即單側定位中央翼，安裝同側主起落架輪艙。完成一側輪艙對接后，進行另一側工作。驗證了某架中央翼更改定位方式后整個輪艙支臂空間站位狀態，申請對某架支臂空間站位尺寸進行了測量與對比（見表1）。

從表1數據對比發現，更改定位方式后，左、右輪艙支臂向航后方向偏移，有利于大梁耳片與輪艙支臂間隙的保證。

7 結語

通過以上分析，并在后續飛機裝配上得到驗證。充分把握飛機的設計理念、制定裝配協調方案、確定工裝的結構形式和制定合理的裝配工藝方法等，基本解決了機翼大梁耳片與輪艙支臂不協調問題，論證了機翼大梁耳片與輪艙支臂工藝方法的可行性及適用性，提高了裝配質量，達到了預期目標，避免了重大質量事故，具有很好的推廣價值。

參考文獻

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[2] 陳同安.飛機制造工藝技術指南[M].沈陽飛機工業（集團）有限公司，1996.

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