大型客機機翼全機頂起結構設計研究

張元卿

【摘 要】飛機全機頂起是飛機維護必不可少的操作程序，通過設置于機頭、左右機翼及后機身的四個頂起結構與千斤頂配合實現飛機的全機頂起操作。機翼頂起結構承載巨大的頂起載荷，對機翼結構和頂墊、機翼千斤頂都提出了非常高的承載要求。本文通過對機翼全機頂起結構設計要求、方案設計、強度分析、工藝性分析等方面進行了描述，為大型客機全機機翼頂起結構設計提供了思路和方法。

【關鍵詞】全機頂起;頂起接頭;頂墊

中圖分類號： V267;V224文獻標識碼： A文章編號： 2095-2457（2019）24-0015-002

DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2019.24.008

【Abstract】Aircraft jacking and lifting is an Essential operation procedure in the aircraft maintenance. The aircraft can be lifted at three point on the structure with three hydraulic jacks. The jacking loads transmitted into the wing structure through the jacking fittings， so both the wing structure， the jack pads and the hydraulic jacks should meet the severe bearing requirements. In this paper， structural design requirements， concept design， stress analysis， processing analysis of the the jacking points structure are introduced in detail. Provide an effective approach for jacking points structure design of wing.

【Key words】Aircraft jacking; Jacking point fitting; Jack pad

0 引言

在飛機地面維護過程中，通過三角架千斤頂與設置于機體結構上的頂起結構相配合，實現飛機全機頂起，以利于飛機起落架的拆裝更換和維修、起落架的收放試驗及操縱系統檢查、飛機的水平測量、飛機裝配對接、飛機的大修及定檢等工作[1]。

機翼全機頂起設計的實現包括兩個方面內容，即機翼頂起點結構設計和頂墊結構設計。

1 設計要求

1.1 頂起結構設計通用要求

（1）應在機體提供4個頂起點，由位于機身前部（或后部）和左、右機翼上的主頂升點，以及機身后部（或前部）的輔助頂升點組成，用于頂升整架飛機。

（2）頂起設施應設計成能承受在最臨界的重量和重心組合情況下的地面靜載荷引起的限制載荷。

（3）頂起設施的設計應符合CCAR-25部的相關要求。

（4）頂起點結構的表面磨損應盡可能達到飛機壽命;若表面磨損不能達到飛機壽命，頂起點及其周圍結構應有足夠的可達性和開敞性，以便于頂起點的維護[2]。

1.2 適航條款要求[3]

（1）飛機結構必須設計成能承受單獨作用于每個頂升點的垂直靜反作用力1.33倍的垂直載荷，以及該垂直載荷與0.33倍垂直靜反作用力的沿任何方向作用的水平載荷的組合。

（2）千斤頂墊與局部結構必須設計成能承受單獨作用于每個頂升點的垂直靜反作用力2.0倍的垂直載荷，以及該垂直載荷與0.33倍垂直靜反作用力的沿任何方向作用的水平載荷的組合。

2 方案設計

2.1 方案一

在機翼頂起點周圍提供2個螺紋孔供千斤頂頂墊連接固定，提供2個銷孔連同機翼下壁板外表面用于傳遞載荷，千斤頂頂墊與機翼結構通過控制銷孔和螺栓孔之間相對位置保證安裝連接，如圖1所示。

2.2 方案二

在機翼頂起點周圍提供2個螺紋孔供千斤頂頂墊連接固定，提供2個銷孔連同機翼下壁板外表面用于傳遞載荷，千斤頂頂墊設計成可調整式結構，通過調整偏心襯套保證剪切銷與機翼結構孔配合，如圖2所示。

2.3 方案三

機翼下壁板提供一個凹槽用于承受頂起載荷，凹槽中心提供一個螺栓孔用于固定千斤頂頂墊，此外機翼下壁板上提供一個限位銷孔用于防止頂起時頂墊轉動，如圖3所示。

3 強度分析

3.1 方案一

極限載荷下，銷釘剪切力為Q=（V×sinθ+S×cosθ）×1.5，銷釘直徑d1，下壁板蒙皮上的襯套孔徑為d2，蒙皮厚度為δ，本方案為2顆銷釘共同承載。頂起點處下蒙皮與全機坐標系下XOZ平面的夾角為θ。

η θ π τ σ

單顆銷釘剪切工作應力為：τ=1.15×Q×4/（π×d12×2）。

銷釘剪切裕度為：M.S.=[τ]/τ-1。

銷釘孔襯套內孔壁的擠壓工作應力為：σbr1=1.15×Q/（2×d1×δ）。

銷釘孔襯套擠壓強度裕度為：M.S.=[σbr1]/σbr1-1。

下壁板蒙皮的銷孔擠壓工作應力為：σbr2=1.15×Q/（2×d2×δ）。

下壁板蒙皮襯套孔擠壓裕度為：M.S.=[σbr2]/σbr2-1。

3.2 方案二

方案二強度計算與方案一相同，頂墊設計偏心襯套進行調節，需對防止偏心襯套轉動影響，此外大載荷是否能經受考驗及使用重復性等，還需試驗和使用證明。

3.3 方案三

下蒙皮厚度為δ1mm，梁緣條厚度δ2，凹槽深度h，凹槽直徑d。

極限載荷下，蒙皮凹槽處的孔壁擠壓工作應力：σbr=1.15×1.5×（V×sinθ+S×cosθ）/（d×h）。

蒙皮凹槽的擠壓裕度為：M.S.=[σbr1]/σbr1-1。

極限載荷下，蒙皮凹槽處的垂向剪切工作應力為：τ=1.15×1.5×（V×sinθ+S×cosθ）/（π×d）/（δ1+δ2-h）。

蒙皮凹槽處的垂向剪切裕度為：M.S.=[τ]/τ-1。

4 工藝性分析

4.1 方案一

根據強度分析，本方案使用過程中需要兩個剪切銷同時均勻受力，才能安全的承受條款規定的頂墊承載要求。千斤頂頂墊、剪切銷均為精密機加零件，可以保證尺寸公差和形位公差精度精確，因此機翼上連接孔形位公差的精度保證是頂墊與飛機配合安裝的前提，然而機翼結構上開孔涉及零件眾多，必須在翼盒總裝型架上制孔，所以保證尺寸公差及形位公差精確較為困難。

4.2 方案二

采用可調式頂墊方案，頂墊設計偏心套補償制造誤差，可調節±0.5以上，因此采用本方案對于機翼頂起連接結構零件制造和裝配來說制造公差可以放大很多。但是在每次全機頂起時安都需調節裝，操作性差，不利于用戶。并且存在機翼兩孔位置度公差精度無法保證而影響頂起安全性和穩定性的可能。

4.3 方案三

對于本方案，因機翼下壁板蒙皮一般為整體機加、噴丸成形、噴丸強化的零件，蒙皮上的凹槽尺寸公差難以保證，凹槽中心需要加工盲螺紋孔且需要長期維護螺紋的自鎖能力難度較大。蒙皮上凹槽較大影響氣動外形，需要增加氣動密封墊塊，墊塊需要用螺栓固定，對于蒙皮凹槽中心盲螺紋孔長期維護自鎖能力難度較大，并且凹槽及盲螺紋孔對下壁板疲勞不利。

5 結論

機翼全機頂起點結構方案直接影響飛機結構強度、結構效率及后續維護維修，需要開展大量的協調和權衡工作。本文通過對機翼全機頂起結構設計要求、方案設計、強度分析、工藝性分析等方面進行了描述，為大型客機全機機翼頂起結構設計提供了思路和方法。

【參考文獻】

[1]《飛機設計手冊》總編委會.飛機設計手冊第21冊產品綜合保障[M].航空工業出版社，2000.

[2]CCAR-25-R4，中國民用航空規章第25部運輸類飛機適航標準[S]，2011.

[3]《飛機設計手冊》總編委會.飛機設計手冊第10冊結構設計[M].航空工業出版社，2000.