變厚度薄壁組件在飛機裝配中的失穩分析

王 亮

（中航飛機股份有限公司 陜西西安 710089）

隨著新一代軍民用飛機性能的逐步提高，新型高性能材料的不斷引入，高強度難加工材料和低密度輕質材料成為航空的兩大類主要材料[1]。減輕飛機重量與減少油耗、降低成本直接掛鉤，“減負飛行”“為減輕每一克重量而奮斗”是航空業永久的話題。飛機輕量化能帶來更低的油耗、更高的運力以及一系列綠色經濟效益。在飛機裝配過程中，大面積的鈑金類零件裝配后表面應力分布不均勻，造成局部彈性突起現象，屬于鼓動現象。該情況常見于飛機的蒙皮、地板和鈦板等結構上。除了裝配中產生的應力外，環境溫差造成熱脹冷縮也會導致鼓動現象的出現。一般情況下，蒙皮、腹板失穩會造成蒙皮壁板、框梁承載能力顯著降低，加速相關零件疲勞。因此，大多數情況下，我們必須采取調整或補償，提高剛度的方法消除鼓動。追求質量最輕的航空結構研究了受剪屈曲后，以對角張力的形式在四周框架的支持下繼續承載的能力，并把張力場下最大應力作為結構破壞應力。充分利用框架的剩余承載能力，要比加密框架和增加受剪板的厚度更加符合最輕質量設計的原則。張力場設計計算的任務是在受剪應力超過曲屈應力的情況下，確定結構剪切破壞應力，計算受剪中的拉應力和四周框架上的附加應力以及確定它們失效時承受的載荷，設計出質量輕的張力場結構。

一、薄壁組件結構特點

飛機斜臺壁板和斜臺框、縱向結構相連，為了便于安裝及維護斜臺內部結構、趾板收放機構和鉸鏈，除斜臺鎖環處邊梁區域和后端框之后的壁板外，其余壁板均為可拆壁板。每個可卸壁板為鋁合金鉚接結構，由4邊型材、板彎框，蒙皮等三類零件組裝而成。壁板分塊示意圖見圖1。

圖1 壁板示意圖

可拆卸壁板縱向邊通過托板螺母與縱梁連接，可拆卸壁板前、后邊通過托板螺母與隔框框緣條連接。斜臺壁板構成了整個斜臺下半部分的外殼，將斜臺外蒙皮所受氣動載荷傳遞到壁板四邊的斜臺框、梁結構上，同時承受框、梁協調變形及內力。

（一）零件加工特點

可卸壁板由蒙皮和隔板鉚接組成，蒙皮一般厚度為1.2mm。蒙皮內表面存在數量較多、面積較大的化銑區，化銑區的蒙皮厚度為0.8mm，化銑區內沒有零件與其連接。變厚度化銑蒙皮均需要拉伸并化銑，主要加工流程為：下料→將蒙皮模胎安裝在數控蒙皮拉伸機→采用一次成形法將零件熱處理到新淬火狀態→按蒙皮模胎零件拉伸成形，鉆制化銑定位孔及預留化銑余量→電導率、硬度進行檢測→采用化銑樣板進行化銑→按蒙皮模胎修整化銑變形，按模胎切割化銑余量→氧化、噴漆、打標記。

（二）組件裝配特點

采用以骨架為基準裝配，用工裝型架定位T型材，工裝卡板定位蒙皮內表面，蒙皮外表面工裝卡板位置處有蒙皮繃緊帶拉緊，保證蒙皮與骨架貼合良好。每塊壁板均由T型材、隔板、蒙皮、角片鉚接組成（見圖2）。制鉚釘連接孔后，鉚接蒙皮和隔板、角片零件。可卸壁板組件在斜臺上定位時，蒙皮緊固繃帶應系于斜臺兩側鎖支座上，蒙皮繃緊帶貼合壁板組件蒙皮外表面，確保壁板組件定位可靠。可卸壁板組件制孔過程中，用相應密度（200mm間距左右）的精度銷緊固定位初孔，防止壁板竄動。制取螺栓和擠壓式游動托板螺母的連接孔后，在斜臺縱梁下緣條上安裝擠壓式游動托板螺母。在斜臺上安裝各可卸壁板組件時，所有螺栓應先預緊2～3個螺距，采用中心法，依次緊固全部螺栓至最終狀態。

圖2 壁板裝配示意圖

二、薄壁組件裝配失穩分析

基于變厚度薄壁組件在飛機裝配各個階段產生不同程度的蒙皮“鼓動”現象， 以受載、傳載角度看，可拆卸壁板組件是將斜臺結構外形缺口封閉，承受其上氣動載荷，并傳載到與之相連的縱梁、隔框上。另外，這些梁、框承在斜臺整體受載后的變形也會給可拆卸壁板造成內力，需要可拆卸壁板承受。承載后的可拆卸壁板會產生變形。由于可拆卸壁板為薄蒙皮張力場設計，根據其受載程度，其蒙皮鼓動數量及程度也各不相同。

圖3 飛機裝配不同狀態下薄壁組件鼓動和波紋度統計

（一）應力分析

虛擬仿真可卸壁板的應力變化情況，載荷施加飛機空機重量，由于可卸壁板在飛機裝配過程中頂起狀態鼓動現象最為嚴重，所以約束為飛機千斤頂頂起點。可拆卸壁板剪應力如圖4所示，壓應力如圖5所示。

圖4 剪應力云圖

圖5 壓應力云圖

（二）剪切失穩強度分析

可拆卸壁板厚度為0.8～1.2mm，結合壁板幾何尺寸，壁板剪切載荷作用下的臨界失穩應力計算公式如下：

式中：Ks為剪切臨界應力系數；δ為板元厚度；b為較短的板邊長；E為彈性模量；μ為材料彈性泊松比。

由圖3可知，可拆卸壁板發生剪切失穩，當壁板發生剪切失穩后，壁板進入張力場。對壁板進行張力場計算，壁板張力場剪切裕度為3.73。

（三）壓縮失穩強度分析

軸壓載荷作用下的臨界失穩應力計算公式如下：

式中：b：加載邊寬度；δ：板元厚度；μ：材料彈性泊松比；E：材料的彈性模量；Kc：壓縮臨界應力系數。

由圖4可知，可拆卸壁板發生壓縮失穩，當可拆卸壁板發生壓縮后，載荷重新分配，將壁板承受壓載由相鄰角材承擔。結合有限元應力分析結果和壁板角材最大壓應力及角材面積計算，角材疊加壁板壓應力后壓損安全裕度為5.37。

（四）結論

由于飛機千斤頂三點頂起狀態為可拆卸壁板最嚴重受載狀態，根據以上數據分析可得：當飛機處于三點頂起時經過局部化銑工序而形成的壁板組件滿足飛機強度要求。故而得知變厚度薄壁組件在飛機裝配過程中發生壓剪復合失穩仍滿足飛機整體的靜強度要求。

三、結束語

飛機受載時的結構變形由于柔性的影響而滯后于所施加的載荷，即結構內的應力波有一個傳遞過程，特別是在極限載荷作用下，結構的材料已進入塑性，變形的滯后現象就更加明顯。因此，結構必須能夠承受極限載荷至少三秒鐘而不被破壞，但是當用模擬真實載荷情況的仿真試驗來表明強度的符合性時，則此三秒鐘的限制不適用[2]。在保證飛機氣動外形及飛機飛行安全性能的前提下，對鈑金類零件采取局部化銑的要求，使零件處于變厚度超薄狀態，這樣的設計和制造理念既能夠承受限制載荷而無有害的永久變形，又能為飛機減重做出巨大貢獻，極大地提升了飛機的使用效能和運營經濟價值。