| 标题 | 某型飞机前后机身连接件设计分析 |
| 范文 | 陈建平 摘 要：某型飞机前机身与后机身唯一的传力通道：第28框与28A框的连接件。本文就某型飞机前后机身连接件的设计特点进行了设计分析。实践证明，前后机身的连接件设计是合理的、完善协调的。该项设计为后继新机的研制提供了成熟的经验。 关键词：连接件；前后机身对接；设计分析 中图分类号：V21 文献标识码：A 1 概述 在结构设计中，除重视被连接件本身的强度外，还必须注意传力中连接件的设计，连接件设计是非常重要的一环。某型飞机的机身部分分为前后两段：前机身与后机身。前后机身的结合处为设计分离面。水平尾翼和垂直尾翼都固定在后机身上。水平尾翼、垂直尾翼上的气动载荷通过传力构件扩散到后机身上。这些载荷与发动机的动力载荷依靠传力构件传递到后机身前端时，转化为弯矩和扭矩作用。这些载荷要传递到前机身，必须通过前后机身的连接件。本文即对此前后机身连接件设计进行分析研究。 2 受力特点 尾翼的功用是保证飞机的俯仰平衡和航向平衡，保证飞机具有俯仰和航向安定操纵性。因为尾翼的功用是通过它所产生的升力来实现的，它也是一个升力面。水平尾翼与垂直尾翼上的气动力通过一定的传力通道传递到后机身上。后机身上承受的主要载荷还有发动机产生的动力载荷。这些载荷通过相应的传力系统传到第28A框时，以弯矩M、剪力Q及扭矩T的形式存在，见图1。 3 被连接件的结构形式 某型飞机前后机身采用了分离面设计。前机身后端是第28框，后机身的前端是第28A框。这两个对接框都是环形承力框。第28框上、下框缘（XXX-0228-1、-2）是用LC4-M材料制成，第28A框上、下外框缘（XXX-0301-611、XXX-0302-611）是用LY12-CZ材料的型材制成。框结构连接简图见图2，连接处主要零件见表1。 4 连接件的结构形式及其合理性 4.1 结构形式 根据被连接件的结构形式与受力特点，要将弯矩M与扭矩T从28A框传递到第28框，特将前后机身的连接设计成螺栓连接。18颗连接螺栓分布在上下框缘上，分布位置见图3， 位置数据见表2。连接螺栓见图4，螺母见图5。 4.2 合理性分析 4.2.1 螺栓分布合理性分析 前后机身对接螺栓沿着外框缘分布是有其合理性的。假设第28A框前端存在扭矩T、弯矩M （1） 上式中为每个剪切螺栓所受的横向剪力。 而每个螺栓处的惯性矩为： （2） 从（1）、（2）两式可知，连接螺栓位于外框缘上，有利于惯性矩Ii值及降低每个螺栓的剪切力。因此，连接螺栓沿着外框缘分布是有其合理性的。 4.2.2 连接件结构形式合理性分析 前后机身连接处考虑其所受载荷特点，设计为分布螺栓连接形式。其结构形式有如下特点： 采用阶梯型螺栓，增大光杆部分的断面面积，增大光杆部分对被连接件的挤压面积，降低挤压应力； 采用高脚螺母，增大螺纹的接合面积，降低螺纹的受力水平； 螺母与第28A框之间安装有钢垫圈，提高螺母对框缘的挤压强度； 第28A框上压入有钢衬套，提高螺栓对框缘的挤压强度。 综上所述，上述设计特点，理论上可保证前后机身连接可靠，有效降低了应力水平，结构形式是合理可行的。 5 结构受力分析 5.1 对接螺栓载荷分布 根据强度计算报告，各螺栓载荷数据见表3。 由表3可以看出，第9（9'）号螺栓在A对称情况下承受最大压力，S9=-7575kgf，第1（1'）号螺栓在A对称情况下承受最大拉力，S1=7441kgf，第3号螺栓在B综合情况下承受最大剪力P=1444kgf。 5.2 参数数据 根据螺栓的受力情况以及被连接件的结构形式，可以确定对接螺栓的受力接触面换和受力方式为： 对接螺栓头部挤压第28框上下框缘； 螺栓受剪力P作用； 螺栓受拉伸力S作用； 螺母挤压垫片； 螺栓光杆部分对框缘的挤压。 各参数数据见表4及表5。 5.3 强度校核 这里针对最严重的强度设计情况给出的最大载荷值来对安装部位的应力水平进行计算校核。 对接螺栓头部挤压第28框上下框缘： |σjy|=|Sy /A1|×9.8 =|-7575/969|×9.8 =76.61MPa≤650 MPa 螺栓受拉压力S作用： 拉伸 σl= Sl/A×9.8 =7441/201×9.8 =362.80MPa≤1170 MPa 压缩σy= |Sy/A|×9.8 =|-7575/201|×9.8 =369.33MPa≤1520 MPa 螺栓受剪力P作用 τjq=P/A×9.8=1444/201×9.8 =70.40MPa≤740 MPa 注：此处螺栓剪切强度取 0.63～0.65σb≈740 MPa 螺母挤压垫片 |σjy|=|Sy /A2|×9.8 =|-7575/418|×9.8 =177.60MPa≤1405 MPa 螺栓光杆部分对框缘的挤压 σjy=P /A3×9.8 =1444/352×9.8 =40.20MPa≤585 MPa 从上面的计算结果可知，无论是螺栓、螺母对被连接件的剪切应力和拉压应力都小于结构件的强度极限值。因此，连接件的设计是满足强度设计要求的。 结语 从某型飞机前后机身对接连接件的设计分析结果，以及某型飞机从静力试验、试飞、全机疲劳试验、外场试飞情况证明，前后机身对接连接件设计是合理的，是能够满足使用要求的。 参考文献 [1]飞机设计手册总编委会.飞机设计手册（第9册、第10册）[M].北京：航空工业出版社，2000. [2]飞机设计师基本功通用教程编委会.飞机设计师基本功通用教程[M].沈阳：航空航天工业部第六0一研究所，1991. [3]王志瑾，姚卫星.飞机结构设计[M].北京：国防工业出版社，2007. [4]贵航集团飞机设计研究所.XXX型飞机主要接合件修理容差图册[M].安顺：贵航集团飞机设计研究所，2009. [5]贵航集团飞机设计研究所.XXX型飞机第28框强度设计报告[R].安顺：贵航集团飞机设计研究所，2007. 摘 要：某型飞机前机身与后机身唯一的传力通道：第28框与28A框的连接件。本文就某型飞机前后机身连接件的设计特点进行了设计分析。实践证明，前后机身的连接件设计是合理的、完善协调的。该项设计为后继新机的研制提供了成熟的经验。 关键词：连接件；前后机身对接；设计分析 中图分类号：V21 文献标识码：A 1 概述 在结构设计中，除重视被连接件本身的强度外，还必须注意传力中连接件的设计，连接件设计是非常重要的一环。某型飞机的机身部分分为前后两段：前机身与后机身。前后机身的结合处为设计分离面。水平尾翼和垂直尾翼都固定在后机身上。水平尾翼、垂直尾翼上的气动载荷通过传力构件扩散到后机身上。这些载荷与发动机的动力载荷依靠传力构件传递到后机身前端时，转化为弯矩和扭矩作用。这些载荷要传递到前机身，必须通过前后机身的连接件。本文即对此前后机身连接件设计进行分析研究。 2 受力特点 尾翼的功用是保证飞机的俯仰平衡和航向平衡，保证飞机具有俯仰和航向安定操纵性。因为尾翼的功用是通过它所产生的升力来实现的，它也是一个升力面。水平尾翼与垂直尾翼上的气动力通过一定的传力通道传递到后机身上。后机身上承受的主要载荷还有发动机产生的动力载荷。这些载荷通过相应的传力系统传到第28A框时，以弯矩M、剪力Q及扭矩T的形式存在，见图1。 3 被连接件的结构形式 某型飞机前后机身采用了分离面设计。前机身后端是第28框，后机身的前端是第28A框。这两个对接框都是环形承力框。第28框上、下框缘（XXX-0228-1、-2）是用LC4-M材料制成，第28A框上、下外框缘（XXX-0301-611、XXX-0302-611）是用LY12-CZ材料的型材制成。框结构连接简图见图2，连接处主要零件见表1。 4 连接件的结构形式及其合理性 4.1 结构形式 根据被连接件的结构形式与受力特点，要将弯矩M与扭矩T从28A框传递到第28框，特将前后机身的连接设计成螺栓连接。18颗连接螺栓分布在上下框缘上，分布位置见图3， 位置数据见表2。连接螺栓见图4，螺母见图5。 4.2 合理性分析 4.2.1 螺栓分布合理性分析 前后机身对接螺栓沿着外框缘分布是有其合理性的。假设第28A框前端存在扭矩T、弯矩M （1） 上式中为每个剪切螺栓所受的横向剪力。 而每个螺栓处的惯性矩为： （2） 从（1）、（2）两式可知，连接螺栓位于外框缘上，有利于惯性矩Ii值及降低每个螺栓的剪切力。因此，连接螺栓沿着外框缘分布是有其合理性的。 4.2.2 连接件结构形式合理性分析 前后机身连接处考虑其所受载荷特点，设计为分布螺栓连接形式。其结构形式有如下特点： 采用阶梯型螺栓，增大光杆部分的断面面积，增大光杆部分对被连接件的挤压面积，降低挤压应力； 采用高脚螺母，增大螺纹的接合面积，降低螺纹的受力水平； 螺母与第28A框之间安装有钢垫圈，提高螺母对框缘的挤压强度； 第28A框上压入有钢衬套，提高螺栓对框缘的挤压强度。 综上所述，上述设计特点，理论上可保证前后机身连接可靠，有效降低了应力水平，结构形式是合理可行的。 5 结构受力分析 5.1 对接螺栓载荷分布 根据强度计算报告，各螺栓载荷数据见表3。 由表3可以看出，第9（9'）号螺栓在A对称情况下承受最大压力，S9=-7575kgf，第1（1'）号螺栓在A对称情况下承受最大拉力，S1=7441kgf，第3号螺栓在B综合情况下承受最大剪力P=1444kgf。 5.2 参数数据 根据螺栓的受力情况以及被连接件的结构形式，可以确定对接螺栓的受力接触面换和受力方式为： 对接螺栓头部挤压第28框上下框缘； 螺栓受剪力P作用； 螺栓受拉伸力S作用； 螺母挤压垫片； 螺栓光杆部分对框缘的挤压。 各参数数据见表4及表5。 5.3 强度校核 这里针对最严重的强度设计情况给出的最大载荷值来对安装部位的应力水平进行计算校核。 对接螺栓头部挤压第28框上下框缘： |σjy|=|Sy /A1|×9.8 =|-7575/969|×9.8 =76.61MPa≤650 MPa 螺栓受拉压力S作用： 拉伸 σl= Sl/A×9.8 =7441/201×9.8 =362.80MPa≤1170 MPa 压缩σy= |Sy/A|×9.8 =|-7575/201|×9.8 =369.33MPa≤1520 MPa 螺栓受剪力P作用 τjq=P/A×9.8=1444/201×9.8 =70.40MPa≤740 MPa 注：此处螺栓剪切强度取 0.63～0.65σb≈740 MPa 螺母挤压垫片 |σjy|=|Sy /A2|×9.8 =|-7575/418|×9.8 =177.60MPa≤1405 MPa 螺栓光杆部分对框缘的挤压 σjy=P /A3×9.8 =1444/352×9.8 =40.20MPa≤585 MPa 从上面的计算结果可知，无论是螺栓、螺母对被连接件的剪切应力和拉压应力都小于结构件的强度极限值。因此，连接件的设计是满足强度设计要求的。 结语 从某型飞机前后机身对接连接件的设计分析结果，以及某型飞机从静力试验、试飞、全机疲劳试验、外场试飞情况证明，前后机身对接连接件设计是合理的，是能够满足使用要求的。 参考文献 [1]飞机设计手册总编委会.飞机设计手册（第9册、第10册）[M].北京：航空工业出版社，2000. [2]飞机设计师基本功通用教程编委会.飞机设计师基本功通用教程[M].沈阳：航空航天工业部第六0一研究所，1991. [3]王志瑾，姚卫星.飞机结构设计[M].北京：国防工业出版社，2007. [4]贵航集团飞机设计研究所.XXX型飞机主要接合件修理容差图册[M].安顺：贵航集团飞机设计研究所，2009. [5]贵航集团飞机设计研究所.XXX型飞机第28框强度设计报告[R].安顺：贵航集团飞机设计研究所，2007. 摘 要：某型飞机前机身与后机身唯一的传力通道：第28框与28A框的连接件。本文就某型飞机前后机身连接件的设计特点进行了设计分析。实践证明，前后机身的连接件设计是合理的、完善协调的。该项设计为后继新机的研制提供了成熟的经验。 关键词：连接件；前后机身对接；设计分析 中图分类号：V21 文献标识码：A 1 概述 在结构设计中，除重视被连接件本身的强度外，还必须注意传力中连接件的设计，连接件设计是非常重要的一环。某型飞机的机身部分分为前后两段：前机身与后机身。前后机身的结合处为设计分离面。水平尾翼和垂直尾翼都固定在后机身上。水平尾翼、垂直尾翼上的气动载荷通过传力构件扩散到后机身上。这些载荷与发动机的动力载荷依靠传力构件传递到后机身前端时，转化为弯矩和扭矩作用。这些载荷要传递到前机身，必须通过前后机身的连接件。本文即对此前后机身连接件设计进行分析研究。 2 受力特点 尾翼的功用是保证飞机的俯仰平衡和航向平衡，保证飞机具有俯仰和航向安定操纵性。因为尾翼的功用是通过它所产生的升力来实现的，它也是一个升力面。水平尾翼与垂直尾翼上的气动力通过一定的传力通道传递到后机身上。后机身上承受的主要载荷还有发动机产生的动力载荷。这些载荷通过相应的传力系统传到第28A框时，以弯矩M、剪力Q及扭矩T的形式存在，见图1。 3 被连接件的结构形式 某型飞机前后机身采用了分离面设计。前机身后端是第28框，后机身的前端是第28A框。这两个对接框都是环形承力框。第28框上、下框缘（XXX-0228-1、-2）是用LC4-M材料制成，第28A框上、下外框缘（XXX-0301-611、XXX-0302-611）是用LY12-CZ材料的型材制成。框结构连接简图见图2，连接处主要零件见表1。 4 连接件的结构形式及其合理性 4.1 结构形式 根据被连接件的结构形式与受力特点，要将弯矩M与扭矩T从28A框传递到第28框，特将前后机身的连接设计成螺栓连接。18颗连接螺栓分布在上下框缘上，分布位置见图3， 位置数据见表2。连接螺栓见图4，螺母见图5。 4.2 合理性分析 4.2.1 螺栓分布合理性分析 前后机身对接螺栓沿着外框缘分布是有其合理性的。假设第28A框前端存在扭矩T、弯矩M （1） 上式中为每个剪切螺栓所受的横向剪力。 而每个螺栓处的惯性矩为： （2） 从（1）、（2）两式可知，连接螺栓位于外框缘上，有利于惯性矩Ii值及降低每个螺栓的剪切力。因此，连接螺栓沿着外框缘分布是有其合理性的。 4.2.2 连接件结构形式合理性分析 前后机身连接处考虑其所受载荷特点，设计为分布螺栓连接形式。其结构形式有如下特点： 采用阶梯型螺栓，增大光杆部分的断面面积，增大光杆部分对被连接件的挤压面积，降低挤压应力； 采用高脚螺母，增大螺纹的接合面积，降低螺纹的受力水平； 螺母与第28A框之间安装有钢垫圈，提高螺母对框缘的挤压强度； 第28A框上压入有钢衬套，提高螺栓对框缘的挤压强度。 综上所述，上述设计特点，理论上可保证前后机身连接可靠，有效降低了应力水平，结构形式是合理可行的。 5 结构受力分析 5.1 对接螺栓载荷分布 根据强度计算报告，各螺栓载荷数据见表3。 由表3可以看出，第9（9'）号螺栓在A对称情况下承受最大压力，S9=-7575kgf，第1（1'）号螺栓在A对称情况下承受最大拉力，S1=7441kgf，第3号螺栓在B综合情况下承受最大剪力P=1444kgf。 5.2 参数数据 根据螺栓的受力情况以及被连接件的结构形式，可以确定对接螺栓的受力接触面换和受力方式为： 对接螺栓头部挤压第28框上下框缘； 螺栓受剪力P作用； 螺栓受拉伸力S作用； 螺母挤压垫片； 螺栓光杆部分对框缘的挤压。 各参数数据见表4及表5。 5.3 强度校核 这里针对最严重的强度设计情况给出的最大载荷值来对安装部位的应力水平进行计算校核。 对接螺栓头部挤压第28框上下框缘： |σjy|=|Sy /A1|×9.8 =|-7575/969|×9.8 =76.61MPa≤650 MPa 螺栓受拉压力S作用： 拉伸 σl= Sl/A×9.8 =7441/201×9.8 =362.80MPa≤1170 MPa 压缩σy= |Sy/A|×9.8 =|-7575/201|×9.8 =369.33MPa≤1520 MPa 螺栓受剪力P作用 τjq=P/A×9.8=1444/201×9.8 =70.40MPa≤740 MPa 注：此处螺栓剪切强度取 0.63～0.65σb≈740 MPa 螺母挤压垫片 |σjy|=|Sy /A2|×9.8 =|-7575/418|×9.8 =177.60MPa≤1405 MPa 螺栓光杆部分对框缘的挤压 σjy=P /A3×9.8 =1444/352×9.8 =40.20MPa≤585 MPa 从上面的计算结果可知，无论是螺栓、螺母对被连接件的剪切应力和拉压应力都小于结构件的强度极限值。因此，连接件的设计是满足强度设计要求的。 结语 从某型飞机前后机身对接连接件的设计分析结果，以及某型飞机从静力试验、试飞、全机疲劳试验、外场试飞情况证明，前后机身对接连接件设计是合理的，是能够满足使用要求的。 参考文献 [1]飞机设计手册总编委会.飞机设计手册（第9册、第10册）[M].北京：航空工业出版社，2000. [2]飞机设计师基本功通用教程编委会.飞机设计师基本功通用教程[M].沈阳：航空航天工业部第六0一研究所，1991. [3]王志瑾，姚卫星.飞机结构设计[M].北京：国防工业出版社，2007. [4]贵航集团飞机设计研究所.XXX型飞机主要接合件修理容差图册[M].安顺：贵航集团飞机设计研究所，2009. [5]贵航集团飞机设计研究所.XXX型飞机第28框强度设计报告[R].安顺：贵航集团飞机设计研究所，2007. |
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