民用飛機機翼根部連接與柔性補償設計

廉　偉　史仁義 /

(上海飛機設計研究院，上海201210)

0　引言

民用飛機機翼根部連接區(qū)是翼身載荷交換與平衡的關鍵區(qū)域，從結構強度角度看該區(qū)域，元件承受高水平的復雜狀態(tài)載荷，結構元件尺寸大、復雜度高，變形協(xié)調關系復雜，靜強度、疲勞、損傷容限等設計要求都很高。就裝配連接來說，連接裝配界面復雜，空間可達性受限，復雜界面與機翼調姿運動自由度形成約束矛盾，同時在復雜三維空間條件下大尺寸機翼水平測量和姿態(tài)調整時，對接區(qū)域容差控制困難，界面匹配難度大，超差概率高，局部間隙檢測困難，容易產生強迫裝配應力，補償要求高，且存在大厚度復雜疊層的大尺寸緊固件制孔與安裝難題?？偟膩碚f，民用飛機機翼根部連接區(qū)表現(xiàn)出約束多、要求高、界面復雜的特征，所以機翼根部連接設計是民機結構設計的重點和難點。工程領域也對根部連接局部細節(jié)結構進行了分析和試驗研究[1-7]。

考慮氣動效率、操穩(wěn)特性和維護性等要求，當前國際先進民用飛機的基本布局形式均采用帶較大后掠角、一定上反角、下單翼布局形式，翼盒的壁板和梁等縱向件穿過機身。翼盒結構按照設計、制造和裝配要求設計了分離面，一般以根部對接肋(也常稱為1#肋，以下簡稱根肋)為界面，分為中央翼和左右外翼。通常中央翼先行與中機身結構(包括翼上地板縱梁、龍骨梁及中機身前后梁框及翼上框結構等)在部件裝配階段完成翼身界面連接，然后外翼翼盒與中央翼-中機身組合部段在總裝階段進行翼根連接。這種設計特點和裝配過程主要考慮均衡處理翼身連接和機翼根部對接的協(xié)調復雜度、基準定位與姿態(tài)調整便捷性、部裝和總裝裝配效率等。典型翼身連接和機翼根部對接如圖1所示。

圖1　典型機翼與機身結構連接界面

1　翼身連接區(qū)傳載特性與結構設計要求

作用在機翼翼面上的氣動載荷和慣性載荷，沿展向累積，在任意剖面上其合力作用可以通過剪力、彎矩、扭矩三個分量來表征，最終在根肋剖面通過中央翼結構或根肋與機身結構界面實現(xiàn)載荷平衡，其中上下彎矩在中央翼對稱面上自平衡，扭矩通過根肋與機身側壁連接結構及中央翼與地板縱梁和龍骨梁連接結構與機身載荷平衡，機翼剪力載荷與機身慣性載荷平衡。

考慮氣動效率，為提高民用飛機的升阻比特性和臨界速度，當前民機機翼氣動設計采用較大的展弦比和較大的后掠角，這將導致機翼根部區(qū)域的彎矩和扭矩較大。在最為臨界的垂向2.5 g過載條件下，對于機翼根部，因為翼面所累積的低頭扭矩與后梁腹板的剪力呈正疊加關系，故機翼根部后梁腹板的剪力很大，為了更好地擴散該集中載荷，先進民機結構通常在后梁后側布置“梯形板”。該梯形板前端連接在中央翼后梁上，通常與根肋共面，上側與若干個機身框(2～3個)連接，可以實現(xiàn)在更大區(qū)域范圍上機翼與機身間載荷擴散和平衡，這會顯著降低后梁連接區(qū)的載荷集中程度及后梁框的結構重量，對于結構耐久性更加有利。同時該梯形板與根肋平面共面，可視為根肋結構向后的延伸，根肋腹板面上的扭矩可以通過梯形板剪力與來自后機身的慣性載荷相平衡，實現(xiàn)了在更大范圍內的扭矩擴散，降低了傳遞至中央翼翼盒中與地板縱梁和龍骨梁界面上的扭矩，整體結構更加高效，同時降低結構重量。

2　根肋位置定義方法

在優(yōu)化翼身連接結構時，一個關鍵設計點是考慮周邊界面協(xié)調的根肋的布置。根肋的布置需要考慮中央翼與外翼的分離面位置、根肋與機身側壁的結構協(xié)調關系和傳載效率、根肋的方向及其在翼身連接結構中所承載的載荷及重量。一般根肋的方位確定原則如下：

1) 充分考慮機翼和機身曲面相貫關系，盡量使得翼身連接區(qū)域結構更加緊湊高效；

2) 根肋與機身側壁切線的夾角越小越好，減少界面處的面外載荷分量和二次彎矩影響；

3) 減少根肋緣條結構對整流罩尺寸的需求，降低整流罩結構尺寸和重量，盡量減少升力面損失，減小阻力；

4) 充分考慮機翼根部對接制孔及緊固件安裝空間需求，確保必要的可達性和工作效率，對于大厚度復雜夾層，需要充分考慮自動化工具的空間需求。

根據(jù)上述原則，根肋的布置和參數(shù)定義可以有多種。但先進民機的根肋布置定義經過歷史演化，目前主要有兩種類型：

1)1號肋垂直于地面、平行于機身對稱面，機身側壁在某一位置處由原來弧形轉折過渡到平行于機身對稱平面的平面形狀，此時中央翼的平面投影形狀為矩形。傳統(tǒng)上這一轉折點位置通常是地板梁基準與機身曲面交點位置，可較好地平衡節(jié)點載荷，如圖2中的第②種定義方法。對于新型的復材機身結構，其對面外載荷較為敏感且考慮自動化制造對局部曲率過度的敏感性，這一轉折點位置可能是機身最大寬度處，如圖2中的第①種定義方法。

圖2　幾種典型根肋平面定義方法

2)機身整體保持筒形結構，根肋垂直或不垂直于地面、不平行于機身對稱面，其位置基于機翼和機身氣動外形面相貫所形成的三維空間曲線來確定，考慮機翼安裝角的空間特性，則根肋在前梁方向的位置稍遠離機身對稱面、后梁方向的位置稍靠近機身對稱面。此時中央翼的平面投影形狀為前梁寬、后梁窄的梯形。機身可保持筒段弧形，或考慮局部結構階差進行局部小范圍修形，如圖2中的第③種定義方法。該方案的一種變種是將根肋下側向機身對稱面方向內偏，這會進一步減少根肋腹板與機身筒段的切線夾角，在機身連接界面處的局部彎矩減小，且中機身部段的包絡體尺寸較小，便于運輸，如圖2中的第④種定義方法，采用“大白鯨”飛機運輸?shù)腁350機身就是采用這種方案。

3　外翼與中央翼的連接界面

理論上，在保證結構安全和工藝性的前提下，前后梁上下壁板的連接可以有多種形式，但經過長期實踐優(yōu)化，目前民機機翼根部的主要連接方式可以分為兩大類，即套合型連接和對接型連接。

3.1 套合型連接

采用搭接的方式進行連接，根肋的連接結構在中央翼部段或外翼部段上裝配就位，外翼翼盒結構在調姿時向中央翼一側移動，并套合在根肋對接結構上[3]。為了保證機翼水平測量和調姿，這種連接方式必須為外翼翼盒的運動留下自由度，所以在固定結構和移動結構之間需要留下一定的名義間隙，在結構調姿到位后，加墊補償處理。套合結構的優(yōu)勢是結構緊湊，連接區(qū)連接結構寬度小、重量輕、傳力直接，但其缺點是有限的名義間隙對機翼調姿近進路徑形成約束。特別是考慮機翼的上反角、安裝角和后掠姿態(tài)，根據(jù)具體的根肋裝配方案，特定條件下機翼運動路徑需要特別設定，從而影響對接裝配效率。另外一個劣勢就是就位條件下，套合結構的加墊間隙測量在前后梁區(qū)域較梁對接型復雜，內部名義間隙加墊量大[8]，根肋周邊較大的加墊量影響裝配效率，同時加墊厚度較大時對結構強度和耐久性也存在影響[9-10]。

3.2 梁對接型連接

此方案為前后梁根部與根肋連接結構對接，如圖3所示。上壁板和下壁板均與根肋的上下緣條保持搭接。搭接時，考慮減少對調姿的限制，上下壁板配合面均在緣條的下側，翼盒可以通過內進-前移-上抬的路徑實現(xiàn)調姿近進(根據(jù)設計特征，若前后方向未受約束，可以省略前移步進)。考慮機翼的扁平狀結構特征，在尺寸較大的上下緣條上進行搭接，利用了搭接結構的效率優(yōu)勢，減省了結構重量，也減少了連接區(qū)域對整流罩尺寸的需求和氣動性能的影響。在前后梁區(qū)域采用對接減少調姿限制，同時在較小的重量代價下在該區(qū)域實現(xiàn)了更好的補償特性，即可以在開暢條件下對相應的配合面實現(xiàn)精確測量，并對連接帶板進行匹配性加工，裝配質量易于保證。

圖3　典型機翼裝配調姿近進路徑示意圖

4　外翼根部連接設計方法

機翼根部連接可以分為梁的連接和壁板的連接。

4.1 梁的連接

梁的連接設計要求目標為保證梁腹板的剪力及梁緣條的軸力能有效傳遞到被連接結構上，同時考慮實際結構中，腹板剪力載荷水平較低而緣條軸力載荷較大，同時對于軸力載荷，特別是拉伸載荷及局部的二次彎矩會導致對結構耐久性有顯著影響，故在存在軸力載荷的部位，推薦采用雙剪連接，在提高釘孔擠壓強度、連接結構的許用應力及降低局部二次彎矩和結構耐久性方面有益。綜上，梁的連接一般分為三個區(qū)域：

1) 上緣條內部布置角盒，與上壁板和腹板上的連接帶板構成雙剪連接結構;

2) 下緣條與下壁板及角盒的連接處理方式同上緣條處;

3) 梁腹板除靠近緣條的局部區(qū)域因角盒的存在構成雙剪連接外，主要剪切載荷傳遞區(qū)域為單剪連接。

4.2 壁板的連接

壁板的連接考慮兩個方面，壁板蒙皮的拉壓正應力載荷和沿機翼剖面的扭轉剪流載荷。連接方式同梁結構相似，即相對較低的剪切載荷分量對結構連接無特殊要求，主要考慮較高的拉壓正應力載荷和局部二次彎矩對結構強度和耐久性的影響的。在傳統(tǒng)金屬機型中，壁板常采用“Z”型長桁、“工”型長桁、“J”型長桁等結構形式，如此以來，結構在壁板連接處采用整體雙剪連接結構，即蒙皮一側結構采用單剪連接、長桁獨立緣條采用單剪連接、但壁板整體連接構成雙剪，如圖4(a)所示。這樣一來，結構的局部剛度大、整體上能有效控制二次彎矩的不利影響，對于穩(wěn)定性控制的上壁板結構還增加了端部支持系數(shù)，從而提高結構的失穩(wěn)臨界應力。但此類結構連接協(xié)調界面多，裝配協(xié)調不易。如果采用傳統(tǒng)的“╪”型結構，零件加工難度大，裝配協(xié)調加墊工作量大，在處理不當條件下容易產生裝配應力[5]，或在變形協(xié)調條件下產生較高的附加內應力。

另外一種雙剪結構是壁板與緣條單面配合，長桁到機翼根部逐漸斜削過渡到“T”型(或其本身為“T”型)，然后通過連接角盒進行連接。故參與根部對接的結構中，無論蒙皮一側，還是長桁腹板對接區(qū)域，本身均為雙剪結構，如圖4(b)所示。對于機翼的下壁板，因為主要承受拉伸載荷，此時設計理念為盡量將載荷平緩過渡到二維平面對接結構構型上，這樣將簡化結構剛度優(yōu)化，能更好實現(xiàn)剛心協(xié)調，減小局部二次彎矩，實現(xiàn)釘載分配比例的優(yōu)化等，從而更好地保證結構的強度和疲勞特性。典型結構細節(jié)如圖5所示。文獻[4]還對不同的細節(jié)設計構型進行了有限元分析和試驗研究，給出了較好的考慮釘載分部的細節(jié)設計原則。

圖4　典型機翼上壁板的連接

圖5　機翼下壁板的對接

在壁板對接設計過程中，根部連接區(qū)域的制孔、緊固件安裝及考慮維修條件下的緊固件更換等對于可達性和空間的需求是比較高的，這會影響到飛機的總裝效率、結構安全和后續(xù)維護特性。所以目前國際先進民機壁板根部對接的發(fā)展趨勢是結構設計盡量簡化制孔和緊固件安裝方法(特別是對上壁板連接區(qū))，包括：

1) 連接區(qū)桁條消除頂部緣條，以使得蒙皮-側壁板結構或腹板結構上制孔路徑通暢；

2) 對于部分新型復材機翼飛機，采用整體式連接，甚至不在長桁腹板上安裝緊固件，在滿足結構連接要求的前提下，進一步簡化配合面的協(xié)調效率和裝配效率，滿足容差和閃電防護間隙控制要求，同時減少制孔和緊固件安裝成本(如圖4(b)所示)。

總結而言，對于大型民用飛機根部連接結構，其設計的思路是雙剪連接、端部斜削、剛心對齊、裕度控制。雙剪連接的設計主要考慮提高關鍵區(qū)域的釘孔擠壓強度、降低二次彎矩，提高結構耐久性，同時具有失效安全特性；斜削的主要考慮是優(yōu)化局部剛度、減緩界面突變、減小二次彎矩，優(yōu)化結構重量；對中的主要目的是控制各載荷分量的耦合作用關系，減小偏心影響，優(yōu)化裝配基準；裕度控制對于根部連接區(qū)十分關鍵，考慮根部連接區(qū)結構安全要求高、結構裂紋/缺陷檢修困難、結構維修操作難度高等原因，對于機翼根部連接區(qū)，其結構設計在靜強度和疲勞強度上均應留有充足裕度，對于民用飛機結構而言，指定疲勞壽命條件下所控制的應力水平對應的金屬結構疲勞強度裕度建議最小不低于0.1，用適當?shù)闹亓看鷥r換取結構安全和耐久性保證，同時降低后期維修成本和安全風險。

5　柔性補償設計方法

對于機翼根部連接區(qū)，復雜協(xié)調界面間的不完全匹配所導致的強迫裝配應力總是難以避免的，而結構細節(jié)設計必須力圖將這些應力及其影響降至最低。

為了達到該目的，設計和工藝可采取以下4個措施：

1) 零件制造和部件裝配對于配合界面和相關基準的精確控制：在零件制造時，必須優(yōu)化加工和處理工藝，使得所制造的零件外形精度控制在允許的容差范圍內，同時在裝配時，充分考慮外翼對接界面的復雜性和效率，盡可能保證部件上在對接界面處的輪廓度要求。

2) 充分考慮機翼根部對接結構局部剛度特性，充分保證沿主載荷方向的連接剛度，以利于結構傳載效率和耐久性，同時進行良好的剛度過渡，從而優(yōu)化連接區(qū)的釘載分布。

3) 充分釋放垂直于主載荷方向的結構剛度，對于機翼根部連接來說，也就是充分釋放沿高度方向的結構剛度，這也是前文中所推薦的盡量采用二維化連接的根本原因。如圖4～圖5所示，機翼上下壁板的根肋緣條在對接區(qū)均為二維板狀結構，在盡量提高零件和裝配精度的條件下，若內部存在間隙，則在緊固件預緊力作用下，因板類結構面外剛度較低，可以提供順從剛度較大結構的柔性補償，此時所引起的裝配應力將會顯著降低，充分保證結構的應力腐蝕特性和耐久性。文獻[5]、[6]分別通過試驗結果和仿真分析證實了該設計方案的承載優(yōu)越性。

4) 以相同的方法處理前后梁結構連接時，該柔性補償將更具意義。目前，先進民機機翼結構采用“C”型剖面梁結構，在機翼根部對接時，因為制造精度、裝配精度、姿態(tài)變化、溫度變化等各種原因綜合影響，梁根部的不匹配性不可避免，在緊固連接時，若內部存在間隙則因為梁腹板在高度方向上提供了較高的剛度，在梁緣條與腹板過渡的R區(qū)產生很高的轉配應力，在復雜外部載荷作用下，容易發(fā)生應力腐蝕和疲勞問題[11-12]。對于復材梁結構，將會導致R區(qū)的分層。推薦的解決方案為，切除根部連接區(qū)部分腹板、緣條或在梁的緣條與腹板間切縫，通過將緣條與腹板在結構上進行分離，從而實現(xiàn)柔性釋放，解決了大尺寸梁結構界面匹配困難導致的高裝配應力問題。然后采用進行過精確配合面準備的角盒將結構重新連接，在不增加裝配應力的條件下，恢復了結構的完整性。

文獻[13]通過對于機翼上壁板根部連接區(qū)域局部的有限元分析和試驗研究，結果同樣證實了該結論。

采用了上述設計方案的國產某民機機翼根部對接時，在首架分裝配時下壁板連接部位局部存在配合間隙超差，在施加外力使得外翼下壁板與連接緣條貼合后，經測量在壁板上導致的裝配應力約為10 MPa，不超過許用應力的3%，經評估對靜強度和疲勞強度的影響均可接受，證實了相關設計方法的有效性，如圖6所示。

圖6　機翼根部強迫裝配嘗試的應變測量

6　討論

對于國際上正在快速發(fā)展的復合材料機翼結構來說，機翼根部方案與傳統(tǒng)結構的要求整體相似，但存在考慮復材結構受載的典型特性。

1) 盡量避免復材結構承受面外載荷作用和復雜應力狀態(tài)，包括強迫裝配引起的面外載荷和層間附加載荷[14]。因為層狀復合材料結構特點及其層間界面較弱的原因，復材承受面外載荷的能力很低，所以在機翼根部的連接區(qū)，盡量控制附加彎矩和因為變形協(xié)調所可能導致剝離載荷狀態(tài)，采用合理的斜率過渡、傳力路線簡潔的連接結構。這也是在目前新型復材民機結構連接中，壁板連接方案由空間三維連接結構向二維化發(fā)展的主要原因。

2) 基于鋪層固化而形成復材結構其厚度容差較大，較厚結構尺寸變化范圍較大，可能對機翼裝配調姿形成約束，對裝配造成不利影響。目前通常采用的處理方法為在機翼下壁板的內型面設計可機加層(犧牲層)，基于裝配基準通過機械加工精確控制該配合面，確保裝配要求。

3) 配合表面逆向準備技術?？紤]如前后梁的緣條處的連接角盒，其需要和梁緣條、梁腹板、根肋腹板三個界面進行匹配，而采用傳統(tǒng)的匹配打磨裝配方法效率低、精度差，目前較為先進的制造方法為在部件就位條件下，采用三維空間掃描的方法重構被連接結構的配合面，將數(shù)據(jù)數(shù)字化方式傳遞到精加工平臺，對預留了適當余量的角盒配合面進行匹配性加工，角盒結構配合表面精度高，加工效率高，一次到位。經實踐驗證，采用該方法后，配合精度可以提高到0.1 mm以內，對結構安全和耐久性均有利。A350的機翼壁板與骨架的裝配過程也采用了這樣的技術[15]。

4) 復雜連接區(qū)的高可靠性緊固連接設計。對于根部連接區(qū)，即便是傳統(tǒng)的全金屬結構，也存在大直徑干涉配合緊固件安裝困難問題，國外某先進制造商，其傳統(tǒng)金屬機翼飛機在根部連接區(qū)，當緊固件直徑較大時，采用錐形緊固件配合結構上的錐形孔，在緊固件擰緊后，通過錐面擠壓，形成干涉配合。但該方法制孔困難，成本高，干涉量有限。目前對于純金屬夾層，這一問題較好的解決方案為采用高干涉拉入式緊固件。隨著復合材料在中央翼及外翼翼盒上的大量應用，機翼根部連接區(qū)成為大厚度(總厚度可達80 mm以上)、復雜夾層(3～4層，同時含復材，鈦、鋁等夾層)、大直徑緊固件連接區(qū)域，傳統(tǒng)上該區(qū)域采用間隙配合緊固件避免復材分層。但如此以來，將導致釘孔擠壓強度降低、釘群載荷不均勻性增加、間隙配合導致金屬結構疲勞壽命下降等系列問題。考慮到合理的干涉量會提高結構連接強度、疲勞特性和剛度[16-17]，而采用安裝過程中通過周向膨脹、不會導致復材分層、對金屬結構同樣適用的襯套螺栓將能較好地解決這一問題。

7　結論

本文分析了大型民機翼身連接和根部對接區(qū)域的復雜度、主要約束與要求及不同主流根部連接方案的特性和優(yōu)缺點，給出了作為設計和裝配基準的根肋的不同定義方法和特點分析，給出了機翼與中央翼的根部對接方案的套合型方案和梁對接型方案的對比分析，以及翼根連接的典型設計方法及其主要考慮，從結構效率和減緩裝配應力的角度提出了機翼根肋周邊對接結構的剛度優(yōu)化與柔性補償?shù)脑O計方法。主要結論如下：

1) 根肋的布置對機翼與機身的分離面確定、結構傳載效率和結構裝配效率存在重要的影響，應根據(jù)飛機結構總體設計方案、機翼機身結構形式、材料及其承載特性、翼身連接區(qū)界面協(xié)調關系、重量等方面綜合考慮；應使得對接區(qū)結構緊湊、效率高，滿足相關結構載荷平衡、制造裝配工藝性等要求，減少升力面損失，降低阻力。

2) 機翼根部的連接設計從傳載效率角度考慮，應盡可能保證主載荷方向上的結構連接剛度和結構整體性，充分釋放垂直于主載荷方向上的連接剛度。對于前后梁角盒部位，推薦設計合理特征使得梁條與腹板的局部剛度約束釋放，然后采用裝配的角盒恢復結構完整性，通過柔性補償控制裝配應力。

3) 機翼根部連接需要建立雙剪連接、端部斜削、剛心對齊、裕度控制的設計理念，優(yōu)化局部剛度過渡，簡化連接區(qū)傳力路線，限制附加彎矩，優(yōu)化釘載分配，保證關鍵連接區(qū)的結構安全及耐久性，降低潛在的結構維修成本。

4) 機翼連接區(qū)作為最終裝配的關鍵工序，其工藝性、裝配效率和成本影響必須在結構設計時一并考慮，根部連接設計應取得結構效率、工藝性和重量等方面的協(xié)調平衡，對于民用飛機結構，需要特別考慮成本的影響。對于大厚度復雜疊層機翼根部結構連接，高效、高質量、自動化制孔成為趨勢，設計時需要特別考慮設備可達性要求。