大型客机机翼全机顶起结构设计研究

张元卿

【摘 要】飞机全机顶起是飞机维护必不可少的操作程序，通过设置于机头、左右机翼及后机身的四个顶起结构与千斤顶配合实现飞机的全机顶起操作。机翼顶起结构承载巨大的顶起载荷，对机翼结构和顶垫、机翼千斤顶都提出了非常高的承载要求。本文通过对机翼全机顶起结构设计要求、方案设计、强度分析、工艺性分析等方面进行了描述，为大型客机全机机翼顶起结构设计提供了思路和方法。

【关键词】全机顶起;顶起接头;顶垫

中图分类号： V267;V224文献标识码： A文章编号： 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

在飞机地面维护过程中，通过三角架千斤顶与设置于机体结构上的顶起结构相配合，实现飞机全机顶起，以利于飞机起落架的拆装更换和维修、起落架的收放试验及操纵系统检查、飞机的水平测量、飞机装配对接、飞机的大修及定检等工作[1]。

机翼全机顶起设计的实现包括两个方面内容，即机翼顶起点结构设计和顶垫结构设计。

1 设计要求

1.1 顶起结构设计通用要求

（1）应在机体提供4个顶起点，由位于机身前部（或后部）和左、右机翼上的主顶升点，以及机身后部（或前部）的辅助顶升点组成，用于顶升整架飞机。

（2）顶起设施应设计成能承受在最临界的重量和重心组合情况下的地面静载荷引起的限制载荷。

（3）顶起设施的设计应符合CCAR-25部的相关要求。

（4）顶起点结构的表面磨损应尽可能达到飞机寿命;若表面磨损不能达到飞机寿命，顶起点及其周围结构应有足够的可达性和开敞性，以便于顶起点的维护[2]。

1.2 适航条款要求[3]

（1）飞机结构必须设计成能承受单独作用于每个顶升点的垂直静反作用力1.33倍的垂直载荷，以及该垂直载荷与0.33倍垂直静反作用力的沿任何方向作用的水平载荷的组合。

（2）千斤顶垫与局部结构必须设计成能承受单独作用于每个顶升点的垂直静反作用力2.0倍的垂直载荷，以及该垂直载荷与0.33倍垂直静反作用力的沿任何方向作用的水平载荷的组合。

2 方案设计

2.1 方案一

在机翼顶起点周围提供2个螺纹孔供千斤顶顶垫连接固定，提供2个销孔连同机翼下壁板外表面用于传递载荷，千斤顶顶垫与机翼结构通过控制销孔和螺栓孔之间相对位置保证安装连接，如图1所示。

2.2 方案二

在机翼顶起点周围提供2个螺纹孔供千斤顶顶垫连接固定，提供2个销孔连同机翼下壁板外表面用于传递载荷，千斤顶顶垫设计成可调整式结构，通过调整偏心衬套保证剪切销与机翼结构孔配合，如图2所示。

2.3 方案三

机翼下壁板提供一个凹槽用于承受顶起载荷，凹槽中心提供一个螺栓孔用于固定千斤顶顶垫，此外机翼下壁板上提供一个限位销孔用于防止顶起时顶垫转动，如图3所示。

3 强度分析

3.1 方案一

极限载荷下，销钉剪切力为Q=（V×sinθ+S×cosθ）×1.5，销钉直径d1，下壁板蒙皮上的衬套孔径为d2，蒙皮厚度为δ，本方案为2颗销钉共同承载。顶起点处下蒙皮与全机坐标系下XOZ平面的夹角为θ。

η θ π τ σ

单颗销钉剪切工作应力为：τ=1.15×Q×4/（π×d12×2）。

销钉剪切裕度为：M.S.=[τ]/τ-1。

销钉孔衬套内孔壁的挤压工作应力为：σbr1=1.15×Q/（2×d1×δ）。

销钉孔衬套挤压强度裕度为：M.S.=[σbr1]/σbr1-1。

下壁板蒙皮的销孔挤压工作应力为：σbr2=1.15×Q/（2×d2×δ）。

下壁板蒙皮衬套孔挤压裕度为：M.S.=[σbr2]/σbr2-1。

3.2 方案二

方案二强度计算与方案一相同，顶垫设计偏心衬套进行调节，需對防止偏心衬套转动影响，此外大载荷是否能经受考验及使用重复性等，还需试验和使用证明。

3.3 方案三

下蒙皮厚度为δ1mm，梁缘条厚度δ2，凹槽深度h，凹槽直径d。

极限载荷下，蒙皮凹槽处的孔壁挤压工作应力：σbr=1.15×1.5×（V×sinθ+S×cosθ）/（d×h）。

蒙皮凹槽的挤压裕度为：M.S.=[σbr1]/σbr1-1。

极限载荷下，蒙皮凹槽处的垂向剪切工作应力为：τ=1.15×1.5×（V×sinθ+S×cosθ）/（π×d）/（δ1+δ2-h）。

蒙皮凹槽处的垂向剪切裕度为：M.S.=[τ]/τ-1。

4 工艺性分析

4.1 方案一

根据强度分析，本方案使用过程中需要两个剪切销同时均匀受力，才能安全的承受条款规定的顶垫承载要求。千斤顶顶垫、剪切销均为精密机加零件，可以保证尺寸公差和形位公差精度精确，因此机翼上连接孔形位公差的精度保证是顶垫与飞机配合安装的前提，然而机翼结构上开孔涉及零件众多，必须在翼盒总装型架上制孔，所以保证尺寸公差及形位公差精确较为困难。

4.2 方案二

采用可调式顶垫方案，顶垫设计偏心套补偿制造误差，可调节±0.5以上，因此采用本方案对于机翼顶起连接结构零件制造和装配来说制造公差可以放大很多。但是在每次全机顶起时安都需调节装，操作性差，不利于用户。并且存在机翼两孔位置度公差精度无法保证而影响顶起安全性和稳定性的可能。

4.3 方案三

对于本方案，因机翼下壁板蒙皮一般为整体机加、喷丸成形、喷丸强化的零件，蒙皮上的凹槽尺寸公差难以保证，凹槽中心需要加工盲螺纹孔且需要长期维护螺纹的自锁能力难度较大。蒙皮上凹槽较大影响气动外形，需要增加气动密封垫块，垫块需要用螺栓固定，对于蒙皮凹槽中心盲螺纹孔长期维护自锁能力难度较大，并且凹槽及盲螺纹孔对下壁板疲劳不利。

5 结论

机翼全机顶起点结构方案直接影响飞机结构强度、结构效率及后续维护维修，需要开展大量的协调和权衡工作。本文通过对机翼全机頂起结构设计要求、方案设计、强度分析、工艺性分析等方面进行了描述，为大型客机全机机翼顶起结构设计提供了思路和方法。

【参考文献】

[1]《飞机设计手册》总编委会.飞机设计手册第21册产品综合保障[M].航空工业出版社，2000.

[2]CCAR-25-R4，中国民用航空规章第25部运输类飞机适航标准[S]，2011.

[3]《飞机设计手册》总编委会.飞机设计手册第10册结构设计[M].航空工业出版社，2000.