一种操纵面气动外缘吻合性公差评估方法

凡 玉，王新年，金 迪

(中航飞机西安民机有限责任公司 工程技术中心，西安 710089)

0 引言

操纵面的吻合性公差是指操纵面处于中立位置时，相对定翼面外形的吻合程度，以操纵面相对定翼面外形的凸凹量极限偏差及剪刀差极限偏差来衡量[1-3]。

传统民用飞机操纵面研制主要是依据国外先进民机结构设计公差经验进行研制或者试制，受限于国内制造和装配技术水平[4]，操纵面制件的气动外缘吻合性公差大多不能一次性满足HB 7086-1994和型号气动外缘公差技术文件要求[5]，致使操纵面返修或者重新研制，带来研制成本的增加和研制周期的延长。如何快速、准确、高效地设计操纵面，并使其满足相关技术文件规定的气动外缘吻合性公差要求，一直是飞机结构设计师追求的目标。

本文通过研究HB 7086-1994航空标准对气动外缘公差的规定和要求，通过解析几何推理得出操纵面气动外缘吻合性公差与操纵面悬挂点和作动器操纵点公差存在一定的几何关系，借助CATIA软件建立评估仿真模型。既可以通过设计公差直接评估操纵面气动外缘吻合性公差是否满足要求，也可直接引用HB 7086-1994或者型号规范性文件给出的气动外缘吻合性公差极值获取操纵面悬挂点和作动器操纵点的结构设计公差。

1 吻合性公差

HB 7086-1994对民用飞机操纵面的吻合性公差进行了详细规定。定翼面上A点位于定翼面后缘前10mm内，操纵面上B点位于操纵面外形与其前缘切点之后10mm内，见图1；操纵面相对定翼面外形的凸凹量极限偏差，如表1所示。

表1 操纵面相对定翼面外形的凸凹量极限偏差

图1操纵面相对定翼面外形的凸凹量极限偏差

*注：1.定翼面；2.操纵面

操纵面因制造装配公差出现上翘和下垂，见图2。操纵面剪刀差极限偏差如表2规定。

图2 操纵面剪刀差极限偏差

2 评估方法

2.1 几何原理

通过绘制操纵面安装示意图(见图3)，可以发现操纵面悬挂点公差(即操纵面旋转轴线公差)和作动器后对接点公差(即作动器后对接轴线公差)设计对操纵面的气动外缘吻合性公差有直接影响；以操纵平面为草图基准平面，建立操纵面安装简易几何关系模型(见图4)。图4中操纵面悬挂点C与作动器后对接点B的连线称作作动器理论中立摇臂位置线，然后分别以点C、点B为圆心，以两点初步定义的设计公差为半径作圆，连接两圆任意两点形成的直线称作作动器实际中立摇臂位置线，且存在几何关系有：作动器实际中立摇臂位置线与作动器理论中立摇臂位置线夹角α等于操纵面实际中立弦线与操纵面实际中立弦线夹角β(角β表现为操纵面中立时出现“上翘”或“下垂”)。

图3 操纵面安装示意图

*注：1.定翼面；2.操纵面；3.作动器

图4操纵面安装简易几何关系模型

当且仅当作动器实际中立摇臂位置线为两圆内公切线时，角α和角β同时取得最大值，即操纵面剪刀差公差和凸凹量公差均获得最大值G和T，而且G与操纵面悬挂点公差r1和作动器后对接点公差r2存在以下几何关系：

(1)

α=β

(2)

(3)

由式(1)～式(3)可以解出操纵面剪刀差偏差G：

(4)

2.2 基本流程

基于CATIA软件操纵面气动外缘吻合性公差评估方法基本流程，如图5所示。运用CATIA软件草图工作台，以操纵平面为基准建立运动仿真模型。依据HB 7086-1994航空标准文件设定操纵面的吻合性公差值，通过仿真模型直接获得操纵面旋转轴线公差、作动器后对接轴线公差；也可基于仿真模型，通过设定操纵面旋转轴线公差、作动器后对接轴线公差，直接获得操纵面气动吻合性公差值。将此值与HB 7086-1994航空标准文件中操纵面吻合性公差规定的极值进行比较，在满足工艺制造和装配的前提下，操纵面旋转轴线和作动器后对接轴线的设计公差可以选取保证操纵面吻合性公差不超过HB 7086-1994航空标准文件中所规定操纵面吻合性公差值的任意值。

图5 操纵面吻合性公差评估流程

3 算例

以某飞机升降舵为例，悬挂点公差取Ф=0.3mm(满足工艺性要求)，操纵点公差取Ф=0.2mm，基于CATIA软件运用新方法对升降舵的气动外缘吻合性进行评估。升降舵剪刀差公差评估模型见图6，剪刀差评估结果见表3。结果表明：升降舵剪刀差公差满足标准文件要求，悬挂点公差和操纵点公差设计合理。

(a)

(b)

项目剪刀差(mm)极限偏差(mm)备注1#悬挂上翘+1．41下垂-1．41±1．5符合符合2#悬挂上翘+1．36下垂-1．36±1．5符合3#悬挂上翘+1．27下垂-1．27±1．5符合4#悬挂上翘+1．17下垂-1．17±1．5符合5#悬挂上翘+1．10下垂-1．10±1．5符合1#操纵上翘+1．40下垂-1．40±1．5符合2#操纵上翘+1．35下垂-1．35±1．5符合

升降舵相对定翼面凸凹量公差评估结果见表4。结果表明：升降舵相对定翼面凸凹量公差满足标准文件要求，悬挂点公差和操纵点公差设计合理。

表4 升降舵相对定翼面凸凹量公差评估结果

续表4

项目凸凹量公差(mm)极限偏差(mm)备注2#操纵上翘+0．021下垂-0．021±2．0符合

新方法已应用于某飞机升降舵试验件的制造，如图7所示。结果表明：悬挂点公差和操纵点公差满足设计要求和工艺要求，升降舵气动外缘吻合性公差符合型号文件规定和HB 7086-1994航空标准要求。

图7 某飞机升降舵试验件

4 结语

传统操纵面气动外缘吻合性公差评估方法，是在操纵面研制过程中首先依据国外先进民机结构设计公差经验进行研制或者试制，制造出来后再借助测量仪器测量操纵面气动外缘公差是否满足要求。国内往往受限于制造和装配技术水平，操纵面制件的气动外缘吻合性公差大多不能一次性满足HB 7086-1994航空标准文件和型号气动外缘公差技术文件要求。

本文通过研究操纵面气动外缘吻合性公差与悬挂点设计公差、操纵点设计公差之间的几何关系，运用CAITA软件建立仿真模型，可依据标准文件设定操纵面的吻合性公差值直接获得操纵面旋转轴线公差、作动器后对接轴线公差；也可基于仿真模型，通过设定操纵面旋转轴线公差、作动器后对接轴线公差，直接获得操纵面气动吻合性公差值，将此值与HB 7086-1994航空标准文件中操纵面吻合性公差规定的极值进行比较是否满足要求。

新方法的提出，避免传统操纵面研制方法致操纵面返修或者重新研制，带来研制成本的增加和研制周期的延长，成功解决了民用飞机操纵面气动吻合性公差超差的难题，为国内后续型号操纵面气动吻合性公差结构设计提供参考。

[1] 敬石开，程云勇，张定华，等.一种区域公差约束的叶片模型配准方法[J].计算机集成制造系统，2010，16(4):883-886.

[2] 邵珂,万志强,杨超.基于试验气动力的弹性飞机舵面效率分析[J].航空学报,2009,30(9):1612-1617.

[3] 王发威,董新民,陈勇,等.多操纵面飞机舵面损伤的快速故障诊断[J].航空学报,2015,36(7):2350-2360.

[4] 魏洪峰.大型飞机复合材料双曲面组件的装配[J].宇航材料工艺, 2012,42(6):97-99.

[5] 中国航空综合技术研究所.HB 7086-1994,民用飞机气动外缘公差[S/OL].(1994-10-31)[2017-02-20].http://www.docin.com/p-83131509.html.