飞机制造工艺教学资料

PAGE飞机制造工艺教学资料目录TOC\o"1-2"\h\u16021第一章飞机结构及其特点 1219381.1飞机结构及组成 1152361.2机翼 2110751.3机身 13205651.4尾翼 22154541.5飞机结构的特点 28322471.6飞机结构的工艺性 288644第二章飞机制造工艺特点与互换协调方法 27203562.1飞机制造工艺的特点 27168912.2飞机制造工艺的互换协调 29250562.3飞机制造互换协调方法 407432第三章飞机结构件制造工艺 52227803．1概述 52253563．2飞机整体结构主要工艺特点 54144683．4框类整体零件的制造 6853263．5大型骨架零件的制造 717183．6挤压型材和桁条零件的机械加T 719578第四章飞机钣金零件制造工艺 229225744.1平板零件和毛料的制造方法—剪裁、铣切及冲裁 22937874.2飞机型材零件的制造方法—压弯、滚 237251314.3飞机回转体零件的制造方法—旋压、胀形和拉深 253289724.4框肋类零件的成形方法—橡皮成形 261121914.5飞机蒙皮零件的成形方法 275103734.6飞机复杂壳形零件的成形方法 29610944.7飞机钣金零件制造的新工艺新方法 315PAGE第一章飞机结构及其特点1.1飞机结构及组成飞机是使用最广泛、最具有代表性的航空飞行器，它主要由机体、飞机操纵系统、飞机动力装置和机载设备等部分组成，其中机体包括机翼、机身及尾翼等部件，构成飞机的主体结构，如图1-1和图1-2所示。1-机翼；2-机身；3-进气口(发动机在机身内)；4-起落架上轮；5-起落架前轮；6-升降舵；7-水下安定面；8-方向舵；9-垂直安定面；10-副翼；11-襟翼；12-驾驶员座舱；13-空速管；14-翼刀图1-1飞机的主要组成部分图1-2波音-747宽体客机1.2机翼1.2.1机翼概述机翼是飞机产生升力和滚转操纵力矩的主要部件，同时也是现代飞机存储燃油的地方。机翼作为飞机的主要气动面，是主要的承受气动载荷部件，其结构高度低，承载大。它一般由机冀主盒、襟翼、扰流片、副翼、前缘襟翼、发动机吊挂等部分组成，如图1-3所示。机翼重量—般占全机重量的8％~15％，机翼结构重量占机翼重量的30％~50％。机翼通常有以下气动布局形式：平直翼、梯形翼、三角翼、后掠翼、边条翼、前掠翼、变后掠翼和菱形翼等。图1-3机翼布置图1-4翼面的典型结构构件1.2.2机翼结构组成机翼结构属薄壁型结构形式，构造上主要由蒙皮和骨架结构组成，如图1-4所示。骨架结构中，纵向构件有翼梁、长桁和墙(腹板)；横向构件有普通肋和加强肋，在根部与其他翼段相连或与机身相连。这些构件的基本功用是形成和保持翼面外形，承受和传递外载荷。(1)蒙皮蒙皮的直接功用是保持机翼外形和承载。气动载荷直接作用在蒙皮上，蒙皮将作用在上而的局部气动力传给结构骨架。在总体承载时，蒙皮和翼粱或翼墙的腹板组合在一起，形成封闭的盒式薄壁结构承受翼面扭矩，与长桁—起形成壁板承受翼面弯矩引起的轴力。结构最简单又广泛使用的是硬铝蒙皮。蒙皮和桁条组成的壁板有组合式或整体式，如图1-5所示。某些结构形式(如多墙式蒙皮)的蒙皮很厚，可从几毫米到十几毫米，常做成整体壁板形式，这时，蒙皮将成为最主要的、甚至是惟—的承受弯矩的受力结构。整体壁板可以减少连接件的数目，提高翼面整体油箱的密封性，可在保证足够强度和刚度的条件下得到质量轻的光滑翼面。(a)金属蒙皮(b)整体蒙皮(整体壁板)图1-5蒙皮除了整体壁板外，近来夹芯蒙皮也得到推广。夹芯蒙皮由两层薄金属板或复合材料层板与轻质疏松或蜂窝结构夹，芯互相连接而成，如图l-6所示。夹芯蒙皮可以降低翼面结构质量，提高翼而刚度和表面品质(无铆缝)，并具有良好的隔热、隔音、防震、抵抗裂纹及其他损伤扩展能力。(a)塑料夹芯蒙皮(b)蜂窝夹芯蒙皮1-塑料芯；2-面版；3-蜂窝芯图1-6夹芯蒙皮(2)桁条(a)板弯型材(b)挤压型材图1-7桁条的标准型材桁条(也称长桁)是纵向较为细长的杆件，与蒙皮相连，对蒙皮起支持作用，一般还与翼肋相连，受翼肋支持。桁条是纵向骨架中的重要受力构件之—，承受翼面弯矩引起的轴向力和局部气动力引起的剪刀，这些力的大小取决于翼面的结构形式并决定桁条横截面的形状和面积。桁条按截而形状有开式和闭式截面，按制造方法有板弯桁条和挤压桁条，如图1-7所示。板弯开式犁材由板材制造，容易弯曲，与蒙皮贴合好，得到的翼面光滑，容易与蒙皮及其他构件固接。板弯的闭式型材，如图1-7(a)中的6、7所示，可提高型材和蒙皮压缩临界应力。挤压型材通常比板弯型材具有较厚的腹板，在其他条件相同的情况下，它们的受力临界应力较高，但与蒙皮(特别是弯度大的蒙皮)难以固接。(3)翼梁翼梁由梁的腹板和缘条(或称突缘)组成，大多在根部与中翼段或与机身固接，如图1-8所示，剖面呈工字形或槽形。冀梁是单纯的受力件，缘条承受由弯矩引起的拉压轴力。由支柱加固的腹板承受剪力Q并能承受由扭矩引起的剪流，使翼面周边形成闭室并在这两种情况下受剪。在有的结构形式中，它是翼面主要的纵向受力件，承受翼面全部或大部分弯矩。1-上缘条；2-腹板；3-下缘条；4-支柱图1-8翼梁(4)纵墙纵墙的构造与翼梁相似，但缘条比梁缘条弱得多，—般与长桁相似，根部与其他部分的连接方式为铰接。具结构方案如图1-9所示。纵墙一般都不能承受弯矩，腹板主要用来承受剪力并传递到连接接头，与蒙皮组成到闭盒段以承受翼面的扭矩。纵墙还起到对蒙皮的支持，以提高蒙皮的屈曲承载能力。通常腹板没有减轻孔，为了提高临界应力，腹板用支持型材加强。后墙则还有封闭翼面内部容积的作用。1-腹板；2-弱缘条图1-9纵墙(5)翼肋翼肋分为普通翼肋和加强翼肋。普通翼肋构造上的功用是维持机翼剖而所需的形状，并将局部气动载荷从蒙皮和桁条传递到翼梁和蒙皮上，如图1-10所示。一般它与蒙皮、长桁相连，翼而受气动载荷时，它以自身平面内的刚度向蒙皮、长桁提供垂直方向的支持。同时，翼肋又沿周边支持在蒙皮和梁(或墙)的腹板上，在翼肋受载时，由蒙皮、腹板向翼肋提供各自平面内的支承剪流。l-腹板；2-周缘弯边；3-与腹板连接的弯边；4-减轻孔；A-前段；B-中段；C-后段；a-上部分；b-下部分图1-10腹板式翼肋加强翼肋除起普通翼肋的作用外，主要是用于承受固定在翼面上的部件(起落架、发动机、副翼及翼面其他活动部分悬挂接头)的集中力和力矩，并将它们传递转化为分散力传给蒙皮和翼梁、纵墙的腹板。结构不连续的地方也要布置加强肋，用于重新分配在纵向构件轴线转折处壁板和腹板之间的力，或在翼面结合处和大开口边界上将扭矩转变为力偶。加强肋有很大的横截面积，挤压型材制成的缘条、腹板不开口，用支撑角材加强，翼肋上的桁条重新对接，不需要切断翼肋缘条，如图1-11所示。有时这样的翼肋由锻件制造，或采用桁架式结构。机翼的特点是薄壁结构，以上各构件之间的连接大多采用分散连接，如铆接、螺接、点焊、胶接或它们的混合形式，如胶铆等。l-缘条；1-支柱；3-腹板；4-翼梁图1-11带支柱的腹板式加强翼肋1.2.3机翼结构形式机翼的主承力系统由承受作用在机翼上的力和力矩的构件组成，机翼的其他构件将局部载荷传递到主承力系统构件上，并与它—起形成机翼的整个承力系统。机翼结构形式是指结构中主承力系统的组成形式，通常按照强度设计的要求选择机翼结构形式，典型的受力形式有蒙皮骨架式、整体壁板式和夹层结构。(1)蒙皮骨架式翼面蒙皮骨架式即薄壁结构形式。随着现代飞机飞行速度增大和翼载荷提高，为了增大翼面的局部和总体刚度，开始全部采用硬蒙皮。最初的薄壁结构翼面，蒙皮很薄，只承担扭矩，不能承受弯矩，称为梁式结构。以后蒙皮不断加厚，支持蒙皮的桁条相应加强。蒙皮不仅承扭，还参与承弯，并且承弯程度越来越高，以至蒙皮与桁条一起组成的加强壁板成为主要的承弯构件，此时结构便发展成单块式结构。蒙皮进—步加厚，取消桁条，由多根纵墙对蒙皮提供支持，蒙皮单独成为承弯元件，此时结构便发展为多墙(腹板)式结构。按照抗弯材料的配置，蒙皮骨架式翼面可分为梁式、单块式和多墙式三种结构形式。1)梁式结构梁式结构多用于相对厚度大、结构载荷参数比较小、要大开口的翼面中或用在机翼与机身需要安排设计分离面的布局中。梁式结构的主要构造特点是蒙皮很薄，常用轻质铝合金制作，纵向翼梁很强，纵向长桁较少且弱，有时在与翼肋相交处断开，梁缘条的剖而与长桁相比要大得多。按翼梁的数目，梁式结构可分为单梁式(如图1-4所示)，双梁式(如图1-12)和多梁(3～5根梁)式。单梁式的翼梁通常放在剖面最高处，以便充分利用结构高度，提高翼梁的抗弯能力，减小缘条中因弯矩引起的拉压轴力，减轻翼梁质量。这种翼面通常布置l～2根纵墙形成闭室，提高翼面抗扭能力，前后纵墙还可用来固定副翼、襟翼及缝翼。双梁式对翼而内部空间合理利用较有利，两梁之间结构高度较大的部位可用来收藏起落架或放置燃油箱，但梁的高度降低，结构较重。多梁式多用于弦长较大的小展弦比机翼，安全性较高，可以设计成多通道传力。该形式的翼面通常不作为—个整体，而是分成左、右两个翼面，用几个梁、墙根部传递集中载的对接接头与机身连接。1-前梁；2-后梁：3-后墙；4-桁条；5-普通翼肋：6-蒙皮：7-梁缘条；8-立柱；9-接头；10-加强翼肋图1-12双梁结构梁式结构的主要优点是结构比较简单；抗弯材料集中在翼梁缘条上；在蒙皮上开口方便，对结构承弯能力影响较小。而且，中、外翼或翼身是通过翼梁根部的接头连接的，对接点少，连接简单。缺点是蒙皮未能发挥承弯作用，蒙皮材料利用不充分；蒙皮失稳后易出现皱纹，影响气流质量，增大阻力，容易导致早期疲劳损坏；生存性比其他承弯材料分散性大的结构形式低。2)单块式结构单块式结构从构造上看，蒙皮较厚，与长桁、翼梁缘条组成可受轴力的壁板承受绝大部分弯矩；纵向长桁布置较密，长桁截面积与梁的横截面比较接近或略小；梁或墙与壁板形成封闭的盒段，增强了翼丽结构的抗扭刚度。单块式结构的优点是蒙皮在气动载荷作用下变形较小，材料向剖面外缘分散，抗弯、抗扭强度及刚度均有所提高，安全可靠性比梁式结构好。缺点是结构比较复杂。大开口后，需加强周围结构以补偿承弯能力。与机身连接时，接头必须沿用边分布，结合点多，连接复杂。为了充分发挥单块式结构的受力特性，左、右翼面最好连成整体贯穿机身。有时为便于使用、维修，可在展向布置有设计分离面，分离面处采用沿翼盒周缘分散连接的形式将整个翼面连成—体，如图1-13所示，然后整个翼面另外通过几个接头与机身相连。3)多墙式结构多墙式结构由厚的承力蒙皮和多根墙组成，除在受集中力部位安排加强肋外，一般不安排普通肋。如图1-14所示。由于该结构的受压蒙皮通过墙得到受拉面蒙皮的支持，因此具有很高的应力水平和承弯能力。厚蒙皮翼盒结构承扭刚度大，对于高速飞机的薄机翼情况，特别适宜，可有效解决薄机翼的强度、刚度与减轻结构质量之间的矛盾。这种结构只能用于没有大开口的翼面，并被广泛设计成机翼整体油箱。多墙式结构的优点是抗弯材料分散在剖面上下缘，有较高的结构效率：局部刚度及总体刚度大；受力高度分散(多墙抗剪、蒙皮分散受弯及多闭室承扭)，破损安全性好，生存性高。缺点是不宜大开口；与机身连接点多。当左、右翼丽连成整体时与机身的连接与单块式类似。但有的也与梁式结构类似，分成左右翼面，在机身侧边与之相连。此时，往往由多墙式过渡到多梁式，用少于墙数量的几个梁的根部集中对接接头在根部与机身相连，如图1-15所示。1-长桁；2-翼肋；3-墙或梁的腹板图1-13单块式结构l-纵墙：2-蒙皮；3-襟翼；4-副翼；5-纵墙的缘条图1-14多墙式结构（2)整体壁板结构整体壁板结构山若干个大型整休件如整体蒙皮壁板、整体梁和整体肋组成，而整体件则是由整块毛坯加工制成的大型结构受力元件。整体壁板翼面由蒙皮与纵向构件、横向构件合并而成上下两块整体壁板，如图1—16所示，然后再铆接装配而成。整体壁板结构的特点是：蒙皮容易实现变厚度，加强筋可以合理布置，蒙皮材料离翼剖面中心最远，受力效果好，强度、刚度较大；构造简单、质量轻；铆缝少，表面光滑，气动外形好：零件少，装配协凋容易。整体壁板结构除了用金属材料制造以外，用复合材料制造也有很大的发展前景。1-整体壁板；2-襟翼；3-副翼图1-15F-104机翼根部构造图1-16整体壁板结构1-蜂窝夹芯蒙皮；2-纵墙；3-副翼；4-翼肋图1-17蜂窝夹层结构(3)夹层结构这种结构形式的特点是采用夹层板作为元件。夹层板是将单层板分成两层薄板，中间夹以芯层构成，芯层—般是轻质材料，轻质木材或硬泡木塑料，或各种金属材料，复合材料。面板有铝合金、不锈钢等。目前，应用最多的是铝蜂窝夹层结构。夹层结构又可分为夹板结构和夹层盒结构。夹层板结构主要由上下夹层板壁板，前后梁和若干翼肋组成。如图1-17所示。与同样质量的单层蒙皮相比，夹芯蒙皮的强度、刚度大，能够承受较大的局部气动力，气动外形好；夹芯蒙皮的两层面板之间充满着空气和绝热材料，耐热绝热性好。这种结构形式受力构件少，构造简单，装配工艺性好，密封性好。但制造工艺较复杂，工艺质量不稳定，特别是接头和分段处加工制造更加困难，且夹层结构上不宜开口。夹层盒结构主要针对相对厚度很小的翼面，上下夹层蒙皮的内层面板过于靠近，制成的全厚度夹层或全充填夹层结构。如图1-18所示为采用泡沫塑料作为填料的夹层盒翼面。该结构除在机翼尖部和根部安排翼肋外，不安排其他翼肋。其上蒙皮通过夹芯得到下蒙皮的支持，有很高的应力水平和轻的结构重量；但该结构内部不能装载，一般多用于无装载的外翼结构。机翼一般有多种不同的平面形状，如平直翼、后掠翼和三角翼等，分别由于不同速度、不同类型的飞机上。例如平直翼主要用于低速飞机，后掠翼主要用于高亚音速和超音速飞机上，三角翼和小展弦比直机翼用于超音速飞机上。不同类型形状的翼面，往往采用不同形式的翼面结构。即便是同一类型的平面形状，其结构形式也由于具体的设计要求不同而各异。从现代飞机的翼面结构来看，薄蒙皮梁式结构已很少采用；大型高亚音速的现代运输机和有些超音速战斗机采用多梁单块式结构；马赫数较大的超音速战斗机，多采用多墙(或多梁)式机翼结构(如图1-19所示)，或采用混合式结构形式，例如在根部要开口的部位采用梁式，外端较薄处为增大刚度而采用单块式。1-填料；2-蒙皮；3-纵墙图1-18实心夹层盒结构l-前缘缝翼；2-主起落架；3-副油箱；4-铝锂翼身连接板；5-冀身连接主骨架；6-机炮；7-右侧进气口；8-前起落架；9-前鸭翼(复合材料胶接结构)；10-机翼多梁结构，整体油箱；11-机翼碳纤维复合材料蒙皮；11-垂直安定面碳纤维板；13-方向舵复合材料结构；14-垂直安定面铝锂附件接头；15-内、外侧升降副冀(蜂窝芯子结构)图1-19法国“阵风”单座战斗机1.3机身1.3.1机身结构概述机身是指飞机机体结构中除各机翼结构之外的机体结构部分。机身结构包括机身、短舱、尾撑等筒形结构，主要用于装载和传力，同时将机翼、尾翼、发动机和起落架等部件连接在一起，此外，可以安置空勤组人员和旅客、装载燃油、武器、各种仪器设备和货物等。1.3.2机身结构组成机身结构一般由蒙皮和内部骨架组成。内部骨架由纵向元件——长桁、桁梁和垂直于机体纵轴的横向骨架——隔框组成。通常，机身结构各元件的功用相应地与机翼结构中各元件的功用相同。（1）蒙皮机身的蒙皮和机翼的蒙皮作用相同，构成飞机的气动外形，并保持表面光滑。在承受局部载荷时，如承受局部气动力，增压密封座舱部位的蒙皮将承受内压载荷，蒙皮将其传递给机身骨架。在承受总体载荷时，蒙皮承受垂直和水平方向的剪力，还承受和平衡机身上的扭矩；蒙皮与长桁组成的加筋板承受垂直和水平方向的弯矩。（2）纵向骨架长桁与桁梁均为机身的纵向构件。结构中长桁与机翼的长桁相似，长桁承受部分作用在蒙皮上的气动力并将其传给隔框。在桁条式机体结构中，长桁与蒙皮组成加强壁板承受机身弯曲时产生的轴力以及轴向载荷引起的轴力。另外，长桁对蒙皮起支持作用，提高蒙皮受压、受剪时失稳临界应力。在桁梁式机体结构中，布置了横截面积较大的桁梁来承受机身弯曲时产生轴力以及轴向载荷引起的轴力。同时，桁梁又可作为开口处加强件和承受集中载荷。（3）横向骨架横向骨架主要由普通框和加强框组成。框的功用与机翼中的肋相同。普通框用于维持机身的截面形状以及固定蒙皮和桁条，承受蒙皮的局部载荷，对桁条提供支持。普通框的典型结构如图1-20所示。框截面有两个缘条和—个腹板，能保证框承受弯曲和剪切。加强框主要是传递机翼、尾翼的集中力和集中装载等。通过连接件以剪流形式将力分散传给机身蒙皮。图1-20普通框的典型结构和框截面形状1.3.3机身结构形式机身通常要承受剪力、弯矩以及沿机体轴向的轴力和扭矩，而且内部需要装载货物、乘员和发动机等，故—般采用刚性薄壁空间结构。主要有下列几种典型结构形式。(1)桁架式结构桁架式结构的机身是—个立体构架，如图l-2l所示。构架由两个垂直的(侧面的)和两个水平面的(上面和下面)桁架组成，中间有构架式框和斜撑杆。桁架的组成元件(杆)只承受拉力或压力，而蒙皮起维形作用，只承受局部气动载荷。桁架—般是静定结构，故桁架结构生存性差，空间利用困难。目前这种结构仅在小型或轻型飞机上采用。图1-21桁架式结构(2)桁条式结构(单块式结构)桁条式结构特点是长桁较密、较强，蒙皮较厚。长桁与蒙皮组成壁板来承受弯曲引起的轴力，剪力和扭矩引起的剪流由蒙皮承受，如图1-22所示。结构的弯曲和扭转刚度大，故结构质量轻。但从其受力特点可以看出，蒙皮不宜开大口，开口处加强困难。1-桁条；2-蒙皮；3-隔框；4-接头；图1-22桁条式结构(3)桁梁式结构该结构特点是结构纵向具有较强的桁梁(如图l-23所示)，桁梁的截面很大但桁条很弱，甚至桁条可以不连续，蒙皮较薄。桁梁式结构一般安置四根纵梁，纵梁布置除考虑最佳承受弯矩状态外，还考虑大开口处结构加强和集中载荷传递。从结构总体受力分析看，弯曲引起的轴向力主要由桁梁承受，蒙皮和长桁只承受很小部分的轴力，剪力全部由蒙皮承受。桁梁式结构中开口可布置在两桁梁之间，这样不会显著地降低机身的抗弯强度和刚度，开口处加强所引起的质量增加较小。图1-23桁梁式结构(4)梁式结构此类结构由蒙皮、隔框和纵向大梁组成，如图1-24所示。载荷主要由大梁承受，蒙皮只承受剪力不参加纵向承力。当粱式结构一端传入弯矩和轴力时，大梁将承受釉力；这类结构适用于当结构承受轴向集中载荷较大，并间需要大开口的情况。由于蒙皮不参加纵向承力而只承受剪力，材料利用率不高，故相对于桁梁式结构而言，梁式结构质量较大。1-蒙皮；2-梁；3-隔框图1-24梁式结构(5)硬壳式结构硬壳式结构是一个厚壁筒壳，由蒙皮和少数隔框组成(如图1-25所示)，没有纵向构件，蒙皮很厚或采用夹层结构。由蒙皮承受结构总体弯曲、剪切和扭转载荷。在弯矩作用下蒙皮中产生拉伸或压缩正应力，但蒙皮利用率不高，离开削面惯性轴较远处蒙皮承载较大，而在剖面惯性轴附近蒙皮中正应力很小。硬壳式结构由于蒙皮较厚，结构具有较大的抗扭刚度；但结构质量重，不易开口，目前飞机上采用较少。1-蒙皮；2-隔桁图1-25硬壳式结构硬壳式结构形式又可分为下列几种：1)厚蒙皮式整体结构结构由较厚蒙皮和隔框组成，没有纵向构件，如图1—26所示。隔框只起维形和各舱段间连接作用，蒙皮承受全部载荷。当结构截面尺寸增大时，蒙皮的临界应力降低，要增加蒙皮厚度才能保证其承载能力。此类结构优点是结构简单，装配工作量少，气动外形好，容易保证舱段的密封，有效容积大，一般适用于小型强击机防弹舱段。此类结构不宜开口，若必须开舱口时，均应采用受力式口盖。口盖需参加整体受力，因此，结构质量增加。2)加肋壳式结构结构由带肋条的整体壁板和框组成(如图1-27所示)，整体壁板可用锻造、铸造或化学腐蚀等方法制成，壁板内有纵向和横向肋条以提高壁板的强度和刚度，并且不参加总体受力。在需要开口地方和受集中力附近可布置—些较强的纵、横向加强肋条。机身的进气道侧壁等常采用这类结构。1-纵向加强筋；2-横向加强筋图1-26厚蒙皮式整体结构图1-27加强壳式结构3)波纹板式结构波纹板式结构，外壳可以由一层波纹板与一层或两层光滑蒙皮构成，连接方式可以是焊接、胶接或热扩散成犁。材料用铝合金、钛合金或不锈钢。这种结构最大特点是：当沿波纹截面垂直方向作用压缩载荷，或者垂直蒙皮有径向载荷时，其临界应力很高，临界应力与材料的屈服应力的比值可达到0.7～0.8。对于主要承受轴向载荷的舱段或进气道侧壁可采用此结构。4)蜂窝夹层结构此类结构一般为两层光滑蒙皮与中间一层蜂窝夹芯组成，材料可选用铝合金、钛合金或复合材料，根据结构承载需要和结构使用温度确定。此类结构刚度大、质量轻，但不宜开口，与其他元件连接复杂。一般用于不需大开口的大型结构。1.3.4机身典型结构布局为提高飞机的维护性，战斗机机身结构要有很高的开口率。因此往往使结构传力路线布置变得十分困难。在总体布局时，特别要综合处理好维护性与合理传力的矛盾。一般情况，新—代战斗机的机身开口率可达50％，特别是机身腹部有前起落架舱开口，内埋武器舱开口，用于脱装发动机的大开口等。对于机身起落架布局的飞机，主起落架舱形成了更多的机身大开门。机头电子舱、设备舱也几乎将机头部位全部开口。因此机身结构大都采用梁式布局。只有老式较少开口的结构才采用单块式结构形式。由于尾翼的气动弹性特性受机身刚度影响十分大，机身结构设计不仅要考虑机身本身的强度、刚度要求，而且特别要注意尾翼气功弹性对机身的要求。许多飞机为满足尾翼的刚度要求，在后机身两侧布置了加强边条。F-16、苏-27飞机就采用了这种布局形式。图1-28所示苏-27机身是由前机身、机身中段和后机身三部分组成。该机采用翼身融合体技术，悬壁式中单翼，翼根外有光滑弯曲前伸的边条翼，双垂尾正常式布局，楔型进气道位于翼身融合休的前下方，有很好的气动性能，进气道底部及侧壁有栅型辅助门，以防起落时吸入异物。全金属半硬壳式机身，机头略向下垂，大量采用铝合金和钛合金，传统三梁式机翼。图1-28苏-27战斗机（1）前机身布局前机身主要是由雷达罩、设备舱、座舱、进气道、油箱、前起落架舱等组成。雷达罩应设计成能满足透波性能的非金属罩，目前—般采用重量较轻的蜂窝结构或非金属壳结构。新一代隐身飞机的雷达罩，要求采用既满足隐身要求，又能保持良好的自身雷达透波能力的结构设计。为便于使用维护，一般雷达罩设计成可向侧面翻转打开形式。设备舱一般设计成由纵向隔板和水平隔板组成的受力骨架，由快卸锁与口盖式蒙皮相连组成舱段。座舱—般为密封舱结构，上面由可密封的座体座舱和风挡玻璃组成，前后多是整体框，两侧和地板是密封铆接的筋板框结构，设计要考虑座舱增压的疲劳载荷。为满足隐身要求，风挡与座舱玻璃要采用表面增镀来减少座舱的雷达波反射。新式飞机的机身多采用整体油箱结构，该结构与老式软油箱布局相比，可减轻结构重量和提高载油量。进气道设计要特别注意由于压力脉动引起的蒙皮抖动以及由此带来的蒙皮疲劳和掉铆钉问题；其结构—般采用蜂窝板结构或密加筋板结构。前起落架舱通常利用座舱前后加强框间下面的空间。起落架支在其中的—个加强框上。为安全起见，—般情况起落架向前收，支点设在舱后面的加强框上。(2)中机身布局中机身一般由进气道、油箱、部分发动机舱、设备舱和武器舱组成，中机身处于与机翼相连接部位，是机身受力最大部位，一般力求减少开口。对于上下单翼布局的飞机多采用翼盒穿过中机身形式，并采用接头与机身结构相连接，这时飞机翼只将剪力和扭矩通过接头传给机身，而机翼大部分弯矩通过穿过机身的翼盒自身平衡。中单翼机翼布局情况，两侧机翼结构通过接头与机身加强框相连结，机翼的弯矩、扭矩、剪力全部传给机身的加强框结构；机身加强框再将这些载荷传给机身蒙皮和纵向传力结构。这种连接形式的左右机翼比穿过机身的机翼结构形式易于分解，便于运输；但机身框上弯曲载荷特别大，设计比较困难，同时结构重量较大。尽管如此，歼击机仍常用这种布局。如图1-29所示的苏-27飞机中机身。该机具有翼身融合的气动外形，机身中段从气动布局角度看，属于机翼的一部分，称为中央翼；而从结构功能角度看，则为机身中段。机身中段主要由1、2号油箱、主起落架舱和设备附件舱组成。机身中段为厚壁板框架式半硬壳式结构，大开口较少，机身的纵向弯矩由成型架大梁和纵向构件与壁板组成机身盒段承受，剪力由纵向构件腹板和翼肋传递，扭矩由机身中段的封闭盒段承受。外翼传入弯矩、剪力和扭矩在中央翼平衡。1-l号油箱4号腹板；2-桁条；3-1号油箱1腹板；4-上壁板；5-中央翼前舱；6-1号油箱3号腹板；7-前起落架收放支杆固定接头；8-阻力板固定接头；9-下壁板；10-18框侧壁板；11-机轮舱内7号肋；12-机轮舱内8号肋；13-2号油箱节6号内肋；14-中翼与外翼固定销孔；15-阻力板大梁；16、7-主起落架梁固定接头；18、19-进气口固定接头；20-2号油箱上壁板；21、25、26-2号油箱7、5、4号翼肋；22-阻力板；23-作动筒；24-起落架梁图1-29苏-27中机身结构图(3)后机身布局后机身主要是用于支持尾翼、装载发动机及部分设备。为便于维护，—般情况发动机采用向下脱出的方案装卸，因此，后机身下部要设计成大开口形式。如何将尾翼载荷传递至中机身，特别在有大开口的情况下如何传递扭矩是结构布局的关键，另一关键问题是确保后机身有足够的刚度，使得尾翼能够满足颤振设计要求。对于有大开口的后机身，通常采用梁式结构，还要在开口梁处设计出一个传扭闭室。发动机安装在后机身的布局，其结构设计要考虑隔热和通风。耐热的钛合金材料往往被广泛用于后机身结构中。对于双发飞机，考虑进气道布局、翼身融合体布局和面积律设计后，机身外形变得十分复杂，结构布局也应根据具体情况，多方案比较后确定。为满足隐身要求，机身所有开口都要早锯齿形并安要求做好密封。F-22飞机的口盖设计是十分典型的。如图1-30所示的苏-27飞机后机身。由左、右舱和中间舱两大部分组成。34框开始到尾尖的阻力伞舱整流罩，左、右舱从第28框至发动机舱尾整流罩，从第28框到第34框左、右舱在中央翼下方。左、右舱前部为进气道，右部为发动机舱。1-28框上固定中翼接头；2-31框上固定中翼接头；3-进气道；4-上部大梁；5-机身尾部中舱；6-设备舱；7-阻力伞舱；8-固定平尾半轴；9-45框；lO-42框；11-38框；12-发动机固定接头；13-34框；14-31框；15-28框；16-心气口前缘图1—30苏27后机身结构通常机身在外载荷作用下其总体内力可归纳为弯矩、剪力和扭矩，这三类内力在机身结构中传递和平衡。而机身结构主要由蒙皮、桁条、桁梁和隔框组成的空间薄壁结构式的壳休来承受内力。由于机身中安置各种装载物，与机身相连的各部件位置和受力形式不同，在机身承受集中力或大开口处需布置相应的纵向构件（如加强短梁）和加强框。并且需布置一定构件将集中载荷扩散成剪流传到蒙皮、长桁、隔框等组成的机身盒段结构上。因此实际结构的具休构造要复杂得多。同时，结构形式选择，结构布局和具体结构设计，不仅仅从受力形式考虑，还应考虑结构疲劳和损伤容限以及可靠性，结构内部设备的使用维护性，结构的工艺性和维修性，结构质量以及经济性等要求。不论对原有结构的分析或新结构设计都应从总体布置、受力形式、使用、维护、材料和工艺等方面综合分析，使结构满足质量最轻的要求。1.4尾翼1.4.1尾翼结构概述尾翼用于保证飞机的纵向和航向的平衡与安定性，以及实施对飞机的纵向、俯仰和航向的操纵。—般常规飞机的尾翼由水平尾翼和垂直尾翼两部分组成。水平尾翼由水平安定面和升降舵组成；垂直尾翼由垂直安定面和方向舵组成。升降舵和方向舵统称为舵面。从本质上说尾翼的直接功用也是产生升力，因而尾翼的设计要求和构造与机翼十分类似，通常都是由骨架和蒙皮构成，但它们的表面尺寸—般较小，厚度较薄，在构造形式上有—些特点。随着飞机的不断发展，为了改善跨声速和超声速飞行器在高速飞行中的纵向操纵性，如今许多超音速飞机(尤其是高性能的战斗机，如俄罗斯的苏-27、美国的F-15“鹰”战斗机等)都将水平尾翼设计成可偏转的整体，称为全动平尾。(a)晋通尾翼布局(b)T形尾布局图1-31尾翼的典型布局1.4.2安定面的结构特点及布局安定面的结构和翼面基本相同，受力特性也相同。但安定面不同于机翼结构设计的特点是安定而内很少有装载，故安定面完全可以按受力要求进行结构设计。安定面的结构布局及承力系统的安排是否合适，对结构效率有重要影响。同时尾翼的气动布局形式不同，安定面的结构布局与承力系统安排也有所不同。普通尾翼与T形尾翼的典型布局如图1-31所示。安定面常采用的结构布局形式有梁式、单块式、多墙式、整体式、全蜂窝式或混合式等。轻型飞机的安定而大多采用双梁式（后梁为主)或一粱(后)一墙(前)式结构。现代速度较高的飞机一般采用双梁(或多梁)、壁板和多肋的单块式结构。使用多梁的目的是增大结构刚度，提高防颤振特性，例如，波音-747和波音-767的水平安定面和垂直安定而都是双梁加—辅助前梁(前墙)的双闭室结构。现代的高速运输机还有采用由数根梁、密排翼肋和变厚度蒙皮组成的结构，其翼面不用桁条，这种形式的制造成本低、抗扭刚度高，尤其对防颤振有较好的效果。这种设计已用于波音-707和波音-727的水平安定面上。安定面通常将后梁设计成主梁，且在悬挂接头处布置有加强肋，如图1-32所示。这是因为舵面一般悬挂在后面，而尾翼的载荷特点是舵面载荷大。水平安定面与机身有两种连接方式。一种是固定式，水平安定面分段，在机身侧面，固定在机身上；或者整个水平安定面贯穿机身，前后用4个接头固定在机身上。另—种是可调式，水平安定面的安装角可凋，应用在—些高亚声速运输机上，目的是提高平尾的配平效率。可调式水平安定面中央翼盒贯穿机身，后面用两个铰链接头支撑在机身加强框上，前面用1-2个接头连制动器，飞行中可以通过制动器调节安定而的迎角，改变飞机的俯仰角，对飞机起配平作用。它的优点是比舵面的配平阻力小。近代许多大型运输机如1-1011、DC-10(如图1-33所示)和波音系列客机都采用这种形式。安装两个制动器可以使安定面的支撑及操纵具有破损安全特性。也有的飞机是在前梁的正中间单独装有—个螺旋操纵机构，此时应将连接接头本身设计成具有损伤容限特性，如图1-32(d)所示。可调式水平安定面引起的结构问题是机身开缺口，影响尾段结构受力特性，还要增设密封板。(a)波音747尾翼(b)C-133尾翼1-安定面前梁；2-安定面后梁；3-墙：4-舵面梁；5-方向舵；6-次强框；7-强框；8-加强框；9-可拆卸前缘；10-壁板；11-铝蜂窝：12-铰链肋；13-玻纤蜂窝；14-可更换的后缘；15-配重；16-检查口图1-32安定面的结构布置与对接加强框的布置除个别飞机的垂直尾翼可动（如SR-71飞机具有全动式垂直尾翼）外，绝大多数飞机的垂直安定面是不可动的，安装固定在后机身上。根部连接处安定面梁与机身隔框有转折，需要沿机身纵向布置加强的构件承受和传递安定面梁传来的分弯矩，有些飞机将垂直安定面的梁直接插入机身，与机身加强框结合—起成为斜加强框。这样可以直接将弯矩传到机身结构上，避免在机身上因使用接头而带来疲劳问题。T形尾翼的垂直安定面，由于平尾固定在垂尾上，还必须能承受水平安定面传来的载荷。T形尾翼的垂直安定面，常用较厚的对称翼型，翼盒结构有较大的刚度，—定程度利于解决T形尾翼突出的颤振问题，该种垂直安定而的结构布局形式多采用双梁式（或多梁式）或双梁单块式。尤其是装有可调安装角平尾的丁形尾翼垂直安定面，双梁式或双梁单块式翼盒结构的前梁用来安装操纵下尾的助力器，后梁上安置支撑平尾翼盒的枢轴，这些连接点直接承受平尾传来的集中力。T形尾翼垂直安定面的翼展比常规的翼展约短三分之—，而它所需要的结构刚度却比常规大。因此，其盒段结构采用蒙皮—桁条加强板或整体加强板(整体式)最适合这种要求。1-蒙皮；2-翼肋；3-检查口盖；4-制动器螺杆连接接头；5-加强版；6-隔框；7-水下安定面枢轴图1-33水平安定面的中央翼盒1.4.3全动平尾当飞机超声速飞行时，因激波后的扰动不能前传，舵面偏转后不能像亚声速流中那样同时改变安定而的压力分布，共同提供操纵力或平衡力，因此尾翼效能下降。而飞机的纵向稳定性却因翼面压力中心后移而大大增加，二者之间产生了矛盾。为了提高尾翼的效能采用了全动平尾。全动平尾是指整个平尾可绕某一轴线偏转，起操纵面的作用。(1)转轴的形式及位置确定1)转轴的位置在确定全动平尾的转轴位置时，要综合考虑如下因素：转轴的位置和平尾的防颤振品质有很大关系，一般说转轴靠前有利于改善防颤振品质；尽可能利用平尾内有利的结构高度来布置转轴，以减轻转轴的质量，提高转轴的承载能力；尽量减小平尾气动合力至转轴的力臂，以减小铰链力矩。对后掠式平尾而言，亚声速压心位置约在28％～30％平均气动弦处，超声速压心在50％平均气动弦左右。为了减小铰链力矩应使亚声速铰链力矩的最大值等于超产速铰链力矩的最大值，因而转轴应落在两压心之间的某个位置。通常把轴线布置在两个压心的中间位置，约占平均气动弦的40％，如图1-34所示。转轴在此位置结构高度较高。图1-34全动平尾的转轴前后位置的确定2)转轴的形式全动平尾常采用的转轴形式有直轴式、斜轴式、转轴式、定轴式及直斜轴的混合式等。直轴式是指转轴垂直于飞机的对称轴线，如图1-35（a）所示。斜轴式是指转轴具有—定的后掠角，如图1-35(b)所示。直轴式在机身内容易布置，操纵机构也较简单，转轴质量比较轻。如果转轴要伸入平尾内，对于大后掠角平尾，转轴的结构高度将受到平尾结构高度的限制，在根部，轴所在位置靠近后缘，结构高度小，受载不利，轴的质量特性差。当平尾为平直翼或中等后掠或后缘较平直时，宜采用直轴式。斜轴式正好相反，对大后掠角的平尾，宜采用转轴伸人平尾内的斜轴式，转轴可以更好地利用结构最大高度，铰链力矩也比较小。转轴式千尾的轴与尾翼连接在—起，用固定在转轴上的摇臂操纵转轴，平尾与转轴一起偏转，如图l-36(a)所示。定轴式的轴不动，固定在机体上；尾翼套在轴上绕轴转动；操纵接头则布置在尾冀根部的加强肋上，如图1-36(b)所示。与转轴式相比，由于定轴式的操纵点和轴之间的力臂有时可设计得比转轴式长，可使操纵力相对较小，尾翼受力较好。缺点是在尾翼结构高度内要安放轴和轴承，限制了轴径，对轴受力不利；此外须在机体十开弧形槽，对机体有所削弱。转轴式的优、缺点与之相反。图1-35直轴式和斜轴式全动平尾示意图图1-36转轴式和定轴式全动平尾示意图图1-37单块式过渡到集中1-垂直尾翼；2-助力器；3-蜂窝结构；短粱形式的全动平尾4-全高度蜂窝构图1-38F-14全动平尾(2)全动平尾的结构特点全动平尾的结构形式直接与转轴形式有关，它的选取应综合考虑有关因素。常见的结构形式主要为单梁式、单块式过渡到集中短梁的形式、双梁单块式或多梁单块式等。单梁式全动平尾的主梁沿转轴一直延伸到翼梢，弯矩全由主梁承受，主要用于翼型厚度较大、后掠较小及载荷量级不大的转轴式全动平尾。单块式过渡到集中短梁的形式，外段采用刚度较好，结构效率较高的单块式，在根部转成梁式，以便载荷向转轴过渡，如图1-37所示。此种结构形式常用于转轴式全动平尾，主要是由于转轴式全动平尾上的弯矩、剪力和扭矩都要集中到转轴上，然后由转轴传给机身的特点决定的。双梁单块式或多梁单块式结构，布置有两个或多个梁(或墙)，较适合定轴式全动平尾的受力特点，即转轴仅受剪力、弯矩，不受扭。平尾上的载荷不必全都集中在转轴上，具有一定的破损安全特性。对于马赫数Ma=2左右的飞机，在设计全动平尾时需特别注意保证它的局部刚度及整体刚度中的扭转刚度，常采用整体壁板构成整体式结构以满足刚度要求。随着新材料和新结构的应用，全动平尾出现单梁、双梁和多梁复合材料结构等新的结构形式。如多梁复合材料结构用复合材料做蒙皮，前缘和后缘由全高度的蜂窝结构组合成整体件，如图1-38所示。F-14、F-15和F-16全动平尾的蒙皮均采用了复合材料。尾翼是一个整体的可操纵面。对尾翼的主要要求也是保证它所承担的空气动力任务的完成，能在飞机所有允许的飞行状态中均起到足够的平衡、稳定和操纵作用；具有足够的强度、刚度、损伤容限、寿命而重量尽可能轻以及在飞机允许的飞行速度范围内不发生各种形式的振动。1.5飞机结构的特点飞机的结构特点必须满足飞机的使用要求以及对飞机设计技术提出更高、更新以及越来越趋于综合设计的技术要求，长寿命、高可靠性、低生产成本与良好的技战术性能、良好的经济性与维修性等技术要求。不同的飞机部件根据使用不同而有不同的侧重点，归纳起来主要有：1.5.1气动要求结构应保证构造外形满足总体设计规定的外形准确度；不容许机翼、尾翼、机身结构有过大变形，以保证飞行器具有良好的气动升力和阻力特性以及具有良好的稳定性和操纵性。1.5.2质量要求对于飞行器来说，结构质量的减少，就意味着有效载荷、飞行速度和飞行距离的增加。保证结构在承受各种规定的载荷状态下，具有足够的强度、不产生不能容许的残余变形；具有足够的刚度，以避免出现不能容许的气动弹性现象与共振现象；具有足够的寿命，防上结构失效等情况下，使结构质量最轻。1.5.3使用维护要求飞机的各部分(包括主要结构和装在飞行器内部的各个重要设备、系统)，须分别按规定的周期进行检查、维护和修理。良好的维修性可以提高飞行器在使用中的安全可靠性和保障性，并可以有效地降低保障和使用的成本。为了使飞机有良好的维修性，在结构上需要布置合理的分离面与各种舱口，在结构内部安排必要的检查和维修通道，增加结构的开敞性和可达性。1.5.4工艺要求要求飞机结构有良好的工艺性，便于加工、装配。这些须结合产品的产量、品种和需要的迫切性与加工条件等综合考虑。对于复合材料等新材料来说，还应对材料、结构的制作和结构修理的工艺性予以重视。1.6飞机结构的工艺性针对飞机结构的特点，其工艺性主要体现在以下几个力方面：1）为保证结构零件的加工精度和各种整体壁板件的应用，广泛使用大量的先进的数控加工设备；2）为保证结构众多的零部件在装配阶段的外形准确度，必须使用大量的夹具、装配型架；3）为了满足使用维护要求，便于拆卸与安装，需要进行合理的确定设计分离面；4）根据不同的结构布局，采用合理的接头连接方式；主要有各种螺栓连接、胶接、铆接、焊接等；5）在保证结构具有足够的刚度、强度及抗疲劳特性的情况下，为了使结构重量最轻，大量采用新材料，如各种合金材料、复合材料等。PAGE第二章飞机制造工艺特点与互换协调方法从总体上说，整架飞机是由骨架结构件及钣金件两大部分零件组成的。飞机的机身、梁、机翼壁板等都是典型的飞机结构零件；飞机的框肋、桁条、蒙皮、管道等都是典型的飞机钣金零件。不同类系型的零件所采用的制造工艺与方法也有所不同，如结构类零件主要采用机加工艺来完成，而钣金类零件主要采用钣金成形工艺来完成。飞机钣金零件与机械加工零件加工完成后装配成—架完整的符合设计外形的飞机，这就对零件加工时零件与零件之间的协凋性提出了要求。由于飞机产品的特殊性，飞机制造技术及其过程与一般的机械制造有着明显的不同，有自己的独特之处。其中关键之—是，如何保证通过种种环节制造出来的飞机，其几何形状和尺寸是设计人员所需要的，不仅使飞机能顺利地装配出来，而且能满足使用和维护的需要。怎样使图纸上飞机的几何形状和尺寸能正确无误地传递到最后的产品上，且其零件、部件是互换协调的，这就是制造工程的任务。因此，需要技术人员采取一系列技术措施来保证这—任务的实现。因此，各种不同类型的零件加工过程中、加工完成后的飞机装配过程中都涉及互换协调问题。不管零件类型如何，飞机制造技术及其模式是随着科学与技术的进步而不断发展的。社会的需求和市场的竞争也推动着飞机制造技术的不断更新和制造模式的不断改进。2.1飞机制造工艺的特点飞机制造工艺是机械制造学科的一个领域，是研究飞机生产的工艺原理、各工艺过程的相互联系及其发展规律的科学。新机种的诞生，包括一系列的设计、制造和试验的综合工作．需要完成复杂的生产准备工作。新机的生产准备可分为设计、工艺和组织三方面，三者之间既有科学的分工又有相互间的密切联系。即使当—种试验飞机被鉴定合格，证明符合设计要求，可以投入“O”批试制和成批生产以后，根据实际使用情况，设计、制造和试验工作三者之间仍有着紧密联系。将原材料及半成品转变为成品——飞机的—切劳动过程统称为生产过程。生产过程包括工艺过程及其辅助过程，如生产准备、设备维修、厂内运输、统计核算等等。工艺过程是生产过程的主体，是将原材料制造成飞机的过程，即指自接改变所加工零件的尺寸形状或材料性能，将零件装配成组合件、部件和飞机的过程。飞机的制造过程和一般机器制造过程相同，可以划分为毛坯制造、零件加工、装配和试验四个阶段。飞机制造所用的毛坯和半成品，如锻件、铸件、板料、型材等种类繁多，根据现代化生产的协作原则，主要由外厂供应。飞机装配、安装中所需要的大量标准件，以及发动机、特种设备、仪表等等成品也是由专门工厂组织生产。即使这样，由于飞机构造复杂，制造劳动量大，为满足国民经济的发展需要和国防战备要求，往往还有由几个工分工协作生产同一型号飞机的情况。应该注意到飞机的整个制造过程和国家的工业化体系有着密切的联系。而飞机制造的水平，生产组织的基本形式也不可能脱离国家整个工业体系当前的发展水平而孤立发展，但是飞机制造工艺过程也有它本身的特点。其特点是与飞机产品的使用要求、飞机产品设计结构特点紧密不可分的。2.1.1飞机产品使用要求的特点（1）质量要求高任何产品的质量决定于其多方面性能的综合。飞机的质量指标主要有飞机的飞行战术性能、强度和可靠性、使用寿命以及互换性等。要满足使用要求而且质量稳定可靠。（2）结构不断改进由于使用方面的要求，飞机构造经常修改、改型。要求飞机从研制到投产的周期短，而且要适应设计更改频繁、结构不断变化和改进的要求。（3）要适应产量大小的变化尤其是军用飞机，研制时批量小，战时要求迅速扩大产量，这是在产品设计、工艺过程设计中都必须考虑的问题。（4）要努力降低材料、劳动力的耗费飞机成本很高，耗费巨大，在确保产品质量，完成数量任务的同时必须努力降低耗费。2.1.2飞机产品结构的特点飞机不向于一般机械产品，其结构特点归纳起来主要有：（1）构造复杂，零件多一辆载重汽车包括发动机在内大约有三千多个零件，而—架飞机仅壳体上的零件就有—万五千至十万件不等，其中还不包括几百万件的螺钉、铆钉等标准件。如某型轰炸机仅重要附件就有八千—百种，以及三百二十五台电子电气装置、二千四百米液压管路和长—百公里左右的导线。因此，要求有广泛的协作体系，许多零件、附件、成件、仪表设备都要有专厂供应。（2）外形复杂，尺寸大飞机的骨架和蒙皮大多具有不规则的曲面形状，根据机型的不同，如大型运输机C-5A飞机冀展长达68m，机身全长75m，因此决定了零件、组合件、部件的尺寸也较大。如波音747机翼上一块整体壁板即长达34m。（3）精度要求高、刚度小如L一1011飞机的复杂曲面蒙皮壁板，最大尺寸2.5m×l2m，成形误差要求小于0.3mm。而机体绝大多数零件刚度均很小，一些零件在自重状态都会引起变形。由于气动力性能要求，大部分机体构件的外形准确度，一般都在10级精度范围内。2.1.3飞机制造工艺特点针对上述特点，飞机制造工艺的特点是：（1）要采用新的保证互换协调的方法仅采用—般机器制造业的公差配合制度，不能保证各零件、部件问的相互协调与互换要求，而要采用飞机工业中—套特有的保证产品的互换协调的方法——模线样板工作法或模线样板标准样件工作法。（2）生产准备工作量大由于零件品种数量多、外形复杂，成形需要模具工装，而由于零件刚度小，装配时又需要大量夹具、型架，以及必要的标准工艺装备，使飞机生产准备工作量很大，而要求周期尽量短。（3）批量小，手工劳动量大由于飞机型号、结构改动频繁，要求生产方式要具有很大的机动性。飞机生产中必须尽量简化工艺装备构造。提高其通用化程度，采用通用化的工装设备等等。即使如此，往往还需要大量采用手工劳动。生产的“机动性”要求和“机械化”、“自动化”之间的矛盾是摆在我们面前需要解决的任务。（4）零件加工方法多样，装配劳动量比重大飞机机体构件选用的材料种类繁多，相应的加工艺也多种多样。而且为适应飞机结构的发展，要求不断引进新技术、新材料和新工艺。由于飞机构件的刚度小，装配工作的劳动量约占飞机制造总劳动量的50％～60％。2.2飞机制造工艺的互换协调2.2.1飞机制造互换协调的概念飞机制造中的互换性(即完全互换性)是指，相互配合的飞机结构单元(部件、组件或零件)在分别制造后进行装配或安装时，除设计规定的调整外，不需选配和补充加工(如切割、锉铣、钻铰、敲修等)，即能满足所有几何尺寸、形位参数和物理功能上的要求。飞机制造中的互换性包括几何形状互换性和物理功能互换性两个方面的内容。它是由飞机结构和生产上的特点所决定的。互换性只是对同一飞机结构单元而言的。协调性则是指两个或多个相互配合或对接的飞机结构单元之间、飞机结构单元与它们的工艺装备之间、成套的工艺装备之间，配合尺寸和形状的一致性程度。一致性程度越高，则其协调性越好，协凋准确度越高。协凋性仅指几何参数而言。飞机工业中的互换要求—般指：（1）使用互换飞机在使用中局部损坏，要求更换某部分是常有的，互换的部件(段件)应具有相同的(在公差范围之内)连接面尺寸和形状，相同的对接螺栓孔和管道孔的位置，一致的气动力特性、重量和重心．而敷设在其中的操纵系统应当具有相同的技术特性。例如，机翼、尾翼、舵面和直升机的旋翼等都要求使用互换。（2）生产互换在生产过程中，为了减少装配时修配工作量，便于组织流水生产，缩短装配周期，在成批生产中，零件、构件等不经修配和补充加工就可以装配，装配以后且能满足技术性能要求，则该零件或构件就具有生产互换性。在大批和大量生产中主要是采用互换方法组织均衡、有节奏的生产。在飞机的成批生产中也希望尽可能采用这种方式生产。但由于实际工作中很难达到或是经济上极不合理。因此．在飞机生产中实际并不要求完全互换，而是局部互换。互换性项目要求愈多，对生产部门要求也愈高。（3）厂际互换当同—型号飞机或其部件由几个工厂同时制造时，各厂生产的某些部件也应该是能够互换的。这就需要采取必要的技术措施和相应的技术文件来保证。2.2.2飞机制造中的协调问题协调与互换是两个不同的概念。互换是指成批或大量生产中，同—产品中任取其一，其几何形状及物理机械性能在—定的误差范围内，并在装配和安装过程中，不需要任何修配和补充加工就能在装配以后完全满足设计所规定的技术要求。而协调是指两个相互配合的工件之间或工件与工装之间的对应尺寸和形状的—致性。因此。具有互换性的零件(或组合件、段部件)其配合—定是协调的，反之，协调的零件(或组合件、段部件)不一定具有互换性。（1）飞机的制造准确度和协调准确度1）制造准确度飞机零件、组合件或段部件的制造准确度是指实际工件和设计图纸上所确定的理想的几何尺寸和形状相近似的程度，近似程度愈高，则制造准确度愈高。2）协调准确度飞机零件、组合件或段部件的协调准确度是指两个相配合的零件、组合件或段部件之间配合的实际尺寸和形状相近似的程度。例如，机身前段和机身后段相接处，图纸上规定为同—个名义直径D。在机身前段及后段分别制造时，所得到的实际尺寸为及，则()和()之数值分别为机身前段及后段的制造误差，误差的统计特征数值分别说明各自的制造准确度。而)为机身前后两段之间的协调准确度。在飞机生产中，—般情况下，对协凋准确度的要求比对制造准确度的要求更高。制造准确度只与各个部分的本身制造过程有关，它取决于飞机各部分单独制造过程中的生产误差。而飞机各个部分相配合的表面或尺寸的协调准确度，则取决于有关的两个部分单独制造过程中产生误差的综合数值，也就是说与两个相配合部分制造过程之间的相互联系有关。下面我们就来仔细分析一下两个相配合零件制造过程的相互联系，即协调原理。（2）协调原理在飞机制造中，当飞机的零件、组合件、段件和部件具有生产和使用互换性时，不但可以减少装配和对接时的修配工作量，节省大量工时，缩短生产周期，降低生产成本，有利于组织有节奏的批量生产，而且可避免出现由于强迫装配而产生的装配变形，以及飞机结构内产生的装配残余应力和局部应力的集中(这种集中对飞机的使用寿命和安全有害)。同时，当飞机某个零件、组合件、段件或部件在使用中被损坏后，能用备件迅速更换，不会由于局部的损坏而影响飞机的正常使用，从而可延长飞机的使用寿命，保证飞机的使用性能。因此，保证飞机零件、部件生产和使用的互换性，对飞机的制造和使用都有重要意义。但是，飞机机体的结构和形状都很复杂，并且零件的数量多、尺寸大、刚性小，容易产生变形；在飞机制造过程中工艺流程长，所用工艺装备的种类和数量繁多，产生误差的环节多。因此，影响互换、协调的因素很多。然而，用户日益要求提高产品的使用性能，制造中又要保证飞机结构件具有协调和互换的高度准确性。长期以来保证互换、协调就成为飞机制造中的难点，也是飞机制造技术不同于—般机械制造技术的重要之处，这正是飞机制造技术的特点。因此，飞机制造的工程技术人员—直苦苦寻求提高飞机制造准确度的各种方法和途径。直到近几年来计算机技术的迅速发展和数字化技术的全面应用，飞机制造技术中的互换协调问题才得到较好的解决。特别是波音公司在研制波音777和波音737-700飞机过程中，采用了全数字化技术，不仅提高了飞机性能，保证了产品的质量，而且大幅度地缩短了飞机的研制周期，降低了飞机制造成本，最大限度地满足了客户的要求。从保证飞机产品几何准确度的角度来看，产品的制造过程乃是将产品图样上的理论尺寸以最小的误差传递到产品上去的过程。在采用传统的飞机制造模式来制造薄壁结构的飞机时，由于飞机结构的特点，大部分的结构零件，特别是与外形有关的零件，多为尺寸大、刚性小、形状和配合关系复杂、容易变形的钣金零件和型材零件。这些零件不能用—般的机械加工方法来制造，而是利用大量标准和专用的工艺装备来制造。这些工艺装备能以实物模拟量体现产品的尺寸和形状。在将这些零件装配成组合件和部件时，其装配准确度和互换性的保证方法，也不能像一般机械产品那样靠零件的制造准确度本身来保证，而必须要以上述装配工艺装备来保证。因此，要保证飞机的制造准确度以及生产中的协调性和互换性，首先必须保证各类生产工艺装备的制造准确度和协调准确度。工艺装备不仅是制造产品的手段，而且是保证产品装配协调和互换的依据。在飞机制造中，将产品理论尺寸传递到工艺装备上去往往要经过很多传递环节和多次反复的移形过程。因此，保证各类成套工艺装备间的协调性，就成为飞机制造中的突出问题。在制定产品的装配和协凋方案时，要十分注意选择合理的、能保证各类工艺装备协调的尺寸传递体系（通常称之为协调路线）。工艺装备的协调路线是，根据所采用的尺寸传递体系说明，由产品图纸通过实物模拟量（模线、样板、标准工艺装备）或数字信息（产品几何数学模型等），将机体上某—配合或对接部位中一个或一组协调的尺寸和形状，传递到有关工艺装备上去的传递环节、传递关系和传递流程图。（3）典型协调原则的特点及其应用无论是采用—般机器制造中的公差配合制度，还是采用模线样板方法作为飞机制造中保证互换性的方法，产品互换性的基础都是保证生产准确度、制造准确度和协调准确度。我们知道，制造任何—种零件，其几何形状和尺寸的形成—般都是根据图纸所确定的理论形状和尺寸，在生产中通过一定的量具、工艺装备（夹具、模具等）或机床而获得的。在这—过程中，首先需要根据标准的尺度和量具，制造出生产过程中使用的各种测量工具或仪器；然后用它们制造各种工艺装备；最后通过工艺装备或机床来加工出工件的形状和尺寸。由此可见，整个生产过程是尺寸的传递过程。显然，要使两个相互配合零件的同名尺寸相互协调，它们的尺寸传递过程之间就必然存在—定的联系。如图2-1所示，零件A和B是要相互协调的。假定和是协调尺寸，则它们的形成经过许多次尺寸传递，其中有的是两个尺寸公共的环节，有的是两个尺寸各自的环节。后者将产生两个尺寸协调误差。图2-1尺寸L的制造与协调路线可以用一个联系因数K来表示两个零件在尺寸传递过程中的联系紧密程度，即式中：——尺寸传递中公共环节的数量；、——零件A、B尺寸传递中各自环节的数量。若=l，则两个零件在尺寸传递中只有一个公共环节。此时K值最小，相当于两个零件各自独立制造。随着m值的增大，K值亦增大，两个零件有关尺寸的联系愈加密切。若==1，则此时K值最大，这表明两个零件相当于修配制造，协调性最佳。基于这—原理，在生产中有3种不同原则和两个尺寸协调的过程，也即3种尺寸传递的过程：独立制造原则、相互联系原则和相互修配(或补偿)原则。1）零件按独立制造的原则进行协调这种协调原则传递尺寸的过程如图2-2所示。它是以标准尺上所定的原始尺寸来开始尺寸传递的。对于和，原始尺寸是它们发生联系的环节，被称为公共环节。在这里，尺寸传递过程中只有一个公共环节，以后的各个环节都是单独进行的，所以，称它为独立制造原则。此时，制造误差的方程式可以写成下列形式：式中：——原始尺寸的误差；——零件A尺寸传递中的第个环节的误差；——零件B尺寸传递中的第个环节的误差：、——分别为零件A、B尺寸链的环节总数量。因此，零件A和B尺寸的协调误差可表示为协调误差带公式为由此得出—个重要结论：对于相互配合的零件，当按独立制造原则对其进行协调时，协调准确度实际上要低于各个零件本身的制造准确度。(a)尺寸传递原理(b)尺寸传递误差分配图2-2按独立制造原则传递尺寸的过程现以图2-3所示的口盖与蒙皮的协调为例，讨论这种协调原则的应用。对口盖与蒙皮开口之间的间隙要求比较小，而且要均匀。但是，口盖直径的偏差即使是几毫米，且在使用上并不造成任何困难，也不会对飞机性能有任何影响。由此可见，对两个零件协调准确度的要求比每个零件制造准确度的要求要高。但是，按照独立制造原则，分别制造口盖和蒙皮，如图2-4所示。其过程是：根据口盖和蒙皮开口的设计尺寸，通过测量工具分别制造口盖和蒙皮开口的样板；然后按照口盖的样板制造口盖的冲模，用冲模冲制口盖零件；同时，根据蒙皮开口的样板在蒙皮不开口。当采用这种方法时，为了保证两个零件有比较高的协调准确度，要求各个样板和模具等应具有更高的制造准确度。l-设计图纸与尺寸；2-口盖样板；3-口盖冲模；1-蒙皮；2-门盖4-口盖；5-蒙皮开口样板；6-蒙皮：7-口盖与蒙皮图2-3蒙皮与口盖协调图2-4按独立制造原则制造口盖与蒙皮2）零件按相互联系制造的原则进行协调按相互联系原则传递尺寸的过程如图2-5所示。当零件按相互联系制造原则进行协调时，零件之间的协调准确度只取决于各零件尺寸单独传递的那些环节，而尺寸传递过程中公共环节的准确度，并不影响零件之间的协调准确度。此时，制造误差的方程式可写成下列形式：(a)尺寸传递原理(b)尺寸传递误差分配图2-5按相互联系制造原则传递尺寸的过程式中—m个公共环节中第个环节的误差：—零件A尺寸传递过程中单独有的第个环节的误差：——零件B尺寸传递过程中单独有的第个环节的误差。因此，零件A和B尺寸的协调误差。可表示为协凋误差带的基本公式为从这里又得出一个重要结论：如果其他条件相同，那么当采用独立制造和相互联系制造两种不同的协调原则时，即使零件制造的准确度相同，得到的协调准确度也不同。按相互联系制造原则能得到更高的协调准确度。而且，在尺寸传递过程中，公共环节数量愈多，协调准确度也就愈高。现仍以前面列举的口盖与蒙皮协调为例来说明这种协调过程，如图2-6所示。首先通过测量具按图纸上的设计尺寸加工出口盖样板。这块样板就作为加工口盖和蒙皮的共同标准，即按样板加工口盖，按样板在蒙皮上制出孔。此时，口盖样板加工的准确度只影响零件的制造准确度，而不影响零件之间的协调准确度。3）按相互修配原则进行协调按相互修配原则传递尺寸的过程如图2-7所示，它的联系系数K最大。在一般情况下，按这种协调原则比按相互联系制造原则能够达到更高的协凋准确度。此时，制造误差的方程式也可写成下列形式：式中：—零件A尺寸传递给零件B的环1-设计图纸与尺寸；2-样板；3一口盖冲模；节误差。4-口盖；5-蒙皮开口；6-蒙皮；7-口盖与蒙皮因此，零件A和B的协调误差。可表示图2-6按相互联系原则制造口盖与蒙皮为（a）尺寸传递原理（b）尺寸传递误差分配图2-7按相互修配原则协调两个零件尺寸协调误差带基本公式为由此可以得出另—个结论：当采用相互修配原则进行协调时，协调准确度仅决定于将零件A的尺寸传递给零件B这一环节的准确度。再以前面所举的口盖和蒙皮为例，说明相互修配原则的应用。如图2-8所示，根据口盖的设计尺寸制造口盖样板，按样板加工冲模，由冲模制造口盖，然后，按口盖零件加工蒙皮上的开口；或者先按口盖样板加工蒙皮上的开口，再按开口的实际形状加工口盖。采用这种方法可以保证较高的协调准确度。但是应当指出，相互修配的零件不能互换。4）三种尺寸传递原则的应用上面讨论了三种不同的协调原则（或尺寸传递体系）的基本原理和特点，现在则介绍它们在飞机制造中的应用。①根据飞机构造和制造的特点，对于与气动外形有关的零件，要达到较高的制造准确度比较困难，或者在经济上不合理。但是，为了保证互换，首先必须保证协凋准确度。实际上，在飞机生产中出现的大量问题是协调方面的问题。若采用独立制造原则，为了达到协凋准确度的要求，就必须对零件的制造准确度提出更高的要求。这—点用目前常规的制造方法是难1-设计图纸尺寸；2-口盖样板；3-口盖冲模；以做到的。4-口盖：5-蒙皮；6-口盖与蒙皮②对形状复杂的零件采用相互联系制造原则。图2-8按相互修配原则制造口盖与蒙皮在制造过程中，将那些技术难度大、制造准确度不可能达到很高的环节，作为尺寸传递的公共环节，这样就能显著地提高零件之间的协调准确度。由于飞机构造上的特点，采用这种原则来保证协调具有特别重要的现实意义。而独立制造原则仅适用于那些形状比较简单的零件，例如起落架、操纵系统等机械加工类零件。③采用独立制造原则便于组织生产，能够平行、独立地制造零件、组合件或部件以及各种工艺装备，故扩大了制造工作面。这有利于缩短生产准备期，也便于开展广泛的协作。而当采用相互联系制造原则时，生产中所用的工艺装备都必须按一定的协调关系依次制造，显然使生产准备期拖长。④按相互修配原则进行协调，虽然能够保证零件之间有很好的协凋性，但不能满足零件互换性的要求。而且修配劳动量大，装配周期长。只有当其他协调原则在技术上和经济上都不合理，而且不要求零件具有互换性时，才采用这一协调原则。一般在机成批生产中都尽量少用该协调原则，而在飞机试制中应用较多。计算机辅助设计和计算机辅助制造技术的迅速发展，即数字化产品定义的逐步推广，为在飞机制造中广泛采用独立制造原则创造了条件。飞机的外形可以通过建立相应的数学模型采准确地加以描述，飞机结构件的几何形状和尺寸也可以准确地存储在计算机内。在此基础上，产品的几何信息就直接传递给计算机绘图设备和数控加工设备，以输出图形和进行加工。这样，机械加工零件、成形模具以及与外形有关的工艺定位件等工艺装备，可以达到很高的制造准确度。这不但保证了协调要求，还可能提高协凋准确度。因此，随着计算机辅助设计和计算机辅助制造技术应用的深入，飞机产品的全数字化定义有利于在飞机制造中实现独立制造原则以及实施并行工程，这是飞机制造技术的发展方向。（4）工艺补偿与设计补偿飞机生产过程中，由于零件数量大、几何形状复杂和精度要求高，生产中常常会发生不协调现象。在这里，要强调指出的是：保证产品之间很好的协调，并达到互换要求，决不仅仅是制造部门的事，设计者具有丰富的产品设计知识，综合的考虑以及对实际情况的掌握，往往能达到事半功倍的效果。由于“补偿”协调的原则是一个零件按尺寸制造，而另一个相配零件则按第一个零件实际尺寸去“配”。那么在生产中，例如一块刚度很大的蒙皮与另一个刚度也较大的框、肋零件相配，并用铆钉连接，当二者形状尺寸不协调时产生间隙，在生产上允许加“垫”，以满足装配要求。这种方法，设计中有规定，而在工艺过程中根据