复合材料机翼翼根处连接研究
一种复合材料机身、机翼接头[发明专利]
![一种复合材料机身、机翼接头[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/2b32a457960590c69fc3760c.png)
专利名称：一种复合材料机身、机翼接头专利类型：发明专利
发明人：许延
申请号：CN201410066981.X
申请日：20140226
公开号：CN104176228A
公开日：
20141203
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明涉及航空设备技术领域，尤其涉及一种复合材料机身、机翼接头。
复合材料机身、机翼接头，包括上悬臂、下悬臂、左悬臂和右悬臂，其中，所述上悬臂、下悬臂、左悬臂和右悬臂由多层复合材料布堆叠而成。
本申请提供的接头通过多层复合材料布堆叠制成机身、机翼接头，能够避免金属接头与复合材料机翼或机身连接时，由于电偶腐蚀、热膨胀等因素导致的接头与机身、机翼连接不稳固的问题，并且在满足连接结构强度的前提下，具有重量轻，制造成本低的特点。
申请人：中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心,中国商用飞机有限责任公司地址：102211 北京市昌平区昌平镇超前路9号301室
国籍：CN
代理机构：北京品源专利代理有限公司
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复合材料翼面后缘的双面埋头铆接系统及其工艺研究
复合材料翼面后缘的双面埋头铆接系统及其工艺研究近年来，随着航空技术的发展，复合材料加工技术的应用也逐渐得到重视。
在对翼体结构的加工中，复合材料翼面后缘的双面埋头铆接技术是当前航空工业中重要且技术含量较高的一项技术，其可以充分考虑材料性能和结构的连接，满足精密复杂的翼体加工。
本文就复合材料翼面后缘的双面埋头铆接系统及其工艺研究进行了深入的分析，主要围绕埋头铆接工艺参数、埋头铆接方式、结构参数等三个方面展开讨论。
首先，介绍埋头铆接工艺参数，包括母材、键槽等尺寸，主要是母材尺寸应充分考虑安装时的调整性和可靠性，选用适当的尺寸对翼面后缘的埋头铆接有着重要的意义。
精确控制键槽尺寸是保证埋头铆接质量的关键，应根据实际材料的性能，合理设计尺寸，使埋头铆接更稳定可靠。
其次，介绍复合材料翼面后缘的埋头铆接方式，主要分为手工埋头铆接和机械埋头铆接。
为了保证埋头铆接质量，提高生产效率，应根据实际工艺要求，采用适当的铆接方式。
最后介绍翼面后缘的结构参数，包括母材强度、牙槽部分的形状和尺寸、槽的宽度等，这些参数的合理设置可以提高翼体结构的强度和刚度，同时也为结构的安全提供了保障。
通过以上对埋头铆接的分析，复合材料翼面后缘的双面埋头铆接技术在航空工业中有着广泛的应用，其前景可期。
然而，在生产过程中也存在一些技术难题，如翼面后缘材料合理选用、铆接方式优化等。
因此，在实际应用中，应采取有效措施，加强对工艺参数和结构参数的优化设计，以提高复合材料翼面后缘的双面埋头铆接质量，为满足精密复杂的翼体结构加工提供可靠的技术支持。
本研究的结果表明，复合材料翼面后缘的双面埋头铆接技术可以满足精密复杂的翼体结构加工，其在航空工业中有着广泛的应用前景。
此外，在实际应用中还应不断优化工艺参数和结构参数，以提高埋头铆接质量，并尽可能减少安装时间，保证产品的可靠性和使用性能。
综上所述，本文就复合材料翼面后缘的双面埋头铆接系统及其工艺研究提出一系列分析和研究内容，希望能够引起读者的关注，为航空工业的发展提供技术支持。
复合材料机翼下壁板对接区设计与分析
层合 板 的失 效 形 式 ， 形 式 较 简 单 ， 有 限元 计 算 且 在 中得 到 了广泛应 用 。在 Ａ Ａ Ｕ Ｂ Ｑ Ｓ分 析 软件 中 ， 维 纤
图 ７ Ｉ型 试 件 的界 面初 始 损 伤 Ｉ
增强 复合 材料 初始损 伤 判据 基 于 Ｈ ｓｉ ａｈｎ准则 ， 判 该
据考 虑 四种破 坏机 理 ： 维 拉 伸 、 维 压缩 、 体 拉 纤 纤 基
综合 数值模 拟 结 果发 现 ，Ｉ Ｉ 型试 件 的界 面 损 伤
的起 始早 于 Ｉ 型试 件 ． Ｉ 型试 件 的壁板蒙 皮／ 条 即 Ｉ 缘
伸、 基体 压缩 。本文将 采 用 Ｈ ｓｉ ａｈｎ准则 作 为 判 断单 元失 效 的依据 。
界 面先 于 Ｉ 型试件 脱胶 ， 是 因为 在 Ｉ 这 型试 件 中 ， 螺
ｓｉ ｔ ａｅｗ ｓ ｉ ｕａ ｄｂ ｓ ｇｔｅｃｈｓ ｅｅ ｍ ｎ ｉ ｔｅｃｍ ｅｃａ ｓｆ ａｅＡ Ａ Ｕ ．Ｔ ｅｒｓａｃ － ｋｎｉ ｅ ｃ ａ ｍ ｌ ｅ ｙｕｉ ｏ ｅｉ ｌ ｅ ｔｎ ｈ ｏ ｍ ｒｉ ｏｗ ｒ Ｂ Ｑ Ｓ ｈ ｅｅｒｈｒ ｎｒ ｆ ｓ ｔ ｎ ｈ ｖ ｅ ｌ ｔ ｅ ｓｈ ｄｃｔｄｔｅｄｂ ｎ ｉ ａｔ ｇｐ ｓｉｎｏ ｉｅｅ ｔｏ ｔ ｐｃｍ ｎ ． ｈ ｅｒ ｇｃｐ ｃ ｙｏ ｉｔ ｐ ｃ ｅ ｓ ｕ ｓ ｎ ｉ ｅ ｅ ｏｄｎ ｓ ｒｎ ｏｉｏ ｆ ｆ ｒｎ ｊｉ ｅｉ ｅ ｓ Ｔ ｅｂａｉ ａａ ｉ ｆｏｎ ｓｅｉ ｎ ｉ ａ ｈ ｇｔ ｉ ｔ ｄｆ ｎｓ ｎ ｔ ｊ ｍ
式机 翼 对 接 。 以及 机 翼 翼 梁 接 头 与 机 身 框 接 头 对
但 由于设 计 、 艺 和 使 用 维 修 等 方 面 的需 要 或 限 工
制 ， 一些 特 定 位 置 需 要 设 计 和 工 艺 分 离 面 、 护 在 维 口盖或 与其 他零 部 件 的连 接 接 头 等 。 由此 产 生 的 零
基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析
基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析随着科技的不断发展，飞机作为一种重要的交通工具，在人们生活中扮演着越来越重要的角色。
而在现代飞机的设计中，机翼的结构设计具有至关重要的作用。
近年来，基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析逐渐成为研究的热点。
首先，我们来了解一下飞机机翼的结构。
飞机机翼是飞机的重要组成部分，承载飞机自重及飞行动力产生的各种载荷，同时具有满足飞行稳定性和机动性的功能。
在传统的设计中，机翼多采用金属材料，如铝合金。
然而，随着科技的进步，复合材料逐渐应用到飞机机翼的设计中。
复合材料具有重量轻、强度高、耐腐蚀、抗疲劳等优点，因此在航空航天领域有广泛的应用。
复合材料由两种或以上的不同材料组成，通常是将纤维与基体材料复合而成。
纤维材料主要用于承受拉力，而基体材料则用于传递压力。
常见的纤维材料有碳纤维、玻璃纤维等，基体材料可以是树脂、金属等。
这样的组合能够使复合材料具有独特的力学性能。
基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析，首先需要对材料的力学性能进行深入研究和分析。
通过试验和数值模拟等手段，可以了解材料在不同载荷下的变形、破坏行为以及其它力学性能。
同时，还需要对材料的制造工艺进行研究，以保证机翼的质量和稳定性。
在飞机机翼的结构设计中，考虑到复合材料的特性，不仅要满足飞机的强度和刚度要求，还需要兼顾材料的疲劳寿命、抗冲击性能等。
另外，还需要考虑到材料的热膨胀系数、导热性能等因素，以提高空中飞行中的稳定性和安全性。
因此，在机翼结构设计中，需要综合考虑多个因素，通过优化设计，使机翼能够更好地适应不同的载荷和环境条件。
同时，在飞机机翼结构设计中，还需要考虑到制造和维修的可行性。
复合材料的制造过程相对复杂，需要特定的工艺和设备。
而对于飞机机翼这样的大型构件，制造和维修的难度更加突出。
因此，设计人员需要充分考虑到制造和维修过程中的实际情况，选择合适的工艺和材料，以提高机翼的制造和维修效率。
基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析不仅可以提高飞机的性能，还可以减轻整个飞机的重量。
新型复合材料在飞行器制造中的应用研究
新型复合材料在飞行器制造中的应用研究在现代航空航天领域，飞行器的性能和质量要求不断提高，新型复合材料因其出色的性能特点，在飞行器制造中扮演着日益重要的角色。
这些材料不仅能够减轻飞行器的重量，提高燃油效率，还能增强结构强度和耐久性，为飞行器的设计和制造带来了全新的可能性。
一、新型复合材料的种类及特点1、碳纤维增强复合材料（CFRP）碳纤维增强复合材料是由碳纤维与树脂基体复合而成。
碳纤维具有高强度、高模量的特点，而树脂基体则提供了良好的韧性和耐腐蚀性。
CFRP 的比强度和比模量远高于传统金属材料，使其在减轻飞行器结构重量方面表现出色。
同时，它还具有良好的抗疲劳性能和抗腐蚀性能，能够延长飞行器的使用寿命。
2、玻璃纤维增强复合材料（GFRP）玻璃纤维增强复合材料由玻璃纤维和树脂基体组成。
虽然其性能不如碳纤维增强复合材料，但具有成本较低、加工性能好等优点。
在一些对性能要求不是特别高的飞行器部件中，如非承力结构件、内饰件等，GFRP 得到了广泛应用。
3、芳纶纤维增强复合材料（AFRP）芳纶纤维具有优异的抗冲击性能和耐高温性能，与树脂基体复合后形成的 AFRP 在防弹、抗冲击防护等方面具有独特的优势。
在飞行器制造中，AFRP 常用于制造飞机的舱门、机翼前缘等部位，以提高飞行器的抗冲击能力和安全性。
4、陶瓷基复合材料（CMC）陶瓷基复合材料具有耐高温、高强度、抗氧化等优异性能，适用于飞行器的高温部件，如发动机热端部件、燃烧室等。
CMC 能够承受高温燃气的冲刷和腐蚀，提高发动机的工作效率和可靠性。
二、新型复合材料在飞行器结构中的应用1、机翼和机身结构新型复合材料在机翼和机身结构中的应用可以显著减轻重量，提高结构效率。
例如，波音 787 客机的机身结构大量采用了 CFRP，其重量比传统铝合金机身减轻了 20%左右，大大降低了燃油消耗。
同时，复合材料的可设计性使得机翼和机身的气动外形能够得到更精确的优化，提高了飞行器的飞行性能。
民用飞机复合材料机翼固定前缘结构设计研究
民Hale Waihona Puke 飞 机 复合 材 料 机 翼 固定前 缘 结构 设 计研 究
陆 凯 华
（中国商 用飞机 有 限责任 公 司上 海飞机 设计研 究院 ，上 海 ２０１２１０）
摘 要 ：复合材料因其 良好的抗疲劳性 、抗腐蚀 性 、卓越的减重效率 以及优越的结构可设计性 ，在 民用 飞机 上 的用量 比例 逐 渐 增 多 。机 翼 固定 前 缘 作 为 机 翼 的 重 要 部 件 ，不 仅 对 前 缘 缝 翼 起 到 支 撑 作 用 ， 同 时还对抵 抗 鸟撞 、安 装 各类 系 统 发 挥 重要 作 用 ，其 设 计 要 考 虑 多 方 面 的 因素 ，具 有 较 大 的设 计 难 度 。 本文 从设计 驱 动 、材料 选取 、成 形工 艺 、蒙皮 设 计 、辅 助梁 设 计 等 方 面 来 阐 述机 翼 复 合 材 料 机 翼 固定 前 缘 结 构设计 。
机 翼 固定前 缘 是 机 翼 的重 要 部 件 ，是 指 布 置 于机 翼 前梁前 侧 、前 缘 缝 翼 后 侧 、外 翼 根 肋 至 端 肋之 间 的 固定 结 构 ， 由蒙 皮 与 支 撑 肋 组 成 ，典 型 截面为 “Ｄ”形 ，如 图 １所示 ，使用 先进复合 材 料 ，不仅可以降低 固定前缘 的重 量 ，同时可 降低 制造 维 护成本 。
作者简介 ：陆凯华 ，（１９９１一 ），毕业于南京航空航天大学 ，现就职于上海飞机设计研究院 结 构部外翼盒段室 ，任机翼 固定前缘及下壁 板 １：３ 盖 设 计 主管 ， 电子 邮箱 ：ｌｕｋａｉｈｕａ＠ ｃｏｍａｃ．ＣＣ
１０
高科 技纤维与应用
２０１８ 期
第２
肺 一ＴｅｃｈＦｉｂｅｒ ａｎｄＡ即 如ｎ ｎ
复合材料机翼翼根处后梁连接研究
复合材料机翼翼根处后梁连接研究作者：赵艳秦来源：《科学导报·学术》2019年第24期摘要：本篇论文针对某机型的复合材料外翼翼根处后梁连接做了详细的描述，包括中央翼后梁和竖十字接头的连接形式，外翼后梁和竖十字接头的连接形式和翼根处密封设计等等，因为翼根处是外翼、中央翼和中机身界面位置，是飞机设计中的难点也是重点。
关键词：翼根连接;对接;搭接;角盒;（AVIC SAC Commercial Aircraft Company Ltd.，Shenyang 110000）1概述復合材料在飞机结构上使用比例越来越高，某复合材料机翼盒段结构应具有高结构效率、高可靠性、长寿命和低全寿命期费用。
在满足强度和刚度的前提下，相比某飞机外翼盒段上下壁板、前梁、后梁金属的结构，复合材料外翼盒段上下壁板、前梁、后梁T800级碳纤维增强复合材料结构，实现减重15%（即290 kg）的目标。
满足6万架次飞行起落，9万飞行小时，30日历年的经济修理寿命要求。
满足A检间隔1000飞行起落，C检间隔2.5年，D检间隔10年的检测间隔要求，较飞机金属机翼盒段的检测间隔延长一倍半满足维护成本和直接运营成本（DOC）较金属机翼盒段有所降低的要求。
某复合材料机翼设计是经过结构、强度、制造和装配工艺等等部门的共同努力下取得初步成功的设计。
2 后梁翼根处设计方案2.1后梁设计方案一后梁翼根设计方案一见图1，外翼后梁和垂直十字接头采用的是对接方案，中央翼后梁和垂直十字接头采用的是搭接方案，十字接头是钛合金锻件，四个拉伸接头采用的钛合金材料，中央翼和外翼的梁采用的是复合材料。
从图1可以看到因为接头机加阶差问题，梁外翼上凸缘本来对接方案改成了搭接，梁缘条伸入到角盒上侧。
由于梁腹板和凸缘不是停止在同一个位置，梁腹板在与梁凸缘交界切除会产生复合材料分层。
从强度和制造两方面考虑都不是最佳的设计方案，从图1中可以看到，四个角盒采用的都是斜面代替的台阶，这可能会在装配时增加协调垫片，增加装配工时。
探析民用航空飞机维修中复合材料结构装配连接技术
探析民用航空飞机维修中复合材料结构装配连接技术摘要：先进复合材料自20世纪70年代就以比重小、强度高、疲劳性能好等优点在飞机中得到应用，大型客机大量采用先进复合材料结构已经成为航空领域发展的重要态势。
随着先进复合材料在新机结构上应用比例的大幅度提高，更多的复材装配协调与应力控制的问题因此产生，复材构件装配协调与应力控制技术已成为我国飞机制造的关键技术之一。
关键词：飞机复合材料；结构装配；连接技术前言：复合材料的各向异性、脆性及其非均质性使复合材料连接的失效更为复杂，其损伤扩展特点及其断裂性能等都与金属材料有很大的差别；其次.复合材料结构飞机设计依赖大量的试验及设计人员的经验；加之复合材料制孔困难，且纤维被切断，导致孔边应力分布较复杂，应力集中程度高，导致强度严重下降。
因此，相对金属件的连接，复合材料的连接是结构的薄弱环节，结构破坏的60%-80%发生在连接处。
先进复合材料结构的连接技术对飞机结构安全和效率有着至关重要的作用，这对传统飞机结构机械连接技术在连接件种类、安装工具及设备等方面提出了新的挑战及更高的要求，已成为研究的重点。
1、飞机复合材料特性随着时间的推移，复合材料越来越多地应用于飞机结构部件中。
复合材料的外观不仅能平衡单个材料的某些弱点，而且还能获得单个材料不具备的优越特性。
复合材料具有较高的比刚度和强度、较强的疲劳强度和阻尼、结构和材料的强设计性以及简单的积分形式等特点。
现代飞机通常具有长寿、结构轻便、可靠性高等要求，因此复合材料的性能要求越来越高。
其特性如下:(1)高比强度和比刚度是测量飞机材料承载能力的重要指标。
值越大，此材料的重量越轻，相对强度和刚度越高。
当拉伸强度相等时，先进复合材料的密度小于钛合金密度的1/3。
复合材料在飞机上的应用将间接降低飞机的重量，扩大射程，降低运营成本。
(2)良好的抗疲劳性能飞机在滚动、起落过程中承受着不断变化的循环载荷，材料承受此类疲劳载荷的能力反映了材料的抗疲劳性能。
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复合材料机翼翼根处连接研究赵艳秦，魏士礼(中航沈飞民用飞机有限责任公司，沈阳110000)摘要：复合材料在民用飞机上使用比例越来越高,文中针对单通道民用飞机复合材料外翼翼根处连接设计做了详细的描 述，因为翼根处是飞机的外翼、中央翼盒和中机身界面位置，是飞机设计中的重点也是难点。
翼根处连接方案的确定是设计 中关键的技术，怎样处理中央翼前/后梁和竖十字接头的连接、外翼前/后梁和竖十字接头的连接、中央翼上下壁板和外翼上 下壁板连接、零件材料的选择、紧固件使用和翼根处密封设计要求等等，文中都做了详细介绍。
关键词：翼根连接;对接;角盒;复合材料设计中图分类号:V224 文献标志码:A文章编号：1002-2333(2017)05-0099-040引言复合材料在民用飞机结构上应用比例越来越高，相 对于金属材料，复合材料具有比较高的比强度、比刚度及 良好的抗疲劳性和耐介质腐蚀性[1]。
单通道飞机机翼盒段 采用了复合材料结构使其具有高结构效率、高可靠性、长 寿命和低全寿命期费用[2]。
在相同强度和刚度要求前提 下，与金属材料上/下壁板、前/后梁构成的单通道飞机外 翼盒段结构相比，复合材料构成的上/下壁板、前/后梁构 成的外翼盒段结构，可以实现减重10%~15%的目标。
较飞 机金属机翼盒段的检测间隔延长1.5倍。
维护成本和直接 运营成本(DOC)明显降低。
从图1可以看出，翼根连接是 中央翼盒、外翼和中机身连接的界面，翼根处的几个关键 零件如水平十字接头、垂直十字接头、拉伸角盒对接带板 等设计是翼根连接设计的重中之重。
图1翼根爆炸图1翼根处受力分析翼根是连接中央翼盒、中机身侧壁板和外翼的枢纽，中央翼盒承受对称弯矩酝载见图2。
机翼上壁板受压，下壁 板受拉。
翼根主要是把分布在机翼上的空气动力、惯性力 和起落装置等的集中力传递到机身上，与装载的及结构 的惯性力平衡。
并在中央翼盒上达到平衡，有少量的转矩传到中机身侧壁板和龙骨梁。
翼盒作为薄壁梁，承受弯矩 和扭转剪力，把力通过翼根传到机身上。
通过根肋传到中 机身侧壁板，少量传到龙骨梁，最终与飞机阻力及X向惯 性力平衡[2]。
翼根处设计的刚度和疲劳性能要求比较高。
对翼根处零件要有强度和刚度要求，所以材料选择上有 一定要求。
2翼根连接方案设计2.1 方案一这个方案是A320飞机的设计方案（见图3)，机身和机翼材料都是金属材料。
机身侧壁板和水平十字接头搭接，水平十字接 头和中央翼/外翼上壁板采用搭接形式，和1#肋搭接。
中央翼/外翼壁板的长桁采用的是工字型的，水平三叉接头 和机翼/外翼下壁板采用搭接形式，外加个连接带板。
中央翼/外翼上壁板工字长桁通过拉伸接头与1#肋连接。
2.2方案二中央翼、连接带板央翼和外翼---------图3 A320翼根设计方案一翼根设计方案二如图4所示。
此方案是波音727飞机 设计方案，上翼面用凇型水平接头和机翼上壁板与外翼 上壁板连接，长桁依然采用的是工字型，长桁接头和凇型 下缘条搭接，中外翼后梁通过垂直十字接头加上下2个拉 伸接头来实现连接的。
垂直剪切载荷由腹板传递，弯矩引 起的拉压载荷由上下拉伸接头传递。
而下翼面用土字型 连接中央翼和外翼下壁板。
水平十字接头和中央翼/外翼上壁板直接连接如图5 所示，采用T型长桁，蒙皮和长桁都是金属的，长桁拉伸接 头和长桁的腹板连接，设置3排紧固件，且紧固件的连接 厚度从1#肋开始逐渐递减，外翼长桁拉伸接头和中央翼 拉伸接头通过拉伸螺栓和1#肋连接，把拉伸力传走。
水平十字接头和中央翼/外翼上壁板直接连接如图6 所示，采用T型长桁，蒙皮和长桁可以共固化或共胶结，长 桁拉伸接头和长桁的腹板不连接，且要交错X mm(X值由 强度给定），以避免刚度突变，装配时可以调节。
水平十字 接头和外翼/中央翼上壁板搭接，外翼长桁拉伸接头和中 央翼拉伸接头通过拉伸钉和1#肋连接到一起。
2.5方案比较4种方案的有优缺点见表1，因为设计目标是采用复 合材料，要求紧固件连接数量减少，节省装配时间，故选 择了方案四。
表1 4种方案比较优缺点方案一方案二方案三方案四优点缺点配合简单，装配方便上下连接处采用整体零件设计，疲劳特性好，传力直接，零件数量减少水平十字接头结构简单，加工简单水平十字接头结构简单，加工简单，长桁腹板和拉伸接头腹板不连接中央翼和外翼工字长桁装配时需要准确位置，因为会影响到上面拉伸接头的安装，且疲劳特性不佳。
工字长桁不太适合采用复合材料装配时对装配精度要长桁精度求很高，装配要求高，锉修量可能金属材料会很大紧固件连接多采用了复合材料，接头装配比方案三简单，紧固件数量减少3后梁外翼和中央翼梁腹板和垂直十字接头连接飞机结构细节原始疲劳质量是影响飞机结构耐久性 最主要的因素，因此控制结构细节原始疲劳质量是实现 结构耐久性设计的重要环节，所以结构细节设计很重要。
下面介绍后梁垂直十字接头和外翼后梁腹板对接形式、和中央翼后梁腹板搭接形式、与一号肋搭接同时和机身 框也是搭接(见图7)，垂直十字接头与梁对接时要保证外 翼后梁腹板和垂直十字接头中性面对齐，如图8所示。
外 翼下角盒分别与垂直十字接头和梁腹板面连接。
垂直十 字接头和中央翼后梁的搭接形式，中央翼下角盒坐在十 字接头上。
垂直十字接头材料是钛合金锻件。
外翼上凸缘 和外翼上角盒的连接形式采用搭接形式，外翼上角盒、外 翼下角盒、中央翼上角盒和中央翼下角盒材料均采用的图7后梁翼根的连接图8 A-A剖面图是7050-T7451材料。
采用铝合金材料可降低接头机加阶差。
装配时铝合金比钛合金更容易修配，该方案工艺性更 好。
4对接带板后梁对接带板的设计，外翼后梁腹板和垂直十字接 头是通过对接带板进行连接(见图9)。
后梁的材料是复合 材料，垂直十字接头材料是钛合金。
设计要求梁腹板中性 面和垂直十字接头的中性面要共面，由于外翼后梁是复 合材料，较厚，十字接头是钛合金，较薄，从而造成对接带图9顺航向看外翼对接带板装配图个C图10外翼下角盒和中央翼下角盒装配图板带有下陷，如图8所示。
对接带板、长桁、垂直十字接头和蒙皮边距要求，设 计要考虑垂直十字接头和长桁间距、后连接带板和蒙皮 间距、后对接带板和长桁之间的间距不大于X mm(X值 和密封要求有关），间距过大不能满足外翼油箱密封设计 要求。
5外翼和中央翼下角盒的设计外翼下角盒腹板和垂直十字接头采用是三排两列紧 固件连接，与梁腹板采用的是四排两列紧固件连接(见图 10)，设计时要考虑与复合材料连接紧固件边距和间距要 求。
外翼下角盒和中央翼下角盒通过拉伸螺栓和1#肋连 接在一起，传递拉伸载荷。
设计要求是中央翼后梁和垂直十字接头/水平三叉接头采用搭接设计方案。
但是水平三叉接头和外翼后梁/中央翼后梁都是采用对接设计(如图11所示），为了避免水平三叉接头和中央翼后梁搭接而开缺口造成设计不对称，从而产生新的设计缺陷。
设计过程中要考虑拉伸角盒腹板和凸缘采用对接方案时，两个对接位置要错开一排紧固件连接，避免造成应力集中。
6外翼上角盒和中央翼上角盒的设计外翼上角盒和外翼下角盒采用的是相同的设计概念，因为水平十字接头和外翼/中央翼上壁板都是搭接方案(见图12)，且位于蒙皮理论外形面和外翼上角盒中央翼上角盒不直接连接，所以中央翼上壁板和中央翼后梁凸缘采用搭接方案，这样中央翼上角盒的凸缘和后梁凸缘搭接，中央翼上角盒的腹板和垂直十字接头也采用搭图12外翼上角盒和中央翼上角盒装配图接方案设计。
7外翼和中央翼紧固件设计要求由于静不定结构中载荷按刚度分配，对于机翼翼根采用螺栓组连接的结构，其连接螺栓承受的载荷会随结构刚度变化[5]。
紧固件满足边距及间距要求，确保维修性、可靠性。
复合材料零件在设计紧固件时必须考虑零件和紧固件间的电化学腐蚀。
紧固件螺栓最好选择钛合金的，螺母最好采用铝螺母，当铝螺母和复合材料直接连接时可以做两种选择，第一种加钛合金垫片，第二种可以在复合材料连接区加玻璃布。
与复合材料连接紧固件边距常用 (2.5D+1)mm，和复合材料连接紧固件端距常用（3D+1) mm。
翼根区域密封设计要求紧固件的间距尽量为5D。
紧固件装配时宜采用湿装配工艺。
8结语在飞机设计中，结构效率是一项重要的性能指标，提高结构效率可以增大材料的利用率，在满足设计要求的前提下减轻结构重量[6]，从而增加飞机结构的机动性和续航性，进而节约燃油是设计中根本。
翼根设计是中央翼盒和飞机外翼连接的界面，这个位置的设计是飞机设计中的难点之一，界面复杂，连接件多且装配问题突出，合理地设计翼根连接件对减少装配工时和减少零件修配有很大作用。
望这篇文章能给设计者提供有价值的参考。
[参考文献][1]柳醉.关于某型飞机垂尾翼根整流罩结构的设计与研究[J].民用飞机设计与研究，2014(1):18-21.[2]飞机设计手册总编委会.飞机设计手册第10册:结构设计[M].北京:航空工业出版社，2001.[3]方采文，张树军，贾大炜，等.民用飞机外翼与中央翼上壁板连接应变硬化指数与屈服强度和抗拉强度关系的研究郑学斌，尚鹏举(湖南南方宇航高精传动有限公司，湖南株洲412002)摘要:在材料学中应变硬化指数的物理意义是反映材料均匀变形的能力。
文中通过研究材料的拉伸应力-应变曲线和相 关公式,推导了应变硬化指数与材料的屈服强度和抗拉强度之间的关系和公式，并介绍了如何使用MS Excel的计算功能求 解材料的应变硬化指数n值的方法。
关键词：应力-应变曲线；应变硬化指数；MS Excel中图分类号:TB 301 文献标志码:A文章编号：1002-2333(2017)05-0102-04 Study on Influence of Strain Hardening Exponent on Yield Strength and Tensile StrengthZHENG Xuebin,SHANG Pengju(N FAIC H igh Precision Transm ission Co.,Ltd.,Zhuzhou412002, China)Abstract:In materials science,the physical meaning of strain hardening exponent is the uniform deformation capacity of the materials.This paper studies on tensile stress-strain curve and related calculation formulas.Through a series of derivation and operation,the relationship and calculation formulas between strain hardening exponent and the yield strength and tensile strength are obtained.A method is introduced to solve materials'strain hardening exponent using M S Excel calculation functions.Key Word:stress-strain curves;strain hardening exponent;MS Excel0引言材料的应变硬化是指由于材料的塑性变形引起的硬度和强度增加的度量。