阅读说明：本技术 一种飞机座舱盖安装锁拧紧力矩值的确定方法 (Method for determining tightening torque value of installation lock of aircraft canopy ) 是由 隋福成 解放 刘汉海 于淼 单兴业 于 2021-05-27 设计创作，主要内容包括：本申请提供了一种飞机座舱盖安装拧紧力矩值的确定方法,所述方法包括：第一,根据固定螺栓的直径确定固定螺栓拧紧力矩的范围值；第二,确定试验类型为疲劳试验,试验组至少包含三组不同拧紧力矩的试验件,试验载荷为飞机座舱盖安装锁的最大使用载荷；第三,依据传载路线、边界条件要求构建不同拧紧力矩下的对比试验用的试验件和试验夹具；第四,依据全尺寸飞机结构中的传载路线和边界条件确定试验设备、试验件的支持及加载方式；第五,通过不同拧紧力矩下的对比试验结果得到飞机座舱盖安装锁在不同拧紧力矩下座舱盖安装锁螺栓孔的力学性能影响；第六,根据不同拧紧力矩下座舱盖安装锁螺栓孔的中值寿命最长确定为座舱盖安装锁的最佳拧紧力矩值。(The application provides a method for determining an installation and tightening torque value of an aircraft canopy, which comprises the following steps: firstly, determining a range value of a tightening torque of a fixing bolt according to the diameter of the fixing bolt; secondly, determining the test type as a fatigue test, wherein the test group at least comprises three groups of test pieces with different tightening torques, and the test load is the maximum use load of the aircraft canopy installation lock; thirdly, building test pieces and test clamps for comparison tests under different tightening torques according to the requirements of the load transmission route and the boundary conditions; fourthly, determining support and loading modes of the test equipment and the test piece according to the load transmission route and the boundary conditions in the full-size airplane structure; fifthly, obtaining the mechanical property influence of the installation lock bolt holes of the canopy of the airplane under different tightening torques according to the comparison test results under different tightening torques; and sixthly, determining the longest median service life of the bolt holes of the installation lock of the canopy as the optimal tightening torque value of the installation lock of the canopy according to different tightening torques.)

一种飞机座舱盖安装锁拧紧力矩值的确定方法

技术领域

本申请属于飞机结构维护技术领域，特别涉及一种飞机座舱盖安装锁拧紧力矩值的确定方法。

背景技术

某型飞机座舱盖侧型材在使用过程中安装锁螺栓孔频繁出现裂纹损伤，经分析为疲劳开裂。在修理过程中，为抑制裂纹的萌生，可采取安装加强件，降低使用应力的方法来增加裂纹的萌生周期。座舱盖侧型材承受锁环传递的法向集中载荷，侧型材与锁环安装座贴合，实际受载时锁环安装座为侧型材提供刚度支持，安装锁固定螺栓的松紧状态直接影响使用过程中的贴合度，进而影响侧型材锁环安装孔的裂纹萌生周期，相比采取安装加强件的修理方法，调节座舱盖安装锁拧紧力矩值快速简捷，节约了修理成本，大幅缩短了修理周期。

鉴于上述原因，需要建立一种适用于飞机座舱盖安装锁拧紧力矩值的确定方法，以延长座舱盖侧型材的使用寿命。

发明内容

本申请的目的是提供了一种飞机座舱盖安装锁拧紧力矩值的确定方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

本申请的技术方案是：一种飞机座舱盖安装锁拧紧力矩值的确定方法，所述方法包括：

第一，确定飞机座舱盖安装锁固定螺栓拧紧力矩的范围值

根据固定螺栓的直径确定固定螺栓拧紧力矩的范围值；

第二，确定试验的类型、数量及试验载荷

根据飞机座舱盖安装锁螺栓孔的裂纹萌生寿命确定试验类型为疲劳试验，试验组至少包含三组不同拧紧力矩的试验件，试验载荷为飞机座舱盖安装锁的最大使用载荷；

第三，构建不同拧紧力矩下对比试验用的试验件及试验夹具

依据传载路线、边界条件要求构建不同拧紧力矩下的对比试验用的试验件和试验夹具；

第四，确定试验件的支持及加载方法

依据全尺寸飞机结构中的传载路线和边界条件确定试验设备、试验件的支持及加载方式；

第五，进行试验结果分析

通过不同拧紧力矩下的对比试验结果得到飞机座舱盖安装锁在不同拧紧力矩下座舱盖安装锁螺栓孔的力学性能影响；

第六，确定最佳拧紧力矩值

根据不同拧紧力矩下座舱盖安装锁螺栓孔的中值寿命最长确定为座舱盖安装锁的最佳拧紧力矩值。

在本申请中，步骤一中，固定螺栓拧紧力矩的范围值根据航标中规定的固定螺栓直径确定。

在本申请中，步骤二中，三组试验组包含拧紧力矩的最大值、拧紧力矩的最小值和拧紧力矩的中值。

在本申请中，步骤二中，根据飞机座舱盖安装锁的最大使用载荷及应力比确定飞机座舱盖安装锁的最小使用载荷，从而得到飞机座舱盖安装锁的载荷谱。

本申请的方法可以更加准确的确定飞机座舱盖安装锁螺栓孔的拧紧力矩，从而降低螺栓孔开裂的时间，提高使用寿命。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为本申请的飞机座舱盖安装锁拧紧力矩值的确定方法流程图。

图2为本申请中的试验件及夹具示意图。

附图标记

1-侧型材

21-锁环

22-锁钩

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

为了克服现有技术中所指出的飞机座舱盖安装锁螺栓孔易产生裂纹的问题，本申请提供了一种飞机座舱盖安装锁拧紧力矩值的确定方法，以合理的拧紧力矩锁紧固定螺栓，从而降低飞机座舱盖安装锁螺栓孔产生裂纹的机率，提供其使用寿命。

如图1所示，本申请提供的飞机座舱盖安装锁拧紧力矩值的确定方法包括如下步骤：

第一，确定座舱盖安装锁固定螺栓拧紧力矩的范围值

根据安装螺栓的直径，依据航标值，确定安装螺栓拧紧力矩的范围值。

例如，在本申请一实施例中，座舱盖安装锁固定螺栓的直径为6mm，依据航标确定的安装固定螺栓的拧紧力矩为670±70N·cm。

第二，试验类型、数量及试验载荷设计

为确定裂纹的萌生寿命，试验类型选取疲劳试验，试验载荷按最大使用载荷确定。

为确定裂纹的萌生寿命，试验类型选取疲劳试验，试验分为三组，试验件螺栓拧紧力矩值分别为600N·cm、670N·cm、740N·cm，每组试验件数量为5件，试验载荷谱峰值按最大使用载荷确定，本实施例中最大使用载荷P_max＝16000N，应力比R＝0.06，根据最大使用载荷和应力比R得到最小使用载荷P_min＝R×P_max，从而确定了试验载荷谱。

第三，构建不同拧紧力矩下的对比试验试验件及试验夹具

依据传载路线、边界条件要求设计不同拧紧力矩下的对比试验试验件和试验夹具。

如图2所示，侧型材1承受飞机座舱盖安装锁锁环21的法向集中载荷，依据传载路线、边界条件要求，侧型材1的结构形式为U型，侧型材1和锁环21的连接形式及尺寸与全尺寸座舱盖一致，试验夹具包含锁环21、锁钩22和夹持钢板，试验件和锁环21之间通过2个M6螺栓进行连接，锁钩22 挂于锁环21上。

第四，确定试件的支持及加载方法

依据全尺寸飞机结构中的传载路线和边界条件，选取试验设备，确定试件的支持及加载方法。

依据全尺寸飞机结构(或侧型材)中的传载路线和边界条件，选取疲劳试验机做为试验加载及支持设备，试验件与夹具装配完成后，通过夹持钢板和锁钩22连接在疲劳试验机上,试验件受轴向Y拉力，在夹持加载时位于试验机夹块中心。

第五，进行试验结果分析

通过不同拧紧力矩下的对比试验结果分析，给出座舱盖安装锁不同拧紧力矩对结构力学性能的影响。

例如，在本申请一实施例中，试验件在固定螺栓的拧紧力矩值为 600N·cm时，对应的螺栓孔裂纹萌生中值寿命为7200试验小时；在固定螺栓的拧紧力矩值为670N·cm时，对应的螺栓孔裂纹萌生中值寿命为 10220试验小时；在固定螺栓拧紧力矩值为740N·cm时对应的螺栓孔裂纹萌生中值寿命为13200试验小时，拧紧力矩对疲劳裂纹萌生寿命有显著影响，在给定范围内，拧紧力矩越大，裂纹萌生周期越长。

第六，确定最佳拧紧力矩值

通过不同拧紧力矩下的对比试验，拧紧力矩值最大时螺栓孔裂纹萌生中值寿命最长，从而确定座舱盖安装锁固定螺栓的拧紧力矩最佳值为 740N·cm。

本申请的飞机座舱盖安装锁拧紧力矩值的确定方法可以更加准确的确定飞机座舱盖安装锁螺栓孔的拧紧力矩，从而降低螺栓孔开裂的时间，提高使用寿命。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。