劉 剛，關(guān) 雷

( 中國空空導(dǎo)彈研究院，洛陽 471009)

尾罩鎖鉤是通過與殼體上的掛鉤扣合來固定尾罩，保證發(fā)射裝置在掛飛過程中后整流罩與殼體的可靠連接。鎖鉤受力示意如圖1 所示。

圖1 鎖鉤受力示意圖

某發(fā)射裝置是國內(nèi)第一種用于飛機(jī)翼尖側(cè)掛發(fā)射導(dǎo)彈的發(fā)射裝置，在其掛飛過程中，尾罩鎖鉤多次出現(xiàn)裂紋或者斷裂現(xiàn)象。本文對(duì)其鎖鉤故障原因進(jìn)行了分析，提出改變鎖鉤結(jié)構(gòu)尺寸及材料，增大結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的改進(jìn)措施，改進(jìn)后沒有再出現(xiàn)鎖鉤斷裂的現(xiàn)象，得到了比較理想的改進(jìn)效果［1-4］。

1 故障現(xiàn)象及原因分析

1.1 故障現(xiàn)象

通過檢查故障尾罩鎖鉤結(jié)構(gòu)，發(fā)現(xiàn)故障現(xiàn)象如下:

1)鎖鉤出現(xiàn)斷裂或裂痕的位置均在鉤子與本體的交界處，如圖2。

2)尾罩上的兩個(gè)鎖鉤都是其中一個(gè)發(fā)生斷裂或裂痕，而另一個(gè)正常，沒有兩個(gè)鎖鉤同時(shí)出現(xiàn)裂紋或斷裂的現(xiàn)象;

3)當(dāng)把發(fā)生故障的尾罩按實(shí)際使用狀態(tài)擺放后，發(fā)現(xiàn)斷裂或裂痕均出現(xiàn)在尾罩下側(cè)的鎖鉤上。

1.2 原因分析

從故障現(xiàn)象來看，主要從三個(gè)方面著手來分析故障產(chǎn)生的原因，故障分析樹見圖3。

1.2.1 制造缺陷分析

故障發(fā)生后，首先對(duì)故障件進(jìn)行了理化分析，并對(duì)以往例行試驗(yàn)產(chǎn)品進(jìn)行檢查，結(jié)果表明故障件不存在制造缺陷，從而排除了制造缺陷原因。

1.2.2 設(shè)計(jì)因素分析

為了系統(tǒng)調(diào)節(jié)重心的需求，某發(fā)射裝置尾罩長度及重量有所增加，增大了尾罩鎖鉤的負(fù)荷，并且用于機(jī)翼翼尖處，受力環(huán)境嚴(yán)酷、復(fù)雜，導(dǎo)致尾罩鎖鉤受振動(dòng)沖擊較大，發(fā)射裝置和機(jī)翼一體，飛行強(qiáng)度大，導(dǎo)致尾罩鎖鉤工作時(shí)間長，容易出現(xiàn)疲勞損傷。

根據(jù)斷裂現(xiàn)象均出現(xiàn)在下側(cè)鎖鉤的情況，說明發(fā)射裝置在使用過程中受到來自同一方向的較大振動(dòng)和外力。當(dāng)罩鎖鉤出現(xiàn)較大受力時(shí)，隨著使用時(shí)間的增加，會(huì)因?yàn)檩^大的應(yīng)力值而產(chǎn)生疲勞裂紋或裂痕，最終會(huì)使鎖鉤斷裂。

從鎖鉤的受力示意圖( 圖1)可以看出，鎖鉤主要受拉力F 作用，根據(jù)材料力學(xué)的原理知道此部位存在應(yīng)力集中。如果鎖鉤此部位強(qiáng)度不足，就易出現(xiàn)斷裂和裂痕。為了驗(yàn)證這個(gè)推斷，在有限元軟件NASTRAN 中對(duì)鎖鉤建模，進(jìn)行了有限元分析，分析結(jié)果如圖4 所示。

圖4 原鎖鉤受力有限元分析圖

從圖中可以看出:在拉力F 作用下，受力最大的地方正好在鎖鉤的圓弧和直線段的交接部位，這也與鎖鉤實(shí)際出現(xiàn)斷裂或裂痕的部位相符。

通過以上分析可以看出，某發(fā)射裝置鎖鉤鉤子部位存在應(yīng)力集中，在側(cè)掛飛行條件下，力學(xué)環(huán)境嚴(yán)酷，有較大外力作用到鎖鉤上時(shí)，會(huì)因?yàn)榻Y(jié)構(gòu)強(qiáng)度不足而出現(xiàn)斷裂或裂痕; 另外鎖鉤的圓弧部位和直線段交接的部位圓角較小，導(dǎo)致鎖鉤在此部位出現(xiàn)應(yīng)力集中，加大了鎖鉤斷裂的可能性。

1.2.3 人為因素分析

人為因素主要有兩方面可能，一方面是內(nèi)場裝配后進(jìn)行交付試驗(yàn)過程中，為了從試驗(yàn)夾具上拆卸方便，存在人為拍打尾罩現(xiàn)象。另一方面是外場維修過程中，為了減小尾罩與殼體大梁的配合間隙，存在用鉗子等工具掰捏鎖鉤現(xiàn)象。這些人為因素可能造成鎖鉤薄弱環(huán)節(jié)產(chǎn)生裂紋損傷，在隨后的掛飛振動(dòng)中裂紋擴(kuò)展從而造成斷裂現(xiàn)象的發(fā)生。

根據(jù)以上的分析，知道導(dǎo)致某發(fā)射裝置尾罩鎖鉤出現(xiàn)故障的主要原因是鎖鉤存在應(yīng)力集中現(xiàn)象，在產(chǎn)品裝配和維修過程中存在人為不當(dāng)操作，在鎖鉤薄弱部位產(chǎn)生了微裂紋損傷，在隨后的飛行過程中由于受到振動(dòng)、沖擊作用，使得鎖鉤微裂紋擴(kuò)展造成鎖鉤疲勞斷裂。

2 改進(jìn)措施及試驗(yàn)驗(yàn)證

根據(jù)上述分析，綜合考慮各方面的影響，對(duì)鎖鉤進(jìn)行以下改進(jìn):

1)對(duì)鎖鉤鉤子部位進(jìn)行加寬加厚，分別增加2 mm，并應(yīng)力集中部位改為R0.5 的圓角，具體見圖5。圖中的豁口部位是為了防止與原扭簧干涉的;

圖5 鎖鉤更改前后比較

2)將原鎖鉤材料45#鋼更換為強(qiáng)度極限高的材料30CrMnSiA，30CrMnSiA 是飛機(jī)制造業(yè)中使用最廣泛的高強(qiáng)度調(diào)質(zhì)鋼，在淬火高溫回火狀態(tài)下具有較高的強(qiáng)度和足夠的韌性，可以滿足相關(guān)要求。

對(duì)改進(jìn)設(shè)計(jì)的鎖鉤在有限元分析軟件NASTRAN 中進(jìn)行了有限元分析計(jì)算，分析表明設(shè)計(jì)改進(jìn)后的鎖鉤強(qiáng)度增加40%，計(jì)算分析結(jié)果如圖6 所示。

圖6 改進(jìn)后鎖鉤受力有限元分析圖

用裝有改進(jìn)鎖鉤的某發(fā)射裝置進(jìn)行了振動(dòng)試驗(yàn)考核。振動(dòng)試驗(yàn)試驗(yàn)進(jìn)行了3 次，振動(dòng)強(qiáng)度要遠(yuǎn)高于其規(guī)范所規(guī)定的功能和耐久振動(dòng)強(qiáng)度，同時(shí)在振動(dòng)過程中還增加了抖振試驗(yàn)，振動(dòng)后拆下尾罩，尾罩鎖鉤如圖7 所示，沒有出現(xiàn)異常。在隨后的掛飛過程中，改進(jìn)后的鎖鉤也未出現(xiàn)斷裂故障，說明改進(jìn)后的鎖鉤強(qiáng)度和功能均能滿足使用要求。

圖7 振動(dòng)試驗(yàn)后鎖鉤圖

3 結(jié)論

1)在產(chǎn)品裝配和維修過程中存在人為不當(dāng)操作，在鎖鉤薄弱部位產(chǎn)生了微裂紋損傷，在隨后的飛行過程中由于受到較大的振動(dòng)、沖擊作用，使得鎖鉤微裂紋擴(kuò)展造成鎖鉤疲勞斷裂;

2)鎖鉤斷裂故障最主要的原因是結(jié)構(gòu)強(qiáng)度不足;

3)改變鎖鉤的結(jié)構(gòu)尺寸和材料，增大結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，有效的解決了鎖鉤斷裂故障。

［1］HB7480—1997，空空導(dǎo)彈術(shù)語［S］.北京:航空工業(yè)總公司，1997.

［2］張堃，陳曉冬. 某發(fā)射裝置失效分析［J］. 失效分析與預(yù)防，2007，2(1):42 -45.

［3］徐志剛，傅國如. 飛機(jī)阻力傘軸頸斷裂分析［J］. 材料工程，2003( 增刊):339 -341.

［4］周新靈，陳嘯. 汽輪機(jī)中壓調(diào)速汽門門桿斷裂分析［J］.機(jī)械工程師，2011(11):131 -132.