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(中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院 河南 洛陽(yáng) 471009)

某發(fā)射裝置前蓋板斷裂故障分析及改進(jìn)

趙春花，陳暉，馮斌

(中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院 河南 洛陽(yáng) 471009)

通過(guò)對(duì)某機(jī)載導(dǎo)彈發(fā)射裝置前蓋板斷裂故障進(jìn)行詳細(xì)的分析，得出了故障的主要原因，同時(shí)提出了改進(jìn)措施，并對(duì)改進(jìn)措施進(jìn)行了大量的試驗(yàn)驗(yàn)證，證明了改進(jìn)措施的有效性。

發(fā)射裝置;故障分析;有限元分析;塑性變形;疲勞斷裂

0 引言

機(jī)載導(dǎo)彈發(fā)射裝置主要是用于懸掛和發(fā)射空空導(dǎo)彈，其殼體主要是用來(lái)將發(fā)射裝置固定在載機(jī)上，并用來(lái)安裝和固定發(fā)射裝置的各個(gè)零、部件。殼體上的前蓋板是殼體安裝開(kāi)口處的蓋板。它在發(fā)射裝置空中掛飛狀態(tài)只受氣動(dòng)力作用，不受其它外力。

根據(jù)用戶反映，在例行檢查時(shí)，某型機(jī)載導(dǎo)彈發(fā)射裝置的前蓋板在分別在飛行400h和50h后發(fā)生變形和斷裂。排除人為因素，發(fā)生此故障的原因可能有兩種，一是零件在掛飛狀態(tài)下，其上下表面的氣動(dòng)壓差較大，超過(guò)材料的屈服極限，發(fā)生塑性變形，長(zhǎng)期積累產(chǎn)生變形和裂紋;二是零件在長(zhǎng)期氣動(dòng)變動(dòng)載荷作用下發(fā)生疲勞失效[1]。

1 故障分析

前蓋板選用的材料是退火狀態(tài)的5A06(LF6)2 mm厚的防銹鋁板，其故障是倒角處有2條裂紋，均長(zhǎng)約10mm，故障件如圖1所示。

圖1 故障件照片

1.1 故障件理化分析

故障件有明顯的宏觀變形，開(kāi)裂部位裂紋尖銳，從拐角位置開(kāi)裂；通過(guò)掃描電鏡對(duì)開(kāi)裂部位端口進(jìn)行觀察，斷口宏觀形貌如圖2所示，根據(jù)棱線判斷，裂紋從前蓋板伸出端內(nèi)側(cè)拐角位置起裂，向內(nèi)逐步擴(kuò)展。將斷口放大后如圖3所示，斷口上有明顯的

圖2 斷口宏觀形貌

圖3 斷口上粗大的疲勞條帶

疲勞條帶，符合典型的疲勞斷口形貌，斷口呈現(xiàn)出兩種明顯的區(qū)域，一種為平滑的疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)，另一種為瞬時(shí)斷裂區(qū)。

1.2 有限元仿真分析

對(duì)故障件進(jìn)行有限元分析，網(wǎng)格采用六面體一階縮減單元(C3D8R)，網(wǎng)格總數(shù)為124 320個(gè)，節(jié)點(diǎn)總數(shù)為157 715個(gè)，假設(shè)在前蓋板舌頭處作用分布?jí)毫?5 000Pa(前蓋板舌頭處的面積為0.055 m×0.088 m=0.004 84 m2，作用于蓋板上的力就為45 000×0.004 84=217.8 N)。仿真結(jié)果如圖4和圖5所示。從圖5應(yīng)力云圖中可以看出，在舌頭與U形體連接處的兩側(cè)位置產(chǎn)生應(yīng)力集中，其最大值為327 MPa，假設(shè)前蓋板舌頭處受此大小的力，理論上已經(jīng)產(chǎn)生塑性變形；從圖5位移云圖可以看出，最大變形為2.96 mm。

圖4 應(yīng)力云圖(5倍放大系數(shù))

圖5 位移云圖(5倍放大系數(shù))

1.3 原因分析

前蓋板的安裝結(jié)構(gòu)如圖6所示。產(chǎn)品出廠時(shí)，前蓋板下表面平整無(wú)變形，裝配過(guò)程中由于公差積累可能會(huì)出現(xiàn)前蓋板下表面突出殼體下表面的情況，但不影響正常使用。另外，在彈射裝置正常使用維護(hù)過(guò)程中，前蓋板不承載。在空中掛飛時(shí)，前蓋板承受振動(dòng)載荷。研制階段，前蓋板已隨發(fā)射裝置作過(guò)耐久振動(dòng)，設(shè)計(jì)滿足要求。

圖6 前蓋板在殼體中的安裝位置

從理化分析結(jié)果可以看出，故障件都存在較大的宏觀塑性變形，前蓋板伸出端向內(nèi)彎曲。而對(duì)現(xiàn)場(chǎng)同樣掛飛400多h的無(wú)故障的前蓋板進(jìn)行觀察，其表面平整，無(wú)裂縫及任何變形。所以，可以確定故障件在使用過(guò)程中，受到了較大外力的作用。

另外，由于防銹鋁本身強(qiáng)度并不是特別高，在受到較大外力的情況下，前蓋板伸出端產(chǎn)生塑性變形，向內(nèi)彎曲，其拐角處會(huì)產(chǎn)生附加應(yīng)力。這樣會(huì)大大降低結(jié)構(gòu)的疲勞極限，在空中掛飛時(shí)，在不斷的振動(dòng)作用下，前蓋板承受循環(huán)載荷，會(huì)導(dǎo)致其伸出端發(fā)生疲勞斷裂[1]。

2 故障定位

2.1 疲勞失效

由于機(jī)載發(fā)射裝置掛裝位置流場(chǎng)非常復(fù)雜，而且前蓋板舌頭處是懸臂結(jié)構(gòu)，載機(jī)在飛行過(guò)程中的不斷的振動(dòng)，長(zhǎng)時(shí)間有可能使前蓋板產(chǎn)生疲勞，發(fā)生變形。

2.2 前蓋板與發(fā)射裝置下表面存在高度差

變形的前蓋板下表面都是略高出發(fā)射裝置的下表面，在復(fù)雜的流場(chǎng)條件下，就有可能產(chǎn)生氣動(dòng)壓差，作用于前蓋板的舌頭處。從強(qiáng)度計(jì)算分析可以看出，理論上如果載機(jī)在飛行中發(fā)射裝置前蓋板舌頭處上下表面氣壓力差達(dá)到45 596 Pa以上，前蓋板就有可能發(fā)生變形。

2.3 分析結(jié)論

前蓋板在正常彈射使用的過(guò)程中不承受載荷，但是因?yàn)樵谘b配過(guò)程中的公差積累實(shí)際導(dǎo)致了前蓋板的下表面突出了整個(gè)殼體的下表面，這樣在空中掛飛的情況下，前蓋板和殼體之間就會(huì)產(chǎn)生氣動(dòng)壓差。理論上如果它們之間的壓差超過(guò)一定的值，前蓋板就有可能產(chǎn)生塑性變形，隨著塑性變形的不斷積累逐漸產(chǎn)生裂紋，最終導(dǎo)致斷裂。實(shí)際使用中，機(jī)身下方流場(chǎng)非常復(fù)雜，氣動(dòng)載荷雖然不一定是始終以這個(gè)壓力差作用于前蓋板，但是氣動(dòng)力的變化會(huì)引起前蓋板舌頭處的顫動(dòng)，產(chǎn)生疲勞。

經(jīng)過(guò)對(duì)故障件的觀察分析，故障件由于在受到較大的外加作用力下使其發(fā)生塑性變形，伸出端向內(nèi)彎曲，拐角處產(chǎn)生附加應(yīng)力導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的抗疲勞性能大大降低，在空中掛飛時(shí)，在振動(dòng)作用下，故障件承受循環(huán)載荷，在載荷的反復(fù)作用下，前蓋板發(fā)生疲勞斷裂。

3 改進(jìn)措施

3.1 更換蓋板材料

更換前蓋板的材料，采用1Cr17Ni2，板厚2 mm。為減小應(yīng)力集中，在應(yīng)力集中處增加R2.5的圓角，其余尺寸與原鋁板材料的零件尺寸一致，修改后前蓋板如圖7所示。

圖7 修改后前蓋板

用同樣的邊界條件和載荷，重新對(duì)修改后的前蓋板進(jìn)行有限元計(jì)算，仿真結(jié)果是前蓋板舌頭與U形體連接處的應(yīng)力為295 MPa，應(yīng)力數(shù)值明顯減小，而且其σb為1 080MPa，安全系數(shù)達(dá)到了3.66；前蓋板最大變形為1.12 mm，是鋁的1/3左右。

3.2 增加加強(qiáng)板

在原有蓋板的基礎(chǔ)上，增加一個(gè)加強(qiáng)板。經(jīng)發(fā)射裝置裝配尺寸協(xié)調(diào)，再考慮到加強(qiáng)程度的合理性，決定采取增加一塊3 mm厚的2A12鋁板，鋁板通過(guò)3×4=12個(gè)GB/T954 Ф3X9的120°沉頭鋁制(LY10)鉚釘鉚接在前蓋板上。修改后前蓋板如圖8所示。

圖8 修改后前蓋板

用同樣的邊界條件和載荷，重新對(duì)修改后的前蓋板進(jìn)行有限元計(jì)算，仿真結(jié)果是前蓋板舌頭與U形體連接處的應(yīng)力為195 MPa，應(yīng)力數(shù)值明顯減小，安全系數(shù)達(dá)到了5.5；前蓋板最大變形為0.6 mm，是鋁的1/6左右。

4 試驗(yàn)驗(yàn)證

4.1 靜力變形試驗(yàn)

對(duì)原交付產(chǎn)品，鋼制件及加強(qiáng)鋁板件3個(gè)試驗(yàn)件分別進(jìn)行靜力變形試驗(yàn)，即將它們安裝到試驗(yàn)工裝上，用6個(gè)螺栓固定好，再將工裝安裝到試驗(yàn)機(jī)上，調(diào)整好工裝安裝位置后在加力點(diǎn)加力，逐步增加力值，在蓋板變形增加至45°左右時(shí)停止加力，并記錄測(cè)試結(jié)果。

3種不同狀態(tài)試驗(yàn)件的受力情況對(duì)比如表1所示。

表1 3種不同狀態(tài)試驗(yàn)件的受力情況對(duì)比

4.2 疲勞加載試驗(yàn)

基于金屬構(gòu)件疲勞斷裂的原理對(duì)原交付產(chǎn)品和加強(qiáng)鋁板件兩種結(jié)構(gòu)的前蓋板進(jìn)行等幅、等平均應(yīng)力的疲勞試驗(yàn)。通過(guò)比較2種結(jié)構(gòu)在等幅、等平均應(yīng)力的循環(huán)載荷下，發(fā)生斷裂的平均循環(huán)次數(shù)判斷2種結(jié)構(gòu)抗疲勞斷裂的能力大小[2]。

試驗(yàn)采用分組試驗(yàn)法，同一種結(jié)構(gòu)的試樣分為一組，每組3個(gè)試樣。試驗(yàn)方案基于原交付產(chǎn)品的試樣靜態(tài)試驗(yàn)結(jié)果。試驗(yàn)時(shí)控制原交付產(chǎn)品的試樣疲勞循環(huán)次數(shù)。試驗(yàn)載荷的確定要求使第1件原交付產(chǎn)品試樣的疲勞循環(huán)次數(shù)最好能控制在2×105～5×105次之間。第1件原交付產(chǎn)品試樣疲勞斷裂后記錄試驗(yàn)載荷和循環(huán)次數(shù)。按此載荷對(duì)第2件試驗(yàn)進(jìn)行相同的疲勞試驗(yàn)，以重復(fù)第1次試驗(yàn)得到的數(shù)據(jù)。同樣重復(fù)進(jìn)行第3次試驗(yàn)。

用以上載荷對(duì)采用加強(qiáng)板的第1件試樣進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，如果循環(huán)次數(shù)在2×106次以內(nèi)發(fā)生疲勞斷裂，則記錄試驗(yàn)載荷和循環(huán)次數(shù)；如果循環(huán)次數(shù)達(dá)到2×106次試樣還未發(fā)生疲勞斷裂，則停止該試樣的疲勞試驗(yàn)。之后再以同樣的載荷進(jìn)行第2、第3件未采用加強(qiáng)板的試樣的疲勞試驗(yàn)。原前蓋板和加強(qiáng)前蓋板的疲勞試驗(yàn)結(jié)果分別如表2、表3所示。

表2 原前蓋板疲勞試驗(yàn)結(jié)果

表3 加強(qiáng)前蓋板疲勞試驗(yàn)結(jié)果

對(duì)2組試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行方差分析，得出加強(qiáng)前蓋板疲勞壽命為未加強(qiáng)的原前蓋板疲勞壽命的9.08倍，原蓋板在飛行300～600h后發(fā)生疲勞裂紋，加強(qiáng)后的蓋板疲勞壽命為2 724 h以上，滿足發(fā)射裝置全壽命要求。

5 結(jié)束語(yǔ)

機(jī)載發(fā)射裝置掛裝位置流場(chǎng)非常復(fù)雜，而且前蓋板舌頭處是懸臂結(jié)構(gòu)，長(zhǎng)時(shí)間有可能使前蓋板產(chǎn)生疲勞，發(fā)生變形。所以，在零件的設(shè)計(jì)過(guò)程中應(yīng)該考慮到這些問(wèn)題，避免類似問(wèn)題的發(fā)生。

[1] 徐灝.疲勞強(qiáng)度[M].北京:高等教育出版社,1988.

[2] 唐芳軒，張劍.泰山第二核電廠發(fā)電機(jī)轉(zhuǎn)子引線墊條斷裂故障分析[J].中國(guó)電力,2011，44(1)：53-55.

Analysis of the Fracture Failure of the Front Cover Board

ZHAOChunhua,CHENHui,FENGBin

( China Air-to-Air Missile Academy，Luoyang 471009,China)

This article made a detailed analysis of the fracture failure of the front cover board on the launcher,found out reasons and proposed improvement measures,then done experiments proved that the improvement measures were effective.

launcher;fault analysis;finite element analysis;plastic deformation;fatigue break

2014-07-07

U463.212

A

1001-2257(2014)11-0068-04

趙春花(1985-)，女，江蘇鹽城人，工程師，研究方向?yàn)閺椛浒l(fā)射裝置設(shè)計(jì)及仿真;陳暉(1977-)，男，江蘇泰州人，高級(jí)工程師，彈射發(fā)射裝置設(shè)計(jì)及仿真。