齊慧英 范昊棟 吳文 張茂杉

【摘 要】發(fā)射裝置是一種飛機與導彈的連接樞紐，用于實現(xiàn)導彈的懸掛、運載和發(fā)射。在彈射試驗過程中，會出現(xiàn)高溫高壓燃氣釋放異常現(xiàn)象。針對此現(xiàn)象，本文從故障狀況、原因分析、定位故障、檢查故障源和故障排除五大方面進行闡述。

【關鍵詞】發(fā)射裝置;燃氣推進器;彈射試驗

中圖分類號： TJ768.2 文獻標識碼： A 文章編號： 2095-2457（2019）11-0251-002

DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2019.11.120

【Abstract】Launcher is a connecting hub between aircraft and missile， which is used to suspend， carry and launch missiles. During ejection test， abnormal gas release at high temperature and high pressure will occur. In view of this phenomenon， this article elaborates from five aspects： fault status， cause analysis， fault location， fault source checking and fault elimination.

【Key words】Launcher; Gas Propeller; Ejection test

1 故障狀況

某型發(fā)射裝置在彈射試驗時，放置在燃氣推進器內部的拋放彈在被點燃瞬間，高溫高壓燃氣按照正常的氣體釋放路線從氣缸下方的排氣嘴（圖2-2）處噴出，但在拋放彈被點燃13ms后，燃氣推進器內部的高溫高壓燃氣開始從氣缸后方的電極針組件（圖2-5）與活塞（圖2-6）配合位置處噴出[正常彈射時，高溫高壓燃氣應一直從排氣嘴（圖2-2）處噴出]，因高溫高壓燃氣噴射時影響彈射數(shù)據取樣點，無法進行彈射姿態(tài)角度分析，彈射試驗失敗。

2 原因分析和定位故障

2.1 發(fā)射裝置結構及原理

發(fā)射裝置是一種飛機與導彈的連接樞紐，用于實現(xiàn)導彈的懸掛、運載和發(fā)射?？商峁椛涞某跏寄茉?，使導彈在自推進點火系統(tǒng)之前受到了彈射力的作用而完全與載機分離。

發(fā)射裝置主要由發(fā)射架、發(fā)射控制電路盒（以下簡稱電路盒）、電源盒、前/后作動部件、同步機構、燃氣推進器組成。

電源盒：向導彈導引頭提供四路獨立直流穩(wěn)壓電源。

電路盒：在導彈加溫、準備和發(fā)射這三個階段，完成對導彈的實時控制和故障檢測判斷。

前/后作動部件：用于懸掛導彈，并在彈射行程末通過其上導彈掛鉤的解鎖實現(xiàn)發(fā)射裝置與導彈的分離。

同步機構：主要由前推桿、杠桿組件和后推桿組成。通過前/后推桿分別與前/后作動部件相連，在彈射過程中推動前/后作動部件運動，并實現(xiàn)前/后作動部件的同步解鎖。

燃氣推進器：主要由氣缸、活塞、電擊針組件和排氣嘴組成。燃氣推進器內安裝拋放彈，為彈射提供動力源。

燃氣推進器安裝在杠桿組件和鎖栓組件之間，其活塞與鎖栓組件相配合，氣缸與杠桿組件相配合，彈射過程中，因鎖栓組件被鎖栓支架鎖閉，燃氣推進器上的活塞一端保持固定不動，而氣缸一端在拋放彈產生的高溫高壓燃氣推動下發(fā)生移動。

2.2 工作原理

從圖2中可以看出，拋放彈安裝在活塞內，其電點火管與電極針組件相連。彈射試驗時，拋放彈外殼在高壓下產生形變，使拋放彈外殼與活塞內壁之間形成密封，阻止高溫高壓燃氣向后釋放。彈藥產生的高溫高壓氣體通過活塞底部的排氣孔進入活塞與氣缸之間的腔體，一方面推動氣缸運動，另一方面通過安裝在氣缸上的排氣嘴釋放到大氣中。氣缸將高壓燃氣推力借助同步機構作用在前/后作動部件上，推動前/后作動部件運動到指定位置后，前/后作動部件上的導彈掛鉤開鎖，實現(xiàn)發(fā)射裝置與導彈的分離。

2.3 彈射故障分析和定位

從故障現(xiàn)象分析，高溫高壓氣體從氣缸后方的電極針組件與活塞桿配合位置處噴出，證明電極針組件與活塞配合位置處密封失效。該處密封失效原因有二：

2.3.1 活塞內壁（拋放彈裝填處）有劃傷、掉塊

裝配過程中有磕碰導致活塞內壁（拋放彈裝填處）有劃傷、掉塊。

2.3.2 拋放彈殼體存在破損：

（1）拋放彈殼體與芯電極端蓋處有制造缺陷導致殼體破裂;

（2）拋放彈殼體承受過大沖擊壓力，導致殼體破裂;

（3）拋放彈殼體承受過高溫度，導致殼體破裂。

3 檢查故障源

3.1 實物狀態(tài)檢查

分解取出活塞，發(fā)現(xiàn)活塞端面與拋放彈芯電極端蓋配合位置處已被燒蝕，活塞內壁與拋放彈殼體配合處未發(fā)現(xiàn)劃傷、掉塊。

取出拋放彈殼體，發(fā)現(xiàn)拋放彈芯電極端蓋缺口處輕微向上抬起，拋放彈殼體缺口兩側各有一處撕裂拉伸損傷。

檢查發(fā)射裝置上其他零件狀態(tài)，發(fā)現(xiàn)鎖栓組件未完全鎖閉到位，進一步檢查發(fā)現(xiàn)鎖栓支架裝配方向與技術要求相反，從而導致鎖栓組件未鎖閉到位。

3.2 彈射過程分析

查看彈射試驗過程記錄照片，發(fā)現(xiàn)鎖栓組件在彈射過程中發(fā)生了轉動（正常情況下，鎖栓組件被鎖栓支架鎖閉到位，在彈射過程中保持固定不動）：在拋放彈點火后5ms，鎖栓支架打開;點火后6ms，鎖栓組件開鎖，活塞（包括安裝在活塞上的電擊針組件）隨著鎖栓組件一起轉動;點火后7ms，電擊針組件與發(fā)射裝置的梁體相撞;點火后7ms，高溫高壓燃氣開始從氣缸后方的電極針組件與活塞配合位置處噴出。

3.3 故障定位

由上述情況推斷出，彈射試驗過程中，在拋放彈點火后5ms內，燃氣推進器的活塞一端因被鎖栓組件固定，拋放彈產生的高溫高壓燃氣推動氣缸運動;因鎖栓支架并未完全鎖住鎖栓組件，當前推桿處的運動阻力大于鎖栓支架對鎖栓組合的鎖閉力時，鎖栓支架解鎖，鎖栓組件被打開，燃氣推進器內的高溫高壓燃氣開始推動活塞運動，直到電擊針組件與發(fā)射裝置的梁體相撞，活塞的運動受阻，此時高溫高壓燃氣反向作用在拋放彈殼體和芯電極端蓋上，一方面由于氣缸腔體內作用面積減小導致燃氣推進器內部的壓力增大，另一方面發(fā)射裝置的梁體對電極針組件有向前的撞擊力，撞擊力通過電擊針組件傳遞給了與電極針組件相連的拋放彈芯電極端蓋上。在兩種力的綜合作用下導致拋放彈殼體和芯電極端蓋連接處撕裂（拋放彈點火后13ms），高溫高壓燃氣從拋放彈殼體缺口處排出。

4 故障排除

經過故障分析、定位故障點以及檢查故障源，最終確定故障部件為鎖栓支架。將鎖栓支架按照要求再次進行裝配后，檢查鎖栓組件可以完全鎖閉到位。對重新裝配合格的發(fā)射裝置進行彈射試驗，彈射結果符合要求，故障被排除。

5 結論

本文從發(fā)射裝置的一起彈射試驗故障入手，通過分析產品結構和工作原理，最終確定了故障源，也從本次故障中得到了經驗和教訓。希望借此能給讀者帶來啟發(fā)和收獲。

【參考文獻】

[1]HB6762-93中華人民共和國航空工業(yè)標準[S].中國航空工業(yè)總公司，1994.

作者簡介：齊慧英（1992—），女，河南人，蕪湖天航裝備技術有限公司，研究生，助理工程師。現(xiàn)主要從事發(fā)射裝置研究相關工作。

范昊棟（1984—），男，江蘇人，蕪湖天航裝備技術有限公司，本科，工程師?，F(xiàn)主要從事發(fā)射裝置研究相關工作。

吳文（1989—），男，安徽人，蕪湖天航裝備技術有限公司，本科，助理工程師?，F(xiàn)主要從事發(fā)射裝置研究相關工作。

張茂杉（1990—），男，安徽人，蕪湖航翼集成設備有限公司，碩士，助理工程師。現(xiàn)主要從事航空地面保障裝備設計制造相關工作。