杜轍 魏一鳴 王健

摘 要：某機載電子設備已完成環(huán)境試驗，自檢時發(fā)現(xiàn)該機載電子設備的后矩形連接器結構框體下沿出現(xiàn)裂紋，對其進行故障分析，是托架無法有效固定產(chǎn)品，造成振動過程中產(chǎn)生位移，產(chǎn)品后矩形與加電后矩形電纜產(chǎn)品不合理碰撞所致。通過強度仿真，對故障的原因以及后續(xù)可能造成的不良后果均進行了模擬驗證。

關鍵詞：機載電子設備;振動故障;有限元分析

中圖分類號：V243? ? 文獻標志碼：A? ? 文章編號：1671-0797（2022）08-0072-04

DOI：10.19514/j.cnki.cn32-1628/tm.2022.08.021

0? ? 引言

眾所周知，機載電子設備功能復雜強大，是飛機的重要組成部分。但機載電子設備在日常飛行以及作戰(zhàn)過程中經(jīng)常受到各種各樣的振動、沖擊等載荷[1-2]，如果機載電子設備環(huán)境適應力較差，在遇到極其惡劣的天氣環(huán)境時則容易受到損害，所以機載電子設備環(huán)境適應力的強弱會直接影響飛機戰(zhàn)斗力的強弱;且以往的事例表明，機械設備出現(xiàn)的故障有40%以上是由機械振動引起的[3-4]。

可見，只有有效提高機載電子產(chǎn)品的環(huán)境適應能力，才能有效提高飛機的戰(zhàn)斗力水平，這也是現(xiàn)代化戰(zhàn)爭對我國機載電子產(chǎn)品提出的必然要求[5]。因此，有必要在工程設計源頭進行控制，優(yōu)化結構薄弱部位，實現(xiàn)設備的可靠工作和優(yōu)良壽命[6]。

機載電子設備一般安裝在標準機柜/機架內(nèi)，其內(nèi)部一般都含有精密的電子部件和較為復雜的結構，在機柜/機架結構設計中，需要進行專門的機械環(huán)境適應性設計[7-8]。一種成熟的機載電子產(chǎn)品通過了調試和例行試驗，但在振動試驗完成后進行外觀自檢時，發(fā)現(xiàn)該機載電子設備的后矩形連接器結構框體下沿出現(xiàn)裂紋。

1? ? 故障現(xiàn)象

機載電子設備進行功能振動試驗，試驗方向分別為X、Y、Z。該機載電子設備在做試驗過程中各項功能指標正常，但在后續(xù)的自檢過程中，發(fā)現(xiàn)后矩形連接器結構框體的下沿出現(xiàn)不同程度的裂紋。

1.1? ? 故障分析

首先對故障進行了復現(xiàn)（確認整個過程中，托架安裝緊固，無松動情況;加電后矩形電纜安裝緊固，無松動情況）。

（1）使用原托架與備件產(chǎn)品進行摸底試驗，產(chǎn)品上加裝傳感器監(jiān)控振動情況，振動X方向與Z方向，產(chǎn)品頻率小于100 Hz，與第4個定頻83 Hz疊加，振動位移噪聲大，出現(xiàn)“鐺鐺鐺”的金屬磕碰聲音。

（2）使用新托架與備件產(chǎn)品進行摸底試驗，產(chǎn)品上加裝傳感器監(jiān)控振動情況，振動X方向與Z方向，設備固有頻率在160 Hz左右，振動位移噪聲小。

綜上，發(fā)現(xiàn)原托架與新托架相比，在振動時整體設備的固有頻率降低，與第4個定頻疊加，會造成產(chǎn)品產(chǎn)生很大的振動量級。

1.2? ? 故障原因分析

（1）新托架振動固有頻率大于100 Hz，振動位移和噪聲較小;原托架的振動一階固有頻率低于100 Hz，會和振動激勵的第4個定頻83 Hz疊加，導致振動位移和噪聲較大，從而造成后矩形連接器斷裂。

（2）原托架特征：后銷錐組件松動、前掛鉤組件彈簧力度小、前后底座安裝孔變形、導向件破損，這些因素均對托架振動特性有所影響。

（3）通過逐一更換原托架后彈簧銷、前插桿組件、前后底座，可以將固有頻率提升到正常水平，使振動位移和噪聲降低，說明此托架問題不是某一個零件的影響，是因為托架長時間使用，受力部位磨損，緊固性能變差，導致固有頻率降低。

結論：由于工裝托架長時間使用，各部位出現(xiàn)了較為嚴重的磨損，在振動過程中，托架無法有效地固定產(chǎn)品，造成振動過程中產(chǎn)生位移，產(chǎn)品后矩形與加電后矩形電纜產(chǎn)品不合理碰撞，進而導致后矩形連接器出現(xiàn)裂紋。

2? ? 強度仿真

為進一步驗證安裝架松動是否會影響除后矩形連接器之外的其他結構件，下面進行了仿真分析[9]。

該機載電子設備振動環(huán)境的特點是在寬帶隨機上迭加了很強的振動峰值，其振動圖譜[10]如圖1所示。

首先對后矩形連接器進行了仿真分析，如表1所示。

從表1可看出，后矩形連接器施加向下的位移約束，最大受力部位在下腔體下表面，與裂紋位移一致。當位移0.2 mm時，最大應力小于材料的強度極限540 MPa，有1.53倍的安全余量;當位移0.4 mm時，最大應力與材料的強度極限接近，有斷裂的風險。說明后矩形安裝尺寸在±0.2 mm內(nèi)受力正常，不會產(chǎn)生斷裂，若尺寸超過公差范圍，后矩形有斷裂的風險。

之后對整個機載電子設備產(chǎn)品進行了正常及故障兩種狀態(tài)的仿真分析，如表2、表3所示。

由表2可知，正常安裝狀態(tài)，結構件最大應力發(fā)生在前B型把手掛鉤上，為136 MPa，此零件材料為鋁合金LY12-BCZYU，其疲勞強度為140 MPa，最大應力小于疲勞強度，滿足振動要求。

印制板最大振動變形為0.057 mm，按照Steinberg印制板元器件耐振動變形經(jīng)驗公式，印制板上元器件允許的最大振動變形為0.28 mm，印制板最大振動變形小于允許值，滿足振動要求。

由表3可知，故障狀態(tài)下，即在安裝架前后緊定松動，后矩形連接器約束情況下，結構件最大應力發(fā)生在機箱后矩形連接器，為515 MPa，此零件材料為鋁合金LY12-BCZYU，其極限強度為420 MPa，最大應力大于極限強度，后矩形連接器結構件會發(fā)生振動失效。

印制板最大振動變形為0.21 mm，按照Steinberg印制板元器件耐振動變形經(jīng)驗公式，印制板上元器件允許的最大振動變形為0.28 mm，印制板最大振動變形小于允許值，滿足振動要求。

以上仿真驗證了在安裝架前后緊定松動情況下，結構件最大應力發(fā)生在機箱后矩形連接器，其最大應力超過材料極限強度，會發(fā)生振動失效。此狀態(tài)下機箱內(nèi)部模塊最大振動變形小于許用值，滿足振動壽命要求，不會發(fā)生損傷。說明安裝架前后緊定松動狀態(tài)只會對后矩形連接器造成破壞影響，但不會影響到其他部件。

3? ? 結語

本文主要探討了某機載電子設備在振動試驗完成后自檢過程中發(fā)現(xiàn)后矩形連接器結構框體的下沿出現(xiàn)不同程度裂紋的故障問題，通過實際的故障復現(xiàn)進行了故障分析，然后利用強度仿真等對故障的原因以及后續(xù)可能造成的不良后果進行了模擬驗證。

[參考文獻]

[1] 姚起杭，姚軍.結構振動疲勞問題的特點與分析方法[J].機械科學與技術，2000，19（S1）：56-58.

[2] 姚軍，姚起杭.結構隨機振動響應的工程簡化分析[J].應用力學學報，2002，19（1）：103-105.

[3] 張云，吳圣陶，曾柯杰，等.某電子設備隨機振動疲勞壽命仿真分析[J].電子機械工程，2016，32（6）：25-28.

[4] 周凌波.航空典型結構件的隨機振動疲勞壽命分析[D].南京：南京航空航天大學，2014.

[5] 楊林，張豐華，姜紅明，等.基于強度仿真的某機載電子設備機箱減重研究[J].機械工程師，2013（8）：171-173.

[6] 孟凡濤，胡愉愉.基于頻域法的隨機振動載荷下飛機結構疲勞分析[J].南京航空航天大學學報，2012，44（1）：32-36.

[7] 賈光南.某機載電子設備減重設計及仿真分析[J].艦船電子對抗，2019，42（3）：95-98.

[8] 陳哲.視點：航空電子機載設備可靠性[J].中國航班，2021（17）：9-10.

[9] 醋強一，焦超鋒，孟玉慈，等.可靠性仿真分析方法在航空電子設備中的應用[J].機械工程師，2013（7）：128-129.

[10] 劉治虎.機載電子設備強度試驗標準對比分析[J].機械工程師，2015（5）：152-154.

收稿日期：2022-03-14

作者簡介：杜轍（1994—），男，陜西咸陽人，碩士研究生，助理工程師，研究方向：機載電子設備產(chǎn)品故障。