某型導彈翼面裂紋探析范文

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摘要：

針對某型導彈出現的翼面細微裂紋故障，分析了裂紋的形成機理，計算了翼面裂紋擴展速度和可使用循環次數，認為裂紋在導彈掛飛時不會進一步擴展，在機動飛行時仍可承受較多的脈動循環周次。

關鍵詞：

導彈；翼面；裂紋；壽命

空空導彈結構件失效形式一般表現為過載或疲勞失效，主要由飛機掛飛振動、氣動力、自身振動等因素導致。經過掛飛的某型導彈的翼面發現了細微裂紋，無法直接判斷裂紋產生機理，裂紋若進一步擴展可能導致翼面破壞，甚至造成翼面解體，發生嚴重事故。為此，取有裂紋的3片翼面進行裂紋對比、失效分析與計算，并對其后續的使用提出相關建議。

1翼面介紹

某型導彈共有4片相同翼面，外觀如圖1所示。利用X射線無損檢測翼面，確定翼面結構為上、下兩層蒙皮通過若干鉚釘與骨架鉚接而成，副翼則通過兩銷軸、兩軸承等與翼面加強翼肋（副翼支撐條）連接，副翼與翼面連接軸承為向心關節軸承。

2失效分析從

統計樣本來看，裂紋長度與掛飛時間（次數）之間不存在因果關系，且有數枚導彈未掛飛翼面也已存在裂紋。每枚導彈共有4片相同翼面，絕大多數導彈只有一片翼面存在裂紋現象，且在導彈上的位置分布無規律可循。據此，初步推斷翼面裂紋不是因掛飛引起的。

2.1裂紋概況

編號1翼面的取樣：由前向后（與導彈前后方位相同）截取，安裝副翼的兩加強翼肋的內側距離約為123.18～123.70mm，外側距離約為137.28～137.62mm；副翼連接銷銷頭兩端面距離為150.7mm。位于較薄加強翼肋內側與蒙皮結合處的裂紋走向呈短直線（近似），長約5mm，從表面可觀察到裂紋起始與結束點。在裂紋附近，加強翼肋與桁條間連接為圓角過渡（見圖2）。編號2翼面的取樣：由前向后，安裝副翼的兩加強翼肋的內側距離約為123.28～123.80mm，外側距離約為136.90～137.58mm；副翼連接銷銷頭兩端面距離為150.40mm。位于較薄加強翼肋內側與蒙皮結合處的裂紋走向呈弧線（近似），長約10mm，從表面只能觀察到裂紋起始點。在裂紋附近，加強翼肋與桁條間連接為圓角過渡。編號3翼面的取樣：由前向后，安裝副翼的兩加強翼肋的內側距離約為123.08～123.38mm，外側距離約為136.66～137.00mm；副翼連接銷銷頭兩端面距離為149.72mm。位于較薄加強翼肋內側與蒙皮結合處的裂紋走向呈短直線（近似），長約7mm，從表面可觀察到裂紋起始與結束點。在裂紋附近，加強翼肋與桁條間為直角連接，非圓角過渡。三片翼面裂紋均出現在較薄加強翼肋內側，且較薄加強翼肋有輕微翹曲現象；翼面表面宏觀均沒有發現明顯磕碰、壓傷損傷等機械損傷以及腐蝕損傷。

2.2金相組織分析

為了分析裂紋產生的機理和原因，對編號為1的翼面進行失效分析，包括力學分析（載荷、應力、變形等），材質分析（材料種類、化學成分等），金相組織分析，裂紋斷口形貌檢查等。未分解翼面裂紋低倍形貌檢驗見圖3，分解后翼面裂紋斷口低倍形貌見圖4，裂紋從圖4下方中部臺階根部向前端、深處擴展。

2.3力學性能檢測

通過光譜儀、能譜儀對骨架的化學成分進行分析。對照有關標準，確定其材料為AK4-1鋁合金（中國牌號LD7）。從產品取樣，在電子材料試驗機上進行拉伸試驗，并與ГOCT5.772-71中性能指標進行對照。利用掃描電子顯微鏡對裂紋斷口進行分析，可見斷口兩側均呈等軸韌窩特征（圖5、圖6所示），斷口起裂位置在兩臺階交界處。通過金相顯微鏡分析，顯示金相組織中晶粒有明顯拉長特征，第二相分布也呈方向性。LD7平衡態下α基體上應有大量Al2CuMg（S）相，而該組織中僅有FeNiAl9相。斷口處為粗細晶粒交界處（圖7所示，左側為斷口），粗晶區強度較低。對試樣進行布氏硬度測定，顯示該試樣的硬度值稍高，且粗細晶區較接近。

3失效分析結果

1）根據能譜分析結果，對鋁合金進行化學成分分析，確定該鋁合金牌號為AK4-1，其中國牌號為LD7[1]。

2）金相組織中晶粒有明顯拉長特征，第二相分布亦呈方向性，據此判定該鋁合金經過熱軋。

3）淬火時效態下屈服強度、抗拉強度、延伸率均滿足標準要求，布氏硬度也高于資料中數值。

4）斷口呈等軸韌窩特征，為過載引起的正斷斷口。新敲斷斷口、拉伸斷口均呈韌窩特征，說明材料是過載斷裂，斷口處局部應力或瞬時應力大于材料強度以致斷裂。

5）該斷口起裂位置在兩臺階的交界處，該處易產生應力集中，斷口又處于最薄處的夾縫中，同等受載條件下產生較大應力，易在此處產生裂紋。

6）斷口處為粗細晶粒交界處，粗晶區強度較低，易在該處產生裂紋。

7）粗晶的產生與熱軋工藝有關，變形量不均勻，在變形量大的區域易產生粗晶，在隨后的淬火過程中，晶粒又迅速長大，結果造成粗細晶的不同組織區域。

4翼面靜力分析

采用有限元法對導彈翼面的受力進行分析。通過SolidWorks軟件建立翼面的實體模型（簡化桁條、骨架、鉚釘等細節），在翼面相應位置模擬15mm長裂紋，利用COSMOSWorks，將翼面固定連接處的移動、轉動自由度全部進行約束。假設導彈定常等速直線飛行，翼面受力等效折算為施加1300N/m2垂直均布力，自由劃分網格后，對翼面進行受力分析。分析表明，翼面的受力點主要集中于翼面固定側（相當于懸臂梁固支處），該側副翼連接銷受力也較大；裂紋臺階處的應力主要因副翼受力后傳遞所致，且該側副翼傳遞的力主要由加強翼肋承擔；翼面固定側臺階處受到的VonMises應力約為臺階處裂紋應力值的4倍（模擬副翼旋轉30˚時的情況也類似），臺階處裂紋受力并非最大，約為2MPa。翼面最大受力估算時，仍假定其為線性彈性體，在導彈機動飛行時最大過載約為40g，裂紋處最大受力約為80MPa，遠小于LD7的非比例伸長應力。對導彈翼面受力最大處觀察，固定側臺階處未發現失效（裂紋等）現象。因此，認為帶有裂紋的翼面可正常掛飛和使用。

5裂紋擴展分析

對于線彈性裂紋體或準線彈性裂紋體，一般情況下用帕里斯裂紋擴展速度公式來計算。假設翼面裂紋為Ⅰ型裂紋，且假設翼面變形為平面彎曲。裂紋擴展壽命計算公式（循環次數）為：()−∆−=−−)21(0)21(1211mmcmpaaCmNσ（1）其中，C1=Cαmπm/2；C、m為帕里斯公式中可查表得到的常數，取鋁合金2A14值（C=24.97×10-10，m=3.44，α=1.1215）。當應力強度因子K1≥K1c時，材料發生脆斷，其中=aKασ1π[2]；K1c為平面應變斷裂韌度，由試驗測定。為確保計算的安全性，設定初始導彈翼面裂紋最大長度為15mm。在分析翼面裂紋擴展時，取cK1=15MPa⋅m，裂紋擴展門檻值=∆13.7thkMPa⋅m（r=0，脈動循環）。

5.1掛飛工況

導彈掛飛時，在飛機機動飛行狀態，翼面裂紋部位受力較大，此時∆σ=24MPa（即∆σ=12×2MPa，其中12取的是掛飛時導彈所受最大過載，2MPa為定常等速直線飛行下粗略計算裂紋附近的應力值）；α0=0.0075m（裂紋半長）。初始裂紋尺寸對應的應力強度因子幅度0∆K∆=σαπa（2）經計算∆K=4.13MPa⋅m，小于=∆13.7thkMPa⋅m，理論上不會發生裂紋擴展。考慮到飛機掛飛的次數和強度，在導彈壽命期內，不會出現影響使用的裂紋擴展。

5.2機動飛行工況

當導彈機動飛行時，翼面裂紋部位受力較大，此時∆σ=80MPa（即∆σ=40×2MPa，40為導彈所受最大過載，2MPa為定常等速直線飛行下粗略計算的裂紋附近應力值）。根據公式(2)，計算∆K=13.77MPa⋅m，大于∆kth，此時，裂紋可能會發生擴展。根據裂紋擴展速度公式[2]，經計算，翼面裂紋擴展速度da/dN=2.3×10-6m/周。進一步，有2max11=ασCcKaπ（3）計算得，ac=0.0089m（裂紋半長）；Np=620周（循環次數）。當裂紋擴展至2×0.0089=0.0178m時，可能會發生脆斷（或出現擴展嚴重以致影響使用的情況），但即使按40倍最大過載來計算，翼面仍可承受的脈動循環（r=0）次數為620周。

6結論

導彈翼面的裂紋擴展主要受裂紋尖端應力集中作用的影響，應力集中常導致構件發生過載、疲勞破壞。檢測掛飛后編號為1的導彈翼面，未發現疲勞損傷現象（但斷口之間存在摩擦痕跡，與掛飛時氣動力作用有關），且導彈飛行壽命有限，由此推斷導彈發生過載、疲勞破壞的可能性很小；從掛飛統計情況來看，裂紋長度與掛飛時間（次數）之間無因果關系。因此，在導彈壽命期內，掛飛時翼面裂紋發生嚴重擴展進而導致翼面破壞的可能性不大，建議導彈每次掛飛返場后需跟蹤、觀察和記錄翼面裂紋處的變化狀況。具備良好的軍事經濟效益。

參考文獻：

[1]干勇，徐濱士等編著.中國材料工程大典[M].北京：化學工業出版社，2005.

[2]徐灝主編.機械設計手冊[M].北京：機械工業出版社，2000.

作者:范東林 王如意 高飛 呂先聽 單位:國營洛陽丹城無線電廠