某型导弹翼面裂纹探析.docx

某型导弹翼面裂纹探析针对某型导弹出现的翼面细微裂纹故障，分析了裂纹的构成机理，计算了翼面裂纹扩展速度和可使用循环次数，以为裂纹在导弹挂飞时不会进一步扩展，在机动飞行时仍可承受较多的脉动循环周次。关键词：导弹；翼面；裂纹；寿命空空导弹构造件失效形式一般表现为过载或疲惫失效，主要由飞机挂飞振动、气动力、本身振动等因素导致。经过挂飞的某型导弹的翼面发现了细微裂纹，无法直接判定裂纹产生机理，裂纹若进一步扩展可能导致翼面毁坏，甚至造成翼面解体，发生严重事故。为此，取有裂纹的3片翼面进行裂纹比照、失效分析与计算，并对其后续的使用提出相关建议。1翼面介绍某型导弹共有4片一样翼面，外观如图1所示。利用X射线无损检测翼面，确定翼面构造为上、下两层蒙皮通过若干铆钉与骨架铆接而成，副翼则通过两销轴、两轴承等与翼面加强翼肋副翼支撑条连接，副翼与翼面连接轴承为向心关节轴承。2失效分析从统计样本来看，裂纹长度与挂飞时间次数之间不存在因果关系，且有数枚导弹未挂飞翼面也已存在裂纹。每枚导弹共有4片一样翼面，绝大多数导弹只要一片翼面存在裂纹现象，且在导弹上的位置分布无规律可循。据此，初步推断翼面裂纹不是因挂飞引起的。2.1裂纹大概情况编号1翼面的取样：由前向后与导弹前后方位一样截取，安装副翼的两加强翼肋的内侧距离约为123.18123.70mm，外侧距离约为137.28137.62mm；副翼连接销销头两端面距离为150.7mm。位于较薄加强翼肋内侧与蒙皮结合处的裂纹走向呈短直线近似，长约5mm，从外表可观察到裂纹起始与结束点。在裂纹附近，加强翼肋与桁条间连接为圆角过渡见图2。编号2翼面的取样：由前向后，安装副翼的两加强翼肋的内侧距离约为123.28123.80mm，外侧距离约为136.90137.58mm；副翼连接销销头两端面距离为150.40mm。位于较薄加强翼肋内侧与蒙皮结合处的裂纹走向呈弧线近似，长约10mm，从外表只能观察到裂纹起始点。在裂纹附近，加强翼肋与桁条间连接为圆角过渡。编号3翼面的取样：由前向后，安装副翼的两加强翼肋的内侧距离约为123.08123.38mm，外侧距离约为136.66137.00mm；副翼连接销销头两端面距离为149.72mm。位于较薄加强翼肋内侧与蒙皮结合处的裂纹走向呈短直线近似，长约7mm，从外表可观察到裂纹起始与结束点。在裂纹附近，加强翼肋与桁条间为直角连接，非圆角过渡。三片翼面裂纹均出如今较薄加强翼肋内侧，且较薄加强翼肋有稍微翘曲现象；翼面外表宏观均没有发现明显磕碰、压伤损伤等机械损伤以及腐蚀损伤。2.2金相组织分析为了分析裂纹产生的机理和原因，对编号为1的翼面进行失效分析，包括力学分析载荷、应力、变形等，材质分析材料种类、化学成分等，金相组织分析，裂纹断口形貌检查等。未分解翼面裂纹低倍形貌检验见图3，分解后翼面裂纹断口低倍形貌见图4，裂纹从图4下方中部台阶根部向前端、深处扩展。2.3力学性能检测通过光谱仪、能谱仪对骨架的化学成分进行分析。对照有关标准，确定其材料为AK4-1铝合金中国牌号LD7。从产品取样，在电子材料试验机上进行拉伸试验，并与OCT5.772-71中性能指标进行对照。利用扫描电子显微镜对裂纹断口进行分析，可见断口两侧均呈等轴韧窝特征图5、图6所示，断口起裂位置在两台阶交界处。通过金相显微镜分析，显示金相组织中晶粒有明显拉长特征，第二相分布也呈方向性。LD7平衡态下基体上应有大量Al2CuMgS相，而该组织中仅有FeNiAl9相。断口处为粗细晶粒交界处图7所示，左侧为断口，粗晶区强度较低。对试样进行布氏硬度测定，显示该试样的硬度值稍高，且粗细晶区较接近。3失效分析结果1根据能谱分析结果，对铝合金进行化学成分分析，确定该铝合金牌号为AK4-1，其中国牌号为LD71。2金相组织中晶粒有明显拉长特征，第二相分布亦呈方向性，据此断定该铝合金经过热轧。3淬火时效态下屈从强度、抗拉强度、延伸率均知足标准要求，布氏硬度也高于资料中数值。4断口呈等轴韧窝特征，为过载引起的正断断口。新敲断断口、拉伸断口均呈韧窝特征，讲明材料是过载断裂，断口处局部应力或瞬时应力大于材料强度以致断裂。5该断口起裂位置在两台阶的交界处，该处易产生应力集中，断口又处于最薄处的夹缝中，同等受载条件下产生较大应力，易在此处产生裂纹。6断口处为粗细晶粒交界处，粗晶区强度较低，易在该处产生裂纹。7粗晶的产生与热轧工艺有关，变形量不均匀，在变形量大的区域易产生粗晶，在随后的淬火经过中，晶粒又迅速长大，结果造成粗细晶的不同组织区域。4翼面静力分析采用有限元法对导弹翼面的受力进行分析。通过SolidWorks软件建立翼面的实体模型简化桁条、骨架、铆钉等细节，在翼面相应位置模拟15mm长裂纹，利用COSMOSWorks，将翼面固定连接处的移动、转动自由度全部进行约束。假设导弹定常等速直线飞行，翼面受力等效折算为施加1300N/m2垂直均布力，自由划分网格后，对翼面进行受力分析。分析表明，翼面的受力点主要集中于翼面固定侧相当于悬臂梁固支处，该侧副翼连接销受力也较大；裂纹台阶处的应力主要因副翼受力后传递所致，且该侧副翼传递的力主要由加强翼肋承当；翼面固定侧台阶处遭到的VonMises应力约为台阶处裂纹应力值的4倍模拟副翼旋转30时的情况也类似，台阶处裂纹受力并非最大，约为2MPa。翼面最大受力估算时，仍假定其为线性弹性体，在导弹机动飞行时最大过载约为40g，裂纹处最大受力约为80MPa，远小于LD7的非比例伸长应力。对导弹翼面受力最大处观察，固定侧台阶处未发现失效裂纹等现象。因而，以为带有裂纹的翼面可正常挂飞和使用。5裂纹扩展分析对于线弹性裂纹体或准线弹性裂纹体，一般情况下用帕里斯裂纹扩展速度公式来计算。假设翼面裂纹为型裂纹，且假设翼面变形为平面弯曲。裂纹扩展寿命计算公式循环次数为：()=)21(0)21(1211mmcmpaaCmN1其中，C1=Cmm/2；C、m为帕里斯公式中可查表得到的常数，取铝合金2A14值C=24.97×10-10，m=3.44，=1.1215。当应力强度因子K1K1c时，材料发生脆断，其中=aK12；K1c为平面应变断裂韧度，由试验测定。为确保计算的安全性，设定初始导弹翼面裂纹最大长度为15mm。在分析翼面裂纹扩展时，取cK1=15MPam，裂纹扩展门槛值=13.7thkMPamr=0，脉动循环。5.1挂飞工况导弹挂飞时，在飞机机动飞行状态，翼面裂纹部位受力较大，此时=24MPa即=12×2MPa，其中12取的是挂飞时导弹所受最大过载，2MPa为定常等速直线飞行下粗略计算裂纹附近的应力值；0=0.0075m裂纹半长。初始裂纹尺寸对应的应力强度因子幅度0K=a2经计算K=4.13MPam，小于=13.7thkMPam，理论上不会发生裂纹扩展。考虑到飞机挂飞的次数和强度，在导弹寿命期内，不会出现影响使用的裂纹扩展。5.2机动飞行工况当导弹机动飞行时，翼面裂纹部位受力较大，此时=80MPa即=40×2MPa，40为导弹所受最大过载，2MPa为定常等速直线飞行下粗略计算的裂纹附近应力值。根据公式(2)，计算K=13.77MPam，大于kth，此时，裂纹可能会发生扩展。根据裂纹扩展速度公式2，经计算，翼面裂纹扩展速度da/dN=2.3×10-6m/周。进一步，有2max11=CcKa3计算得，ac=0.0089m裂纹半长；Np=620周循环次数。当裂纹扩展至2×0.0089=0.0178m时，可能会发生脆断或出现扩展严重以致影响使用的情况，但即便按40倍最大过载来计算，翼面仍可承受的脉动循环r=0次数为620周。导弹翼面的裂纹扩展主要受裂纹尖端应力集中作用的影响，应力集中常导致构件发生过载、疲惫毁坏。检测挂飞后编号为1的导弹翼面，未发现疲惫损伤现象但断口之间存在摩擦痕迹，与挂飞时气动力作用有关，且导弹飞行寿命有限，由此推断导弹发生过载、疲惫毁坏的可能性很小；从挂飞统计情况来看，裂纹长度与挂飞时间次数之间无因果关系。因而，在导弹寿命期内，挂飞时翼面裂纹发生严重扩展进而导致翼面毁坏的可能性不大，建议导弹每次挂飞返场后需跟踪、观察和记录翼面裂纹处的变化状况。具备良好的军事经济效益。