某機載雷達天線端軸斷裂原因分析與結(jié)構(gòu)改進*

王 朋，喬 揚，房景仕

(中國電子科技集團公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

某機載雷達天線端軸斷裂原因分析與結(jié)構(gòu)改進*

王 朋，喬 揚，房景仕

(中國電子科技集團公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

某機載雷達天線在耐久振動試驗中，調(diào)心軸承處的端軸出現(xiàn)了斷裂現(xiàn)象。文中利用宏觀斷口觀察、化學(xué)成分檢驗及金相組織檢驗等手段，對斷裂的端軸進行了全面分析，并通過有限元仿真得到了斷裂端軸的應(yīng)力分布。結(jié)果表明，斷裂端軸的化學(xué)成分及晶體結(jié)構(gòu)符合規(guī)范要求，斷裂端軸的最大應(yīng)力水平大于材料的疲勞極限是斷裂的主要原因。針對端軸的斷裂原因，對端軸的結(jié)構(gòu)進行了改進，最后通過有限元仿真和耐久振動試驗驗證了端軸結(jié)構(gòu)改進的有效性。

機載雷達天線；調(diào)心軸承；耐久振動；斷裂；結(jié)構(gòu)改進

引 言

對于軍用裝備，耐久試驗是其必須進行的環(huán)境試驗，考核產(chǎn)品在全壽命周期內(nèi)的性能，不允許在耐久試驗后出現(xiàn)裂紋、不可恢復(fù)的變形等影響安全性的現(xiàn)象[1]。機載雷達在工作過程中會受到飛機起飛、滑行及降落等產(chǎn)生的振動和沖擊作用。在隨機載荷作用下，結(jié)構(gòu)會產(chǎn)生隨機振動，寬帶、中高頻隨機載荷可以激發(fā)結(jié)構(gòu)多數(shù)模態(tài)參與振動，在某些頻率上產(chǎn)生足夠大的應(yīng)力，從而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的疲勞失效[2]。機載雷達的安全性和可靠性引起了人們的廣泛關(guān)注[3-4]。

近年來，隨著計算機技術(shù)的快速發(fā)展，對隨機振動的研究在應(yīng)用和理論方面得到快速發(fā)展。文獻[5]提出利用隨機響應(yīng)功率譜密度求出特征頻率作為平均頻率的方法預(yù)測構(gòu)件隨機振動的疲勞壽命；文獻[6]分析了模態(tài)振型與隨機振動破壞的內(nèi)在聯(lián)系。由于雷達天線工作環(huán)境復(fù)雜，影響因素較多，對雷達天線在長期服役中產(chǎn)生結(jié)構(gòu)振動疲勞的理論研究還處于起步階段，對振動疲勞的破壞機理還不夠清楚，因此，對振動疲勞的研究主要以試驗為主[7]。振動試驗技術(shù)的不斷進步以及大型振動臺日益廣泛的應(yīng)用為天線整機在各種環(huán)境下的振動試驗提供了基礎(chǔ)。

某機載雷達天線在耐久振動試驗中，調(diào)心軸承處的端軸出現(xiàn)了斷裂現(xiàn)象。為了分析斷裂原因，避免雷達天線在服役時出現(xiàn)安全事故，本文對斷裂端軸的斷面進行了宏觀觀察，對斷裂端軸的化學(xué)成分和金相組織進行了分析，通過有限元仿真模擬了天線單元在耐久振動中的應(yīng)力分布，找出端軸斷裂的原因并對端軸結(jié)構(gòu)進行改進。

1 故障描述

某機載雷達天線單元通過4個M6螺栓吊掛在飛機上。為了隔離飛機變形對天線單元的影響，天線單元一端掃描器固定，另一端掃描器采用調(diào)心軸承。該軸承在軸承座內(nèi)可以游動4 mm，且可以傾斜一定角度。掃描器通過軸承座與飛機安裝架連接，通過端軸與機載雷達天線連接，調(diào)心軸承實物如圖1所示。

圖1 調(diào)心軸承

該型號天線單元耐久振動為寬帶隨機振動，試驗量值為功率譜密度w=0.064g2/Hz，每個軸向持續(xù)振動時間為12.5 h，對于質(zhì)量大于36 kg的設(shè)備，依據(jù)GJB 150—1986的重力衰減因子對振動試驗量值進行衰減，衰減后的試驗量值為w=0.016g2/Hz。耐久振動試驗的具體試驗條件見圖2和表1。

圖2 耐久振動試驗條件

試驗時將夾具安裝在振動臺上，然后再將天線單元通過4個M6螺栓安裝在試驗夾具上，試驗件和夾具如圖3所示。沿掃描器的軸線即航向方向為X軸正向，天線陣面法線方向為Y軸正向，Z軸定義符合右手定則。

圖3 試驗件及夾具

在X和Z向各振動8 h，Y向振動6 h后，與天線連接的掃描器端軸的變截面處出現(xiàn)斷裂現(xiàn)象，斷裂位置如圖4所示。斷裂的端軸復(fù)原后按照對應(yīng)關(guān)系將斷裂法蘭盤分別命名為1～6號，如圖5所示，各碎片無明顯塑性變形，部分碎片之間有黑色產(chǎn)物。

圖4 斷裂位置

圖5 斷裂端軸

2 斷裂分析

2.1 有限元仿真分析

采用模態(tài)法對天線單元進行頻率響應(yīng)分析，即：通過模態(tài)坐標(biāo)變換、模態(tài)正交對耦合的運動方程進行縮減與解耦，使求解更方便。

天線單元的運動方程：

(1)

-ω2Mx(ω)+ωCx(ω)+Kx(ω)=p(ω)

(2)

利用物理坐標(biāo)到模態(tài)坐標(biāo)的變換：

x(ω)=φξ(ω)

(3)

式中，ω為振動頻率；x為物理坐標(biāo)下的位移響應(yīng)；φ為振型；ξ為模態(tài)坐標(biāo)下的位移響應(yīng)。

將式(3)代入式(2)，天線單元的運動方程變?yōu)槟B(tài)坐標(biāo)下的運動方程。對方程解耦處理后得到：

(-ω2φTMφ+iωφTCφ+φTKφ)ξ(ω)=φTp(ω)

(4)

每階振型的阻尼ci=2miωiξi，解耦方程可以寫成下面的形式：

-ω2miξi(ω)-iωciξi(ω)+kiξi(ω)=pi(ω)

(5)

式中：ξi為i階模態(tài)的相對阻尼比；mi為i階模態(tài)的質(zhì)量矩陣；ki為i階模態(tài)的剛度矩陣；pi為i階模態(tài)的載荷；ξi為i階振型的位移響應(yīng)。

每階振型響應(yīng)可以由下式計算：

(6)

天線系統(tǒng)的位移傳遞函數(shù)：

(7)

式中，Hdmn表示在n點作用單位力時，m點引起的位移響應(yīng)，可由式(3)、式(6)給出。

天線結(jié)構(gòu)的位移響應(yīng)功率譜密度：

Yd(ω)=Hd(-ω)Hd(ω)S(ω)

(8)

式中，S(ω)為激勵功率譜密度。

由天線結(jié)構(gòu)位移響應(yīng)功率譜密度可計算得到位移響應(yīng)的均方矩陣：

(9)

當(dāng)天線單元變形時產(chǎn)生應(yīng)變和應(yīng)力，對于一個給定的模態(tài)位移u=φiξi，有模態(tài)應(yīng)變、模態(tài)應(yīng)力：

εφ=Kεuφiξi

(10)

σφ=KσεKεuφiξi

(11)

式中：Kεu、Kσε分別為天線結(jié)構(gòu)的應(yīng)變剛度、應(yīng)力剛度矩陣。

天線單元結(jié)構(gòu)相對復(fù)雜，將天線單元中對整體剛強度影響不大的元件加以簡化，保留該元件的等效質(zhì)量。模型中螺栓連接采用剛性連接約束所有自由度。接觸選用綁定約束，限制零件在接觸面的相對滑動。調(diào)心軸承約束條件為：球鉸+滑動。有限元網(wǎng)格劃分時，對端軸網(wǎng)格進行細化，天線單元的有限元模型如圖6所示。

圖6 天線單元有限元模型

對天線單元模擬件進行耐久振動工況下的有限元仿真。由前期仿真發(fā)現(xiàn)，施加激勵方向為Y向時，天線單元應(yīng)力水平高于施加激勵方向為X和Z向時的應(yīng)力水平。因此本文只考慮施加激勵方向為Y向時端軸的受力情況。未改變端軸結(jié)構(gòu)時的受力云圖如圖7所示。

圖7 端軸3σ應(yīng)力分布

由分析結(jié)果可見，應(yīng)力最大值出現(xiàn)在端軸變截面處，此時3σ應(yīng)力為183 MPa，大于2A12的疲勞強度極限140 MPa。隨著振動時間延長，出現(xiàn)疲勞裂紋，裂紋不斷擴展直至斷裂。

2.2 理化分析

對斷裂后的端軸進行理化分析，分析了端軸的化學(xué)元素成分、端軸的金相及斷口形貌。

端軸化學(xué)元素成分分析結(jié)果如表2所示，從表中可以看出，該構(gòu)件主要合金元素符合2A12鋁合金的成分范圍，非合金元素均在2A12鋁合金成分控制范圍之內(nèi)。端軸金相分析結(jié)果如圖8所示，合金為α基體+第二相(CuA12及A12CuMg)，晶粒均勻，未見晶界熔融和晶粒過大現(xiàn)象。端軸斷口形貌如圖9所示，端軸斷裂機制為解理斷裂。根據(jù)斷面損壞程度，斷裂起始于5號、6號區(qū)域，從端軸變截面處開始出現(xiàn)裂紋，裂紋擴展到一定程度后端軸斷裂。

表2 端軸化學(xué)元素成分分析 %

圖8 端軸金相分析

圖9 端軸斷口形貌

3 結(jié)構(gòu)改進方案

根據(jù)理化分析和有限元模擬結(jié)果，端軸的化學(xué)成分和晶體結(jié)構(gòu)符合規(guī)范要求，端軸變截面處應(yīng)力水平超過材料的疲勞極限是造成端軸斷裂的主要原因。端軸在耐久振動試驗中承受方向和大小同時改變的交變載荷作用，隨著振動時間的延長，端軸在交變載荷作用下產(chǎn)生裂紋，裂紋不斷擴展直到端軸出現(xiàn)斷裂。造成端軸變截面處應(yīng)力水平較高的原因主要有：

1)端軸法蘭盤厚度較小(6 mm)；

2)端軸變截面處截面突變較大，且變截面連接處的倒圓角較小，產(chǎn)生了應(yīng)力集中現(xiàn)象。

為了降低端軸的應(yīng)力水平，在結(jié)構(gòu)改進方面主要從整體剛度匹配和消除應(yīng)力集中缺陷入手，根據(jù)結(jié)構(gòu)改進設(shè)計方面的經(jīng)驗和實際的加工工藝可能性，針對相關(guān)的不足提出可能的改進措施。

受天線單元安裝空間及法蘭盤安裝螺栓孔位置的限制無法增加倒角的大小。采用將后端軸法蘭盤厚度由6 mm增加到10 mm，添加12根加強筋的方案降低端軸的最大應(yīng)力水平。改進后的端軸如圖10所示。

圖10 改進后的端軸

4 改進方案仿真與試驗驗證

對端軸改進后的天線單元模擬件進行耐久振動工況下的有限元仿真。除端軸改變外，其余結(jié)構(gòu)件不變。有限元仿真得到的端軸受力云圖如圖11所示。

圖11 改進后端軸3σ應(yīng)力分布

由分析結(jié)果可見，最大應(yīng)力仍然出現(xiàn)在端軸變截面附近，3σ應(yīng)力為60 MPa，遠小于2A12的疲勞強度極限140 MPa，此時不會出現(xiàn)疲勞裂紋，加厚法蘭盤并且加筋可以明顯降低端軸的應(yīng)力水平。分析表明該改進方案能夠滿足試驗要求。

將改進后的端軸隨產(chǎn)品進行耐久振動試驗，并在天線單元上布置監(jiān)測點，分別在3個方向試驗進行到0.5 h、4 h、8 h和12 h時采集監(jiān)測點的數(shù)據(jù)，如圖12～圖14所示。通過響應(yīng)點的數(shù)據(jù)對比發(fā)現(xiàn)試驗過程中監(jiān)測點的加速度響應(yīng)一致，因此可以判斷后端軸改進后的天線單元通過了產(chǎn)品耐久振動試驗。試驗結(jié)束后，天線單元結(jié)構(gòu)無損傷，后端軸結(jié)構(gòu)改進可行有效。

圖12 X向監(jiān)測數(shù)據(jù)對比

圖13 Y向監(jiān)測數(shù)據(jù)對比

圖14 Z向監(jiān)測數(shù)據(jù)對比

5 結(jié)束語

本文對某機載雷達天線在耐久振動試驗中出現(xiàn)的端軸斷裂進行分析，并結(jié)合相關(guān)仿真與試驗，得到以下主要結(jié)論：

1)在耐久振動試驗中，端軸最大應(yīng)力超出材料疲勞強度極限是引起端軸斷裂的主要原因。

2)改進方案通過增加法蘭盤厚度同時添加加強筋，降低了端軸的應(yīng)力水平。經(jīng)過試驗驗證，方案改進可行有效。

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王 朋(1985-)，男，博士，工程師，主要從事雷達結(jié)構(gòu)總體設(shè)計相關(guān)工作。

End Shaft Fracture Reason Analysis and Structure Improvement for an Airborne Radar Antenna

WANG Peng，QIAO Yang，F(xiàn)ANG Jing-shi

(The38thResearchInstituteofCETC,Hefei230088,China)

The end shaft of self-aligning bearing appears fracture phenomenon in the durable vibration test of an airborne radar antenna. In this paper the scientific analysis of the end shaft fractured in the test is done using different measures such as macro-fracture analysis, chemical composition test and metallography structure test. The stress distribution of the fractured end shaft is obtained by finite element simulation. The result shows that the chemical composition and crystal structure of the fractured end shaft meet standard requirements and the maximum stress of the fractured end shaft being greater than material fatigue limit is the main fracture reason. According to the fracture reason, the structure of the end shaft is improved. Finally, the effectiveness of the structure improvement is verified through finite element simulation and durable vibration test.

airborne radar antenna; self-aligning bearing; durable vibration; fracture; structure improvement

2015-11-06

TH123

A

1008-5300(2016)01-0016-04