某航天單機鎖緊裝置質量問題分析

龍湛

（中國電子科技集團公司第二十九研究所，四川 成都 610036）

1 質量問題概述

在某航天項目中，試驗人員對某單機進行驗收測試。在搬運單機的過程中，聽見單機內部有異響。經工藝師和質量師現場分析，單機內部較大可能存在可移動多余物（如螺釘、墊片、螺母或脫落元器件等）。

1.1 分機組成

單機主要由機箱框架、A1、A2、A3模塊、A4、A5、A6、A7、A8模塊組成。各模塊采用鎖緊條方式與機箱框架進行連接。機箱整體對外進行安裝。分機模型如圖1所示。

圖1 分機模型

1.2 故障現象

故障發(fā)生后，按產品返工返修流程進行拆卸，對單機內部及模塊安裝情況進行逐一檢查，情況如下：

（1）拆開單機面板后，對各插裝模塊鎖緊裝置逐一進行了檢查，確認是A2、A3和A7模塊靠近頂板一側的鎖緊裝置螺母塊已從鎖緊裝置螺桿上松脫，除此之外，底板安裝面鎖緊裝置還能回轉0.5圈，靠近頂板一側的鎖緊裝置還能回轉1圈。

（2）由于單機底板上鎖緊裝置插槽的限位，模塊松脫的螺母塊被限制在插槽內，未掉入單機其他位置。

單機模塊示意如圖2所示。

圖2 分機模塊示意圖（去掉前面板）

綜上所述，故障現象即：經過振動試驗后的收發(fā)信機，發(fā)生3處鎖緊條螺母塊松脫，而產生異響。

2 故障分析與定位

根據故障現象“單機模塊鎖緊裝置螺母塊松脫”為頂事件建立下圖3故障樹。

圖3 故障樹分析

根據故障樹梳理，可能導致收發(fā)信機插裝模塊鎖緊裝置螺母塊松脫的主要原因有：設計缺陷；工藝缺陷；過程檢驗不夠；裝配不當；鎖緊裝置器件缺陷；試驗缺陷。

2.1 E1設計缺陷

2.1.1 設計缺陷分析

設計上若存在缺陷，有可能導致鎖緊裝置螺母塊在振動試驗過程中出現松脫現象。主要表現為：（1）若機箱剛強度設計不足，可能導致機箱振動放大、基頻降低、抗力學性能下降，從而導致鎖緊條振動中松動，甚至螺母塊脫落；（2）若模塊結構設計中，鎖緊裝置安裝邊的減重槽設計不合理，可能導致鎖緊條在振動中發(fā)生偏轉，使其承受非正常工作載荷，從而導致鎖緊條振動中松動，甚至螺母塊脫落。

在裝配試驗中，發(fā)現以下幾種方法可以導致模塊鎖緊裝置鎖緊的非正常工作狀態(tài)，分別是下部螺母塊旋轉45°、90°和180°；這幾種工況，用力矩扳手也是可以鎖緊裝置；但在振動過程中，很可能出現松動的情況。

因此，模塊結構設計不合理，是鎖緊裝置螺母塊松脫的可能因素之一。

2.1.2 設計缺陷定位

（1）E11機箱剛強度設計不足。機箱剛強度設計復查的思路，是通過有限元仿真分析、對比分析、質量模擬件試驗相結合的方法，來排查力學設計的隱患。

①分析工況說明。本節(jié)應用力學有限元仿真工具對單機結構進行了有限元建模，并進行如下仿真計算：結構模態(tài)分析：包括頻率和振型模式，評估結構基本動力學特性；隨機振動分析：在隨機振動條件下，結構的隨機振動響應情況，并根據σ3 準則對隨機振動響應進行估算，評估結構剛強度特性；正弦振動分析：在正弦振動條件下，考察兩種不同正弦振動加載方式下結構的應力響應情況，評估結構剛強度特性。

圖4 鎖緊裝置底部楔形塊旋轉45°、90°和180°時的示意圖

通過以上的數值仿真結果對單機進行分析，以此復查結構設計方案，即獲得此結構在相應環(huán)境條件下的工作狀態(tài)，以此分析結構設計的合理性。

②分機結構狀態(tài)見表1。

表1 重量尺寸

③試驗條件。單機的振動試驗條件包括隨機振動、正弦振動載荷，具體如表2和表3所示。

表2 隨機振動試驗條件

表3 正弦振動試驗條件

④模態(tài)分析結論。對單機的有限元分析，得到結構前6階模態(tài)頻率如表4。

表4 前6階模態(tài)頻

⑤隨機振動分析。基于上述隨機振動和正弦振動條件，對分機開展了振動條件下的動力學仿真分析。取機箱前面板右下角位置，命名為X方向4#；后面板左上角為X方向6#；右側板靠近前面板為Y方向3#；上板右前端為Z方向4#；上板左后端為Z方向5#。各監(jiān)控點的力學響應情況分析如圖5所示。

圖5 X方向、Y方向、Z方向隨機振動分析結果

⑥試驗。在鎖緊條正常鎖緊條件下，開展了單機質量模擬件的力學試驗。其中機箱結構與分機狀態(tài)一致，模塊結構采用了質量模擬件。

首先，測試分機的模態(tài)頻率。實測值與仿真值吻合較好，初步驗證了有限元仿真模型的有效性（表5）。

表5 一階固有頻率實測值與仿真值

隨后，開展了分機的振動試驗動力學響應測試。在與仿真響應讀取點基本相同的位置，布置監(jiān)控點，監(jiān)控力學響應。 在機箱監(jiān)控點的動力學響應，仿真分析和試驗結果對比如表6所示。

表6 監(jiān)控點實測值與仿真值對比結果

結論：單機試驗和仿真得到的力學響應數據對比，在相同位置的加速度均方根值偏差在10%以內，偏差在可允許的工程范圍內，因此仿真模型建立及參數設置合理，仿真結果準確，可以進行對比分析。

⑦力學設計對比校核。單機對比傳統型單機A，區(qū)別僅在于頂部增加一個橫裝模塊A8。本章進行仿真對比分析，分析兩種結構設計的力學性能差異性（圖6）。

圖6 兩種單機外觀對比

注：左邊為單機A（傳統分機構型），右邊為本文所指的單機。

（2）模態(tài)分析對比。模態(tài)分析的結構基準頻率，對比結果如下，模態(tài)頻率上看，本次故障分機的一階固有頻率更高，滿足該課題環(huán)境試驗大綱對設備基頻的要求（表7）。

表7 模態(tài)頻率對比結果

（3）隨機振動響應分析對比如表8所示。

表8 隨機響應對比

結果表明，本次故障分機構型，與傳統分機構型對比，各監(jiān)控點的力學響應偏差值基本上在15%以內；偏差均在航天工程設計安全裕度范圍內。

（4）其它模塊鎖緊條分析結果。仿真得到單機其他各模塊鎖緊條位置的響應如表9所示。

表9 隨機振動響應

從表中可以看出，A1、A4、A5、A6、A8模塊鎖緊條附近響應均高于故障模塊（A2/A3/A7）鎖緊條附近響應。發(fā)生松動的鎖緊條處的響應較小。

從仿真分析上可以看出，本次故障分機與傳統分機構型力學性能相當，偏差較?。粋鹘y構型分機歷經十余次同等振動試驗條件，均未發(fā)生質量問題或設計缺陷；因此，單機機箱結構構型不存在力學設計薄弱點；故障鎖緊條部位并非響應最大的部位。該機箱剛強度設計可靠，構型無設計缺陷。

因此，排除E11機箱剛強度設計不足為鎖緊條振動松動的原因。

2.2 E12模塊的鎖緊設計型式不合理

復查模塊在機箱內的安裝設計形式，發(fā)現鎖緊條在模塊的安裝邊處，設置有一處減重槽。該減重槽，有可能造成對鎖緊裝置在緊固時，跟隨螺桿打轉的隱患，從而使得模塊安裝時鎖緊條尾部螺母塊為非正常工作狀態(tài)，有可能造成振動中松動，甚至脫落（圖7）。

圖7 分機模塊圖

（1）試驗驗證。針對減重槽造成鎖緊裝置發(fā)生偏轉的可能，進行了100余次的操作實驗。實驗中，發(fā)生了1次鎖緊裝置螺母塊90°偏轉。按此狀態(tài)進行振動試驗，試驗結果正常。

針對鎖緊塊發(fā)生偏轉、造成鎖緊條為非穩(wěn)定工作狀態(tài)、振動中鎖緊力不足從而發(fā)生松動，甚至脫落的可能，課題組人為制造了極端偏轉工況，并進行振動試驗考核。將鎖緊條旋轉至極端偏轉的工況，如表10。

表10 極端偏轉工況

按照試驗要求，進行了鑒定振動試驗（前后掃頻、正弦、隨機），試驗結果正常，所有鎖緊裝置極端鎖緊狀態(tài)未發(fā)生顯著改變，沒有發(fā)生螺母塊松脫現象（圖8）。

圖8 鎖緊條人為偏轉下的振動試驗情況

（2）驗證結果。模塊結構中，鎖緊裝置安裝邊存在減重槽，但該減重槽并不會導致鎖緊塊發(fā)生偏轉（在認為制造極端鎖緊狀態(tài)情況下，取樣數為100次，偏轉概率為1/100）；且在人為制造12只鎖緊裝置均發(fā)生偏轉的情況下，振動考核仍然通過，并未發(fā)生振動松動。

因此，模塊的結構設計不合理，直接導致鎖緊塊發(fā)生松脫的可能性基本排除。

2.3 E2工藝缺陷

（1）工藝缺陷分析。模塊在機箱內的機械固定，僅依靠鎖緊條的緊固安裝提供鎖緊力。鎖緊條在振動過程中，承受模塊的沖擊載荷和反作用力效應。因此，鎖緊條的安裝工藝，是插件型式模塊化分機的重要工序和關鍵控制點。

工藝文件是確保鎖緊裝置的安裝操作到位的指導文件。如果工藝設計中對關鍵操作、或過程檢驗的控制不夠，可能造成裝配效果大相徑庭，從而可能引發(fā)鎖緊裝置螺母塊的松動。

（2）工藝缺陷定位。我所當前有效的《航天產品電裝工藝規(guī)范》中，對緊固件擰緊力矩值已經進行了規(guī)定。經復核，本分機的裝配工藝卡片，可見“鎖緊條緊固力矩值按M3螺紋擰緊力矩，以1.1～1.2Nm進行設置”。

單機裝配工藝過程卡明確了力矩起子按M3鎖緊裝置螺桿1.1Nm設置后，正裝螺紋連接的緊固件，并在力矩儀上檢測后，將實測數據記錄在《航天產品裝配記錄卡》內。

因此，工藝缺陷直接導致鎖緊條脫落的可能性基本排除。

2.4 E3裝配不當

鎖緊裝置螺桿的緊固裝配操作是否得當，是直接影響是否有效鎖緊重要環(huán)節(jié)。裝配過程中，如果出現裝配不當，是鎖緊裝置螺母塊松脫的可能因素之一。

（1）裝配不當分析。模塊裝配過程中，由于操作不當有可能導致后期鎖緊裝置松動的原因如下：①力矩不達標：擰緊力矩不達標，會導致鎖緊條未完全鎖緊，在振動過程中出現模塊沖擊下的鎖緊裝置松動，進而導致螺母塊脫出。經復核，該分機為專職航天裝配鉗工進行的安裝操作，對力矩規(guī)范要求清楚明了、操作嫻熟。因此，排除擰緊力矩不達標導致鎖緊裝置松動的可能性。②假擰緊：力矩起子如果并未對準鎖緊螺桿的一字槽，而是陷入鎖緊螺桿與模塊或鎖緊螺桿與導軌板的間隙中，即可能出現擰緊力矩已達到標稱值，但鎖緊螺桿實際未鎖緊的情況。③裝配遺漏：裝配中若遺漏對部分頂部鎖緊條的緊固，將導致模塊為單邊鎖緊，即有可能導致振動中鎖緊塊松脫。該可能性雖然為極低概率，現場仍然進行了相應的驗證：將收發(fā)信機插裝模塊的上鎖緊裝置不鎖緊，下鎖緊裝置正常預緊，按鑒定試驗條件進行驗證。結果隨機振動試驗Y方向結束后，發(fā)現機箱有異響，開蓋檢查：發(fā)現A3模塊上鎖緊裝置螺母塊從螺桿上松脫。與故障現象極為相似。

（2）裝配不當定位。裝配不當導致振動中鎖緊塊松動，甚至脫落的可能性較低，并且此3項排除的前提是，單機《航天產品裝配記錄卡》或是裝配照片等相關記錄，能夠證明力矩是否進行校核、操作是否規(guī)范；所以，裝配不當導致振動中鎖緊塊松動，甚至脫落的可能性，不能完全排除。

2.5 E4過程檢驗不夠

單機裝配工藝過程卡中明確了檢查螺紋連接時，將力矩起子設置在待檢查緊固件擰緊設置力矩的下限值：M3鎖緊裝置螺桿為1.1Nm，再次擰緊應不出現轉動。

經復核，“過程檢驗不夠”直接導致鎖緊條脫落的可能性基本排除。

2.6 E5鎖緊裝置器材缺陷

（1）鎖緊裝置器材缺陷分析。鎖緊裝置的工作原理，是靠螺桿與螺母塊之間的螺紋預緊力，形成螺母塊與鎖緊裝置本體之間、螺母塊與單機箱體插槽之間的正壓力與摩擦力，對模塊進行限位固定，其本質屬于螺紋緊固連接，鎖緊裝置螺桿預緊力的大小會直接影響鎖緊效果。

鎖緊裝置的各部件材質缺陷可能導致力學性能不夠；各部件的加工缺陷，可能導致鎖緊螺桿螺紋存在瑕疵，影響受力性能，發(fā)生振動中松脫的風險。

（2）鎖緊裝置器材缺陷定位。鎖緊裝置為模塊化機箱中起力學緊固作用的關鍵重要件。鎖緊裝置SJZZ-XXX已經在十余個機載課題和十余個航天課題中大面積使用，經過歷次鑒定試驗，經受模塊重量、振動環(huán)境、振動時間，遠高于本次導航課題的機載課題鑒定試驗。因此，該鎖緊裝置為成熟可靠器材。

2.7 E6試驗缺陷

（1）試驗不當分析。單機在振動試驗中，若出現夾裝方式不當，將影響機箱結構和鎖緊條的受力行為，從而引發(fā)鎖緊條螺母塊松動；同時，振動試驗中如若出現試驗輸入不當，也會對機箱結構施加不合適的激勵，從而導致鎖緊條的工作狀態(tài)偏離設計狀態(tài)，發(fā)生松動。

（2）試驗不當定位。在振動實驗室對單機進行正樣產品驗收級試驗，設計師對夾具和機箱安裝過程、結果進行了詳細的檢查，排除試驗裝夾安裝和輸入不當的可能。

2.8 故障定位結論

根據以上大量的重復性試驗、分析，故障并未完全復現。單個故障因素均未能直接實現故障復現。其中，模塊減重槽設計隱患、裝配操作不當和未能有效檢驗鎖緊狀態(tài)、鎖緊條器材變更，均有可能導致鎖緊條工作狀態(tài)不穩(wěn)定、振動中發(fā)生松脫。

該故障原因，定位為裝配不當所致鎖緊條未能穩(wěn)定鎖緊；而裝配不當的緣由可能由設計瑕疵、裝配操作等綜合因素所致。

3 機理分析

當上述綜合因素結合，如在鎖緊裝置安裝處存在減重槽設計瑕疵，出現低概率的鎖緊塊旋轉，鎖緊條本身緊固操作為假擰緊或漏擰緊的情況下，鎖緊條工作在非穩(wěn)定工作狀態(tài)，與導軌邊為線接觸，振動中，鎖緊塊發(fā)生二次偏轉，后部松動。繼而持續(xù)振動作用下，持續(xù)偏轉松動，就會發(fā)生后部鎖緊塊脫落的情況，繼而出現振動試驗后異響的情況。

3.1 問題復現

后續(xù)在振動試驗室進行了故障復現試驗，在測試過程中，在A3模塊上鎖緊條未鎖緊的情況下，振動中發(fā)生松脫。

3.2 采取的措施及驗證

針對裝配不當的可能緣由，從設計持續(xù)改進、工藝持續(xù)優(yōu)化、裝配操作等各方面加強改進設計措施。

（1）在該類插裝模塊減重槽設計中，去掉鎖緊裝置安裝邊的減重槽，避免螺母塊陷入減重槽的現象。（2）根據前述結論，使用該鎖緊裝置的航天課題確認該型鎖緊裝置的技術狀態(tài)，嚴格按工藝要求使用。（3）完善模塊調試插裝中，鎖緊裝置的工藝規(guī)程。要求：模塊插入機箱前，確認鎖緊條的后鎖緊塊與中間塊的間隙不大于3mm；并在工藝文件上明確，確保工藝檢查控制過程；鑒于鎖緊條的鎖緊螺桿為非標螺紋，調整安裝力矩，增加為1.2Nm的上限值。強調鎖緊力矩的檢查，確保力矩達到。

4 結語

本文中的單機經過振動、測試后，出現的模塊鎖緊裝置螺母塊松脫的故障，是裝配不當導致。其誘因有設計瑕疵、裝配操作等多種因素。在后續(xù)工作中，我們將有針對性地對該類分機及模塊的設計、工藝、質量過程控制等環(huán)節(jié)進行完善和提升。