某型导弹翼面裂纹探析范文

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摘要：

针对某型导弹出现的翼面细微裂纹故障，分析了裂纹的形成机理，计算了翼面裂纹扩展速度和可使用循环次数，认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

空空导弹结构件失效形式一般表现为过载或疲劳失效，主要由飞机挂飞振动、气动力、自身振动等因素导致。经过挂飞的某型导弹的翼面发现了细微裂纹，无法直接判断裂纹产生机理，裂纹若进一步扩展可能导致翼面破坏，甚至造成翼面解体，发生严重事故。为此，取有裂纹的3片翼面进行裂纹对比、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片相同翼面，外观如图1所示。利用X射线无损检测翼面，确定翼面结构为上、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片相同翼面，绝大多数导弹只有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裂纹概况

编号1翼面的取样：由前向后（与导弹前后方位相同）截取，安装副翼的两加强翼肋的内侧距离约为123.18～123.70mm，外侧距离约为137.28～137.62mm；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，从表面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123.28～123.80mm，外侧距离约为136.90～137.58mm；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，从表面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123.08～123.38mm，外侧距离约为136.66～137.00mm；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，从表面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。三片翼面裂纹均出现在较薄加强翼肋内侧，且较薄加强翼肋有轻微翘曲现象；翼面表面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ГOCT5.772-71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α基体上应有大量Al2CuMg（S）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LD7[1]。

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，据此判定该铝合金经过热轧。

3）淬火时效态下屈服强度、抗拉强度、延伸率均满足标准要求，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，说明材料是过载断裂，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，在随后的淬火过程中，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担；翼面固定侧台阶处受到的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。因此，认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Ⅰ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(1211mmcmpaaCmNσ（1）其中，C1=Cαmπm/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，α=1.1215）。当应力强度因子K1≥K1c时，材料发生脆断，其中=aKασ1π[2]；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=15MPa⋅m，裂纹扩展门槛值=∆13.7thkMPa⋅m（r=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∆σ=24MPa（即∆σ=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）；α0=0.0075m（裂纹半长）。初始裂纹尺寸对应的应力强度因子幅度0∆K∆=σαπa（2）经计算∆K=4.13MPa⋅m，小于=∆13.7thkMPa⋅m，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∆σ=80MPa（即∆σ=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=13.77MPa⋅m，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=ασCcKaπ（3）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），但即使按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。

6结论

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、疲劳破坏。检测挂飞后编号为1的导弹翼面，未发现疲劳损伤现象（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、疲劳破坏的可能性很小；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。因此，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破坏的可能性不大，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。

参考文献：

[1]干勇，徐滨士等编著.中国材料工程大典[M].北京：化学工业出版社，2005.

[2]徐灏主编.机械设计手册[M].北京：机械工业出版社，2000.

作者:范东林 王如意 高飞 吕先听 单位:国营洛阳丹城无线电厂