引言

眾所周知,機載電子設(shè)備功能復(fù)雜強大,是飛機的重要組成部分。但機載電子設(shè)備在日常飛行以及作戰(zhàn)過程中經(jīng)常受到各種各樣的振動、沖擊等載荷,如果機載電子設(shè)備環(huán)境適應(yīng)力較差,在遇到極其惡劣的天氣環(huán)境時則容易受到損害,所以機載電子設(shè)備環(huán)境適應(yīng)力的強弱會直接影響飛機戰(zhàn)斗力的強弱:且以往的事例表明,機械設(shè)備出現(xiàn)的故障有40.以上是由機械振動引起的。

可見,只有有效提高機載電子產(chǎn)品的環(huán)境適應(yīng)能力,才能有效提高飛機的戰(zhàn)斗力水平,這也是現(xiàn)代化戰(zhàn)爭對我國機載電子產(chǎn)品提出的必然要求。因此,有必要在工程設(shè)計源頭進行控制,優(yōu)化結(jié)構(gòu)薄弱部位,實現(xiàn)設(shè)備的可靠工作和優(yōu)良壽命。

機載電子設(shè)備一般安裝在標準機柜/機架內(nèi),其內(nèi)部一般都含有精密的電子部件和較為復(fù)雜的結(jié)構(gòu),在機柜/機架結(jié)構(gòu)設(shè)計中,需要進行專門的機械環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計。一種成熟的機載電子產(chǎn)品通過了調(diào)試和例行試驗,但在振動試驗完成后進行外觀自檢時,發(fā)現(xiàn)該機載電子設(shè)備的后矩形連接器結(jié)構(gòu)框體下沿出現(xiàn)裂紋。

1故障現(xiàn)象

機載電子設(shè)備進行功能振動試驗,試驗方向分別為X、Y、Z。該機載電子設(shè)備在做試驗過程中各項功能指標正常,但在后續(xù)的自檢過程中,發(fā)現(xiàn)后矩形連接器結(jié)構(gòu)框體的下沿出現(xiàn)不同程度的裂紋。

1.1故障分析

首先對故障進行了復(fù)現(xiàn)(確認整個過程中,托架安裝緊固,無松動情況:加電后矩形電纜安裝緊固,無松動情況)。

(1)使用原托架與備件產(chǎn)品進行摸底試驗,產(chǎn)品上加裝傳感器監(jiān)控振動情況,振動X方向與Z方向,產(chǎn)品頻率小于100%z,與第4個定頻83%z疊加,振動位移噪聲大,出現(xiàn)"鐺鐺鐺"的金屬磕碰聲音。

(2)使用新托架與備件產(chǎn)品進行摸底試驗,產(chǎn)品上加裝傳感器監(jiān)控振動情況,振動X方向與Z方向,設(shè)備固有頻率在160%z左右,振動位移噪聲小。

綜上,發(fā)現(xiàn)原托架與新托架相比,在振動時整體設(shè)備的固有頻率降低,與第4個定頻疊加,會造成產(chǎn)品產(chǎn)生很大的振動量級。

1.2故障原因分析

(1)新托架振動固有頻率大于100%z,振動位移和噪聲較小:原托架的振動一階固有頻率低于100%z,會和振動激勵的第4個定頻83%z疊加,導(dǎo)致振動位移和噪聲較大,從而造成后矩形連接器斷裂。

(2)原托架特征:后銷錐組件松動、前掛鉤組件彈簧力度小、前后底座安裝孔變形、導(dǎo)向件破損,這些因素均對托架振動特性有所影響。

(3)通過逐一更換原托架后彈簧銷、前插桿組件、前后底座,可以將固有頻率提升到正常水平,使振動位移和噪聲降低,說明此托架問題不是某一個零件的影響,是因為托架長時間使用,受力部位磨損,緊固性能變差,導(dǎo)致固有頻率降低。

結(jié)論:由于工裝托架長時間使用,各部位出現(xiàn)了較為嚴重的磨損,在振動過程中,托架無法有效地固定產(chǎn)品,造成振動過程中產(chǎn)生位移,產(chǎn)品后矩形與加電后矩形電纜產(chǎn)品不合理碰撞,進而導(dǎo)致后矩形連接器出現(xiàn)裂紋。

2強度仿真

為進一步驗證安裝架松動是否會影響除后矩形連接器之外的其他結(jié)構(gòu)件,下面進行了仿真分析。

該機載電子設(shè)備振動環(huán)境的特點是在寬帶隨機上迭加了很強的振動峰值,其振動圖譜如圖1所示。

首先對后矩形連接器進行了仿真分析,如表1所示。

從表1可看出,后矩形連接器施加向下的位移約束,最大受力部位在下腔體下表面,與裂紋位移一致。當位移a.700時,最大應(yīng)力小于材料的強度極限m4aMPa,有1.m3倍的安全余量:當位移a.400時,最大應(yīng)力與材料的強度極限接近,有斷裂的風險。說明后矩形安裝尺寸在±a.700內(nèi)受力正常,不會產(chǎn)生斷裂,若尺寸超過公差范圍,后矩形有斷裂的風險。

之后對整個機載電子設(shè)備產(chǎn)品進行了正常及故障兩種狀態(tài)的仿真分析,如表2、表3所示。

由表2可知,正常安裝狀態(tài),結(jié)構(gòu)件最大應(yīng)力發(fā)生在前B型把手掛鉤上,為136MPa,此零件材料為鋁合金LY12-BCZYU,其疲勞強度為140MPa,最大應(yīng)力小于疲勞強度,滿足振動要求。

印制板最大振動變形為0.057mm,按照steinberg印制板元器件耐振動變形經(jīng)驗公式,印制板上元器件允許的最大振動變形為0.28mm,印制板最大振動變形小于允許值,滿足振動要求。

由表3可知,故障狀態(tài)下,即在安裝架前后緊定松動,后矩形連接器約束情況下,結(jié)構(gòu)件最大應(yīng)力發(fā)生在機箱后矩形連接器,為515MPa,此零件材料為鋁合金LY12一BCZYU,其極限強度為420MPa,最大應(yīng)力大于極限強度,后矩形連接器結(jié)構(gòu)件會發(fā)生振動失效。

印制板最大振動變形為0.21mm,按照Steinberg印制板元器件耐振動變形經(jīng)驗公式,印制板上元器件允許的最大振動變形為0.28mm,印制板最大振動變形小于允許值,滿足振動要求。

某機載電子設(shè)備在振動試驗完成后自檢過程中發(fā)現(xiàn)后矩形連接器結(jié)構(gòu)框體的下沿出現(xiàn)不同程度裂紋的故障問題,通過實際的故障復(fù)現(xiàn)進行了故障分析,然后利用強度仿真等對故障的原因以及后續(xù)可能造成的不良后果進行了模擬驗證。

以上仿真驗證了在安裝架前后緊定松動情況下,結(jié)構(gòu)件最大應(yīng)力發(fā)生在機箱后矩形連接器,其最大應(yīng)力超過材料極限強度,會發(fā)生振動失效。此狀態(tài)下機箱內(nèi)部模塊最大振動變形小于許用值,滿足振動壽命要求,不會發(fā)生損傷。說明安裝架前后緊定松動狀態(tài)只會對后矩形連接器造成破壞影響,但不會影響到其他部件。

3結(jié)語

本文主要探討了某機載電子設(shè)備在振動試驗完成后自檢過程中發(fā)現(xiàn)后矩形連接器結(jié)構(gòu)框體的下沿出現(xiàn)不同程度裂紋的故障問題,通過實際的故障復(fù)現(xiàn)進行了故障分析,然后利用強度仿真等對故障的原因以及后續(xù)可能造成的不良后果進行了模擬驗證。