某導彈發射裝置插頭支架脫鎖故障分析與改進*

宋 斌，單奇藝

(中國空空導彈研究院，河南 洛陽 471009)

0 引 言

機載導彈發射裝置掛裝于飛機掛點，主要用來懸掛和發射空空導彈。導彈在發射前準備和發射時一般都要通過導線接入發射裝置上的插頭來獲得彈外有關信號和電源。插頭支架的作用就是在發射時將插頭自動拔出，使電路斷開，并迅速讓開一個距離，不至妨礙導彈的運動[1-3]。插頭支架能否正常工作，直接關系到導彈發射的安全性。

某型飛機在飛行訓練著陸后，地面檢查時發現掛裝于翼尖掛點的某型發射裝置插頭支架離開鎖定工作位置。筆者對這一故障現象產生的原因進行全面分析，通過力學分析找出故障原因，針對故障原因提出了有效的改進措施，為發射裝置插頭支架的結構設計提供了一定的參考價值。

1 工作原理

插頭支架安裝于發射裝置前端。掛裝導彈時，抬起插頭支架上滑動件的扣板，沿航向滑動，露出搖臂上的腰形缺口。壓下搖臂，使導彈剪切插頭上的左、右耳軸進入腰形缺口內，最后推動滑動件到鎖定位置。滑動件與搖臂組成的腰形槽鎖住耳軸，工作狀態如圖1所示。

圖1 插頭支架工作狀態結構示意圖

導彈掛飛時，滑動件始終在鎖定位置，以備導彈發射。

導彈發射時，導彈在發動機的推力作用下向前運動。導彈上的耳軸接觸到腰形槽斜面后，耳軸行程被限制無法與導彈保持同步運動。隨后耳軸與導彈之間的連接螺釘被剪斷，耳軸脫離導彈沿腰形槽斜面上移，拔出剪切插頭的插針。此時搖臂獲得耳軸帶來的沖量，同時在扭簧作用下，帶著導彈剪切插頭繞軸迅速抬起，讓開向前運動的導彈，保證發射安全。

2 故障分析

2.1 初步分析

本次的滑動件脫鎖故障發生在導彈掛飛過程中。首先滑動件上的扣板向上抬起，扣板上的銷軸脫離了搖臂限位孔的約束，從而導致滑動件離開工作位置。滑動件離開工作位置后，無法與搖臂組成封閉的腰形槽，從而無法有效鎖住耳軸，搖臂在扭簧2的作用下離開工作位置，形成了插頭支架脫鎖的故障現象，如圖2所示。

圖2 插頭支架脫鎖故障示意圖

2.2 故障樹

滑動件扣板抬起是本次脫鎖故障的必要條件。分析脫鎖故障，主要就是找出滑動件扣板抬起的原因。將引起故障的可能原因建立故障樹[2]，如圖3所示。

圖3 插頭支架脫鎖故障樹

2.3 故障原因排查

(1) 使用原因 經與現場操作人員溝通，排除了起飛前插頭支架未鎖住的情況。

(2) 制造原因 對零件制造和產品裝配過程進行復查，對零件尺寸和扭簧力值進行復測，排除零件缺陷和裝配缺陷。

(3) 設計原因 當作用在扣板上的轉矩超過扭簧2的承載能力時，扣板將發生轉動。對插頭支架工作狀態時的受力情況進行分析，判斷插頭支架的承載能力是否滿足要求。

① 基本數據

滑動件重量m1=0.074 kg ，扣板質量m2=0.018 kg，扭簧1剛度k1=1.25 N·mm/(°)，扭簧1安裝變形角α=39°，扭簧1安裝扭矩T1=αk=48.75 N·mm。

② 假設條件

為了簡化力學計算，設定假設條件：1) 不考慮滑動件與搖臂之間的摩擦力(摩擦力對扣板運動有阻礙作用，不考慮摩擦力相當于對承載能力加嚴了考核)；2) 不考慮重力(重力對扣板運動的影響很小，可忽略不計)；3) 研究對象視為剛體。

③ 受力分析

飛機空中做機動或起飛、著陸時，發射裝置會受到慣性載荷的作用，因此在受力分析中引入慣性力，對滑動件的承載能力進行計算[3-4]。

首先以滑動件為研究對象，受力情況如圖4所示。

圖4 滑動件受力圖

F′為滑動件的慣性力，作用在滑動件的重心O點，F′=m1a,a為慣性過載；F為搖臂作用在扣板上銷軸的推力；FN為搖臂作用在卡子上的壓力；θ為F′與x方向的夾角，0≤θ≤90°

列出x方向的平衡方程：

F′cosθ-F=0

代入F′=m1a，得到：

F=m1acosθ

以扣板為研究對象，受力情況如圖5所示。

圖5 扣板受力圖

F1′為扣板的慣性力，作用在扣板的重心O1點，F1′=m2a,a為可承受過載；T為兩個扭簧1對扣板的扭矩，T=2T1=97.5 N·mm；Fa為滑動件上的軸對扣板的作用力；以扣板轉動軸為圓心，扣板重心位置：x1=18.1 mm;y1=1.8 mm。根據扣板的重心位置可得出F1′對O2的力臂值：

L1=x1sinθ-y1cosθ

F對O2的力臂值L2為已知量，L2=9.4 mm。

列出O2點的力矩平衡方程：

將F=m1acosθ、F1′=m2a和L1=x1sinθ-y1cosθ代入可得：

以θ為變量，對a求導，通過計算得到a取極小值時：

將數據代入可得θ=26.2°，代入后可得amin=132.0 m/s2=13.5 g。

智能快遞柜企業的快速成熟和規模擴大，為物流行業進入智能化和集約化模式奠定了基礎。有業內人士預測，按照過去十年及當前和未來十年快遞增速看，未來末端一定是集約化和智能化作為70%以上的包裹量的處理方式。

即當過載與x方向夾角為26.2°，扣板可承受的綜合過載最小，為13.5 g。

將θ=0°、θ=90°分別代入，可以得到a|θ=0°=15 g，a|θ=90°=30.5 g，即：當過載與x方向夾角為0°，扣板可承受的水平過載為15 g；當過載與x方向夾角為90°，扣板可承受的法向過載為30.5 g。

2.4 故障定位

排除了使用原因和制造原因后，對插頭支架的滑動件機構的承載能力進行計算。根據GJB150.15A-2009中程序I結構試驗的要求[5]，對于安裝在飛機機翼翼尖的外掛物，結構試驗推薦g值為前15 g、后15 g、上23.2 g、下13.5 g。當前滑動件的承載能力達到了試驗的最低要求，但是有時最大機動加速度和最大縱向加速度會同時出現，因此需要對試驗量值乘以適當系數。也就是說極限條件下慣性載荷可能會超出插頭支架的可承受范圍，造成插頭支架脫鎖故障。

3 改進措施

脫鎖故障發生的前提是滑動件扣板抬起。解決脫鎖故障，就要提高滑動件的承載能力，保證扣板在大過載環境下始終處于工作位置。

根據對扣板的受力分析，扣板抬起的條件是慣性力F1′和壓力F對轉軸的力矩超過2個扭簧1的工作扭矩。因此提高扣板承載能力有2個方向：①降低慣性力F1′和壓力F的力矩；②提高扭簧的工作扭矩。

經過對扭簧的初步估算[6]，受目前安裝空間和使用空間的限制，很難進一步提高工作扭矩。因此改進的主要方向是降低慣性力和壓力的力矩。

3.1 改進方案一

調整扣板形狀，見圖6。將扣板重心調整到轉軸中心位置，慣性力F1′對轉軸的力矩為0，提高扣板抗過載的能力。

圖6 改進后的扣板

改進后，扣板質量m2′=0.027 kg，滑動件質量m1′=0.083 kg，L1=0。代入扣板O2點的力矩平衡方程得到：

改進后，消除了扣板慣性力F1′的力矩的影響。改進前后的對比如表1所列。

表1 改進前后的對比

可以看出，當θ≥40°時，改進后的承載能力有較大的改善；當20°≤θ≤40°時，改進后承載能力提升不大；當θ≤20°時，受滑動件重量增加的影響，改進后的承載能力反而降低，需做進一步改進。

3.2 改進方案二

根據圖5的滑動件受力圖，當滑動件受慣性力影響產生x向的運動趨勢，此時搖臂對滑動件產生推力F。如果在滑動件銷軸與搖臂的接觸處增加限位特征，可有效避免扣板抬起。

對扣板的柱銷進行改進設計，在扣板的柱銷下方增加鎖鉤特征。當扣板受到搖臂推力抬起時，鎖鉤可限制扣板進一步抬起，保證扣板不離開工作位置，如圖7所示。

圖7 柱銷鎖鉤工作原理

3.3 改進措施總結

兩種改進措施分別解決了慣性力F1′和壓力F對轉軸的力矩。改進措施一可完全消除慣性力F1′的力矩。改進措施二沒有改變推力F的力矩，但是通過在受力接觸面增加限位，可有效抵消推力F的力矩。兩種改進方式同時落實，可極大提高滑動件的承載能力。

4 驗證情況

對插頭支架改進后進行了模擬發射試驗，通過高速攝像記錄發射過程，改進后的插頭支架扣板工作正常，未出現抬起現象。之后對6臺外場的發射裝置進行改進，在后續兩個多月的飛行試驗中，沒有再出現插頭支架脫鎖的現象。

5 結 語

通過對插頭支架脫鎖故障的原因進行梳理，對故障原因逐步排查，摸清了故障機理。對插頭支架扣板結構進行重新設計，調整零件重心到轉軸處，并增加鎖鉤特征，極大提升了插頭支架的抗過載能力。模擬發射試驗及后續的飛行試驗證明改進措施有效。

隨著新一代飛機機動能力的不斷提升，對機載外掛物的抗過載能力有了更高的要求。對于運動機構的設計，應保證其抗過載能力有足夠的裕量。在空間允許的情況下使轉動部件的重心盡量靠近轉軸并設置合理的限位措施可有效避免類似故障的發生。