飛機氧氣附件裝配氣密性的技術(shù)研究

姜 鷗，張得禮

（南京航空航天大學(xué)，江蘇南京 210016）

0 引言

飛機氧氣附件主要用于飛機供氧系統(tǒng)的備用氧氣瓶和補氧系統(tǒng)氧氣瓶裝配、連接和機上氧氣管路充氣、放氣等，由三通管、殼體、接嘴和配套零件組成。根據(jù)GJB 1403—1992《機載電子設(shè)備安裝和試驗通用規(guī)范》和《氧氣附件裝前試驗生產(chǎn)說明書》要求，對氧氣附件100%進(jìn)行裝機前試驗。裝機前將先將三通管、殼體和接嘴等進(jìn)行脫脂清洗、裝配。由于裝配過程要求保證氣密性，且膠帶密封易帶來多余物，只能依靠金屬殼體與金屬墊片產(chǎn)生形變達(dá)到密封，裝配過程難度大，對試驗人員的要求較高。因此，必須開展飛機氧氣附件裝配氣密性研究，以保障后續(xù)裝前試驗的生產(chǎn)交付進(jìn)度和裝配質(zhì)量。

1 影響飛機氧氣附件裝配氣密性的因素

1.1 飛機氧氣附件裝配流程

按照《氧氣附件裝前試驗生產(chǎn)說明書》要求，將領(lǐng)取的三通管、殼體和接嘴等零部件放入超聲波清洗機容器內(nèi)，使用汽油或酒精多次反復(fù)清洗進(jìn)行脫脂，烘干后再進(jìn)行裝配、氣密性檢查、性能試驗等。氧氣附件裝前試驗生產(chǎn)中，出現(xiàn)的殼體斷裂、漏氣、活門卡死、表面劃痕、彈簧失效等故障問題，其中97.8%的故障主要集中在殼體斷裂、漏氣，造成氣密性檢查故障。

1.2 飛機氧氣附件裝配氣密性問題因素

針對氧氣附件氣密性故障的試件進(jìn)行技術(shù)分析和試驗驗證，找出影響氧氣附件氣密性的因素有：螺紋連接處鍍鎳厚度超標(biāo)，殼體內(nèi)部墊片變形不均，緊固時擰緊力過大等。

（1）鍍鎳厚度超標(biāo)。經(jīng)現(xiàn)狀調(diào)查，發(fā)現(xiàn)主要故障原因為殼體斷裂與漏氣，均發(fā)生在氧氣附件的三通管與殼體連接處（圖2）。調(diào)查生產(chǎn)現(xiàn)場，漏氣的氧氣附件中鍍鎳厚度超標(biāo)件不多，漏氣對鍍鎳過厚影響不大；而對發(fā)生殼體斷裂故障的38 件氧氣附件螺紋連接處的鍍鎳厚度進(jìn)行檢測，發(fā)現(xiàn)38 件殼體斷裂的氧氣附件中有33 件鍍鎳厚度超過標(biāo)準(zhǔn)（12～18 μm），不合格率為86.8%。通過進(jìn)一步檢查驗證，證明鍍鎳厚度對殼體斷裂有明顯影響。

圖1 氧氣附件

圖2 故障發(fā)生點

（2）殼體內(nèi)部墊片變形不均。在《氧氣附件裝前試驗生產(chǎn)說明書》中未明確墊片的放置方式，而實際氧氣附件漏氣與墊片的變形狀態(tài)有一定聯(lián)系。將故障件和合格件各抽樣10 件進(jìn)行檢查，發(fā)現(xiàn)合格件中100%墊片變形均勻，故障件中80%墊片變形不均勻，證明墊片未水平放置對氧氣附件漏氣有明顯影響。

（3）緊固時擰緊力過大。經(jīng)現(xiàn)狀調(diào)查，緊固時擰緊力過大，會造成殼體斷裂，影響氣密性。針對緊固時擰緊力過大造成的氧氣附件故障品進(jìn)行理化失效分析，發(fā)現(xiàn)三通管斷口中心的圓孔均隨著扭轉(zhuǎn)方向拉長變形為橢圓，表明送試樣件經(jīng)歷塑性變形后斷裂，屬于韌性斷裂（圖3）。斷裂三通管螺牙段的螺牙可見嚴(yán)重的機械損傷痕跡，表明螺牙的牙底凹槽會因裝配受到損傷（圖4）。斷口放入掃描電鏡觀察未見夾雜、疏松等材料缺陷，亦未見明顯的加工缺陷，表明是承受扭轉(zhuǎn)作用的剪切力而發(fā)生的過載斷裂（圖5）。理化失效分析結(jié)果證明了承受外力所致的過載斷裂與原材料抗拉強度無關(guān)，同時將斷裂零件螺紋連接位置做滲透檢查，未發(fā)現(xiàn)內(nèi)部裂紋顯示，證明原材料抗拉強度符合要求。綜上所述，證明斷裂零件是承受外力所致的過載斷裂，與原材料抗拉強度無關(guān)，與擰緊力矩相關(guān)。

圖3 三通管斷口

圖4 三通管螺紋

圖5 掃描電鏡觀察斷口

2 提出氧氣附件裝配氣密性的控制要求

通過對影響氧氣附件氣密性因素分析，對螺紋連接處鍍鎳厚度超標(biāo)、殼體內(nèi)部墊片變形不均、緊固時擰緊力過大等方面提出控制要求。

2.1 螺紋連接處鍍鎳厚度的要求

根據(jù)Q/CACPS2020204TY007《銅及銅合金清洗工藝規(guī)范》，提出鍍鎳參考時間為40～60 min，鍍鎳厚度應(yīng)在12～18 μm。為確保鍍鎳厚度在控制范圍內(nèi)，開展試驗驗證，發(fā)現(xiàn)鍍鎳時間直接影響鍍層厚度，必須嚴(yán)格要求鍍鎳時間，控制螺紋連接處鍍鎳厚度在合格范圍內(nèi)，才能有效降低氧氣附件殼體斷裂，保證氧氣附件的氣密性。

2.2 殼體內(nèi)部墊片變形的要求

由于殼體內(nèi)部墊片變形不均勻會影響氧氣附件的氣密性，確保墊片的水平放置，能夠減少殼體內(nèi)部墊片變形不均勻的風(fēng)險。現(xiàn)根據(jù)三通管與殼體的安裝特點，設(shè)計并制造輔助工裝，固定殼體，利用正向重力使墊片保持平鋪，同時與殼體外部保持垂直狀態(tài)（圖6）。設(shè)計并制造專用工具放置墊片，確保墊片水平（圖7）。經(jīng)試驗驗證，通過增加輔助工裝固定殼體，用專用工具裝配墊片的方式，有效降低了氧氣附件漏氣的故障率，保障了殼體與三通管的連接處氣密性良好。

圖6 固定殼體的輔助工具

圖7 墊片安裝專用工具

2.3 緊固時擰緊力的控制要求

由于殼體擰緊過程未規(guī)范最大擰緊力矩，全憑操作者的經(jīng)驗控制，造成緊固時無力矩要求，必須計算出最大擰緊力矩，才能避免擰緊力過大造成氧氣附件的過載斷裂。因此，通過與氧氣附件設(shè)計、材料供應(yīng)商等相關(guān)單位共同對螺紋參數(shù)、材料參數(shù)、力矩計算方法等研究分析，共同計算得出最大擰緊力矩的理論值。

三通管材料為銅合金HPb59-1，供貨狀態(tài)R，依據(jù)GB 13808—1992《銅及銅合金擠制棒》，σb=365 MPa。

依據(jù)HB 6586—1992《螺栓螺紋擰緊力矩》，按抗拉強度采用插值法計算，擰緊力矩為

根據(jù)式（1）式（2）修正數(shù)據(jù)：

式中 K——擰緊力矩系數(shù)，取決于摩擦表面狀態(tài)和潤滑情況

F——軸向預(yù)緊力，N

d——螺紋的公稱直徑，mm

σs——螺栓屈服極限強度，MPa

As——螺紋公稱應(yīng)力截面積，mm2

通過理論計算，得出最大擰緊力矩為28±3 N·m。

結(jié)合理論擰緊力矩的計算值28±3 N·m，進(jìn)行實際的試驗驗證（表1）。結(jié)果顯示，最大擰緊力矩控制在＜31 N·m，能夠有效控制擰緊力矩，減除擰緊力矩過大造成的零件殼體斷裂，保證氧氣附件的氣密性；擰緊力矩在31 N·m，有可能發(fā)生斷裂；最大擰緊力矩＞31 N·m，樣本都發(fā)生了斷裂。

表1 擰緊力矩驗證試驗結(jié)果

3 實施效果

（1）找出飛機氧氣附件裝配氣密性問題的因素和控制方法，氧氣附件氣密性得到了很好的控制，減少安裝過程的反復(fù)驗證期，降低故障率，已成功應(yīng)用在氧氣附件裝配中。

（2）找出飛機氧氣附件裝配控制方法，提出裝配的控制規(guī)范要求，形成一套從“三通管—殼體—接嘴”裝配的規(guī)范動作方法，從而在氧氣附件裝配過程形成有效控制，提高氧氣附件裝配的質(zhì)量和可靠性。

（3）提出墊片裝配放置的方式，設(shè)計、制造專用安裝夾具，提高安裝效率和質(zhì)量，保證裝配的氣密性，為后續(xù)同類機械產(chǎn)品組裝件專供的夾具設(shè)計、制造提供設(shè)計依據(jù)和借鑒作用。

（4）鍛煉了試驗隊伍，提高了人員試驗技術(shù)能力。

4 結(jié)論

通過對根據(jù)GJB 1403—1992《機載電子設(shè)備安裝和試驗通用規(guī)范》和《氧氣附件裝前試驗生產(chǎn)說明書》等文件的深入學(xué)習(xí)和研究，分析造成影響氧氣附件氣密性的不同因素，提出氧氣附件裝配氣密性的控制要求，形成一套從“三通管—殼體—接嘴”裝配的規(guī)范動作方法，從而在氧氣附件裝配過程形成有效控制，避免了裝配后的殼體斷裂和漏氣現(xiàn)象的發(fā)生，提高氧氣附件裝配的質(zhì)量和可靠性。為后續(xù)飛機同類機械產(chǎn)品組裝件裝配提供技術(shù)支持和借鑒作用。