某机载雷达天线端轴断裂原因分析与结构改进*

王 朋，乔 扬，房景仕

(中国电子科技集团公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

某机载雷达天线端轴断裂原因分析与结构改进*

王 朋，乔 扬，房景仕

(中国电子科技集团公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

某机载雷达天线在耐久振动试验中，调心轴承处的端轴出现了断裂现象。文中利用宏观断口观察、化学成分检验及金相组织检验等手段，对断裂的端轴进行了全面分析，并通过有限元仿真得到了断裂端轴的应力分布。结果表明，断裂端轴的化学成分及晶体结构符合规范要求，断裂端轴的最大应力水平大于材料的疲劳极限是断裂的主要原因。针对端轴的断裂原因，对端轴的结构进行了改进，最后通过有限元仿真和耐久振动试验验证了端轴结构改进的有效性。

机载雷达天线；调心轴承；耐久振动；断裂；结构改进

引 言

对于军用装备，耐久试验是其必须进行的环境试验，考核产品在全寿命周期内的性能，不允许在耐久试验后出现裂纹、不可恢复的变形等影响安全性的现象[1]。机载雷达在工作过程中会受到飞机起飞、滑行及降落等产生的振动和冲击作用。在随机载荷作用下，结构会产生随机振动，宽带、中高频随机载荷可以激发结构多数模态参与振动，在某些频率上产生足够大的应力，从而导致结构的疲劳失效[2]。机载雷达的安全性和可靠性引起了人们的广泛关注[3-4]。

近年来，随着计算机技术的快速发展，对随机振动的研究在应用和理论方面得到快速发展。文献[5]提出利用随机响应功率谱密度求出特征频率作为平均频率的方法预测构件随机振动的疲劳寿命；文献[6]分析了模态振型与随机振动破坏的内在联系。由于雷达天线工作环境复杂，影响因素较多，对雷达天线在长期服役中产生结构振动疲劳的理论研究还处于起步阶段，对振动疲劳的破坏机理还不够清楚，因此，对振动疲劳的研究主要以试验为主[7]。振动试验技术的不断进步以及大型振动台日益广泛的应用为天线整机在各种环境下的振动试验提供了基础。

某机载雷达天线在耐久振动试验中，调心轴承处的端轴出现了断裂现象。为了分析断裂原因，避免雷达天线在服役时出现安全事故，本文对断裂端轴的断面进行了宏观观察，对断裂端轴的化学成分和金相组织进行了分析，通过有限元仿真模拟了天线单元在耐久振动中的应力分布，找出端轴断裂的原因并对端轴结构进行改进。

1 故障描述

某机载雷达天线单元通过4个M6螺栓吊挂在飞机上。为了隔离飞机变形对天线单元的影响，天线单元一端扫描器固定，另一端扫描器采用调心轴承。该轴承在轴承座内可以游动4 mm，且可以倾斜一定角度。扫描器通过轴承座与飞机安装架连接，通过端轴与机载雷达天线连接，调心轴承实物如图1所示。

图1 调心轴承

该型号天线单元耐久振动为宽带随机振动，试验量值为功率谱密度w=0.064g2/Hz，每个轴向持续振动时间为12.5 h，对于质量大于36 kg的设备，依据GJB 150—1986的重力衰减因子对振动试验量值进行衰减，衰减后的试验量值为w=0.016g2/Hz。耐久振动试验的具体试验条件见图2和表1。

图2 耐久振动试验条件

试验时将夹具安装在振动台上，然后再将天线单元通过4个M6螺栓安装在试验夹具上，试验件和夹具如图3所示。沿扫描器的轴线即航向方向为X轴正向，天线阵面法线方向为Y轴正向，Z轴定义符合右手定则。

图3 试验件及夹具

在X和Z向各振动8 h，Y向振动6 h后，与天线连接的扫描器端轴的变截面处出现断裂现象，断裂位置如图4所示。断裂的端轴复原后按照对应关系将断裂法兰盘分别命名为1～6号，如图5所示，各碎片无明显塑性变形，部分碎片之间有黑色产物。

图4 断裂位置

图5 断裂端轴

2 断裂分析

2.1 有限元仿真分析

采用模态法对天线单元进行频率响应分析，即：通过模态坐标变换、模态正交对耦合的运动方程进行缩减与解耦，使求解更方便。

天线单元的运动方程：

(1)

-ω2Mx(ω)+ωCx(ω)+Kx(ω)=p(ω)

(2)

利用物理坐标到模态坐标的变换：

x(ω)=φξ(ω)

(3)

式中，ω为振动频率；x为物理坐标下的位移响应；φ为振型；ξ为模态坐标下的位移响应。

将式(3)代入式(2)，天线单元的运动方程变为模态坐标下的运动方程。对方程解耦处理后得到：

(-ω2φTMφ+iωφTCφ+φTKφ)ξ(ω)=φTp(ω)

(4)

每阶振型的阻尼ci=2miωiξi，解耦方程可以写成下面的形式：

-ω2miξi(ω)-iωciξi(ω)+kiξi(ω)=pi(ω)

(5)

式中：ξi为i阶模态的相对阻尼比；mi为i阶模态的质量矩阵；ki为i阶模态的刚度矩阵；pi为i阶模态的载荷；ξi为i阶振型的位移响应。

每阶振型响应可以由下式计算：

(6)

天线系统的位移传递函数：

(7)

式中，Hdmn表示在n点作用单位力时，m点引起的位移响应，可由式(3)、式(6)给出。

天线结构的位移响应功率谱密度：

Yd(ω)=Hd(-ω)Hd(ω)S(ω)

(8)

式中，S(ω)为激励功率谱密度。

由天线结构位移响应功率谱密度可计算得到位移响应的均方矩阵：

(9)

当天线单元变形时产生应变和应力，对于一个给定的模态位移u=φiξi，有模态应变、模态应力：

εφ=Kεuφiξi

(10)

σφ=KσεKεuφiξi

(11)

式中：Kεu、Kσε分别为天线结构的应变刚度、应力刚度矩阵。

天线单元结构相对复杂，将天线单元中对整体刚强度影响不大的元件加以简化，保留该元件的等效质量。模型中螺栓连接采用刚性连接约束所有自由度。接触选用绑定约束，限制零件在接触面的相对滑动。调心轴承约束条件为：球铰+滑动。有限元网格划分时，对端轴网格进行细化，天线单元的有限元模型如图6所示。

图6 天线单元有限元模型

对天线单元模拟件进行耐久振动工况下的有限元仿真。由前期仿真发现，施加激励方向为Y向时，天线单元应力水平高于施加激励方向为X和Z向时的应力水平。因此本文只考虑施加激励方向为Y向时端轴的受力情况。未改变端轴结构时的受力云图如图7所示。

图7 端轴3σ应力分布

由分析结果可见，应力最大值出现在端轴变截面处，此时3σ应力为183 MPa，大于2A12的疲劳强度极限140 MPa。随着振动时间延长，出现疲劳裂纹，裂纹不断扩展直至断裂。

2.2 理化分析

对断裂后的端轴进行理化分析，分析了端轴的化学元素成分、端轴的金相及断口形貌。

端轴化学元素成分分析结果如表2所示，从表中可以看出，该构件主要合金元素符合2A12铝合金的成分范围，非合金元素均在2A12铝合金成分控制范围之内。端轴金相分析结果如图8所示，合金为α基体+第二相(CuA12及A12CuMg)，晶粒均匀，未见晶界熔融和晶粒过大现象。端轴断口形貌如图9所示，端轴断裂机制为解理断裂。根据断面损坏程度，断裂起始于5号、6号区域，从端轴变截面处开始出现裂纹，裂纹扩展到一定程度后端轴断裂。

表2 端轴化学元素成分分析 %

图8 端轴金相分析

图9 端轴断口形貌

3 结构改进方案

根据理化分析和有限元模拟结果，端轴的化学成分和晶体结构符合规范要求，端轴变截面处应力水平超过材料的疲劳极限是造成端轴断裂的主要原因。端轴在耐久振动试验中承受方向和大小同时改变的交变载荷作用，随着振动时间的延长，端轴在交变载荷作用下产生裂纹，裂纹不断扩展直到端轴出现断裂。造成端轴变截面处应力水平较高的原因主要有：

1)端轴法兰盘厚度较小(6 mm)；

2)端轴变截面处截面突变较大，且变截面连接处的倒圆角较小，产生了应力集中现象。

为了降低端轴的应力水平，在结构改进方面主要从整体刚度匹配和消除应力集中缺陷入手，根据结构改进设计方面的经验和实际的加工工艺可能性，针对相关的不足提出可能的改进措施。

受天线单元安装空间及法兰盘安装螺栓孔位置的限制无法增加倒角的大小。采用将后端轴法兰盘厚度由6 mm增加到10 mm，添加12根加强筋的方案降低端轴的最大应力水平。改进后的端轴如图10所示。

图10 改进后的端轴

4 改进方案仿真与试验验证

对端轴改进后的天线单元模拟件进行耐久振动工况下的有限元仿真。除端轴改变外，其余结构件不变。有限元仿真得到的端轴受力云图如图11所示。

图11 改进后端轴3σ应力分布

由分析结果可见，最大应力仍然出现在端轴变截面附近，3σ应力为60 MPa，远小于2A12的疲劳强度极限140 MPa，此时不会出现疲劳裂纹，加厚法兰盘并且加筋可以明显降低端轴的应力水平。分析表明该改进方案能够满足试验要求。

将改进后的端轴随产品进行耐久振动试验，并在天线单元上布置监测点，分别在3个方向试验进行到0.5 h、4 h、8 h和12 h时采集监测点的数据，如图12～图14所示。通过响应点的数据对比发现试验过程中监测点的加速度响应一致，因此可以判断后端轴改进后的天线单元通过了产品耐久振动试验。试验结束后，天线单元结构无损伤，后端轴结构改进可行有效。

图12 X向监测数据对比

图13 Y向监测数据对比

图14 Z向监测数据对比

5 结束语

本文对某机载雷达天线在耐久振动试验中出现的端轴断裂进行分析，并结合相关仿真与试验，得到以下主要结论：

1)在耐久振动试验中，端轴最大应力超出材料疲劳强度极限是引起端轴断裂的主要原因。

2)改进方案通过增加法兰盘厚度同时添加加强筋，降低了端轴的应力水平。经过试验验证，方案改进可行有效。

[1] 曹燎原, 田珂. 悬挂装置连接框裂纹分析[J]. 失效分析与预防, 2012, 7(3): 188-191.

[2] 王荣乾. 军用电子机柜随机振动疲劳分析[D]. 北京: 北京交通大学, 2006.

[3] 洪长满, 段勇军. 机载雷达天线座结构的刚强度性能评估[J]. 现代雷达, 2011, 33( 6): 72-75.

[4] 徐东海. 大型机载雷达天线结构分析[J]. 电子机械工程, 2003, 19(3): 25-27.

[5] 张积亭, 周苏枫. 飞机典型构件振动疲劳寿命分析[J]. 结构强度研究, 2002(4): 38-41.

[6] 罗建召, 唐伟. 机载雷达结构随机振动疲劳破坏技术研究[J]. 电子机械工程, 2013, 29(6): 23-26, 35.

[7] 杨万均, 施荣明. 振动疲劳试验寿命确定方法研究[J]. 机械设计与研究, 2012, 28(2): 71-72, 79.

王 朋(1985-)，男，博士，工程师，主要从事雷达结构总体设计相关工作。

End Shaft Fracture Reason Analysis and Structure Improvement for an Airborne Radar Antenna

WANG Peng，QIAO Yang，FANG Jing-shi

(The38thResearchInstituteofCETC,Hefei230088,China)

The end shaft of self-aligning bearing appears fracture phenomenon in the durable vibration test of an airborne radar antenna. In this paper the scientific analysis of the end shaft fractured in the test is done using different measures such as macro-fracture analysis, chemical composition test and metallography structure test. The stress distribution of the fractured end shaft is obtained by finite element simulation. The result shows that the chemical composition and crystal structure of the fractured end shaft meet standard requirements and the maximum stress of the fractured end shaft being greater than material fatigue limit is the main fracture reason. According to the fracture reason, the structure of the end shaft is improved. Finally, the effectiveness of the structure improvement is verified through finite element simulation and durable vibration test.

airborne radar antenna; self-aligning bearing; durable vibration; fracture; structure improvement

2015-11-06

TH123

A

1008-5300(2016)01-0016-04