某型发射装置弹射故障分析

作者:未知

  【摘 要】发射装置是一种飞机与导弹的连接枢纽,用于实现导弹的悬挂、运载和发射。在弹射试验过程中,会出现高温高压燃气释放异常现象。针对此现象,本文从故障状况、原因分析、定位故障、检查故障源和故障排除五大方面进行阐述。
  【关键词】发射装置;燃气推进器;弹射试验
  中图分类号: TJ768.2 文献标识码: A 文章编号: 2095-2457(2019)11-0251-002
  DOI:10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2019.11.120
  【Abstract】Launcher is a connecting hub between aircraft and missile, which is used to suspend, carry and launch missiles. During ejection test, abnormal gas release at high temperature and high pressure will occur. In view of this phenomenon, this article elaborates from five aspects: fault status, cause analysis, fault location, fault source checking and fault elimination.
  【Key words】Launcher; Gas Propeller; Ejection test
  1 故障状况
  某型发射装置在弹射试验时,放置在燃气推进器内部的抛放弹在被点燃瞬间,高温高压燃气按照正常的气体释放路线从气缸下方的排气嘴(图2-2)处喷出,但在抛放弹被点燃13ms后,燃气推进器内部的高温高压燃气开始从气缸后方的电极针组件(图2-5)与活塞(图2-6)配合位置处喷出[正常弹射时,高温高压燃气应一直从排气嘴(图2-2)处喷出],因高温高压燃气喷射时影响弹射数据取样点,无法进行弹射姿态角度分析,弹射试验失败。
  2 原因分析和定位故障
  2.1 发射装置结构及原理
  发射装置是一种飞机与导弹的连接枢纽,用于实现导弹的悬挂、运载和发射。可提供弹射的初始能源,使导弹在自推进点火系统之前受到了弹射力的作用而完全与载机分离。
  发射装置主要由发射架、发射控制电路盒(以下简称电路盒)、电源盒、前/后作动部件、同步机构、燃气推进器组成。
  电源盒:向导弹导引头提供四路独立直流稳压电源。
  电路盒:在导弹加温、准备和发射这三个阶段,完成对导弹的实时控制和故障检测判断。
  前/后作动部件:用于悬挂导弹,并在弹射行程末通过其上导弹挂钩的解锁实现发射装置与导弹的分离。
  同步机构:主要由前推杆、杠杆组件和后推杆组成。通过前/后推杆分别与前/后作动部件相连,在弹射过程中推动前/后作动部件运动,并实现前/后作动部件的同步解锁。
  燃气推进器:主要由气缸、活塞、电击针组件和排气嘴组成。燃气推进器内安装抛放弹,为弹射提供动力源。
  燃气推进器安装在杠杆组件和锁栓组件之间,其活塞与锁栓组件相配合,气缸与杠杆组件相配合,弹射过程中,因锁栓组件被锁栓支架锁闭,燃气推进器上的活塞一端保持固定不动,而气缸一端在抛放弹产生的高温高压燃气推动下发生移动。
  2.2 工作原理
  从图2中可以看出,抛放弹安装在活塞内,其电点火管与电极针组件相连。弹射试验时,抛放弹外壳在高压下产生形变,使抛放弹外殼与活塞内壁之间形成密封,阻止高温高压燃气向后释放。弹药产生的高温高压气体通过活塞底部的排气孔进入活塞与气缸之间的腔体,一方面推动气缸运动,另一方面通过安装在气缸上的排气嘴释放到大气中。气缸将高压燃气推力借助同步机构作用在前/后作动部件上,推动前/后作动部件运动到指定位置后,前/后作动部件上的导弹挂钩开锁,实现发射装置与导弹的分离。
  2.3 弹射故障分析和定位
  从故障现象分析,高温高压气体从气缸后方的电极针组件与活塞杆配合位置处喷出,证明电极针组件与活塞配合位置处密封失效。该处密封失效原因有二:
  2.3.1 活塞内壁(抛放弹装填处)有划伤、掉块
  装配过程中有磕碰导致活塞内壁(抛放弹装填处)有划伤、掉块。
  2.3.2 抛放弹壳体存在破损:
  (1)抛放弹壳体与芯电极端盖处有制造缺陷导致壳体破裂;
  (2)抛放弹壳体承受过大冲击压力,导致壳体破裂;
  (3)抛放弹壳体承受过高温度,导致壳体破裂。
  3 检查故障源
  3.1 实物状态检查
  分解取出活塞,发现活塞端面与抛放弹芯电极端盖配合位置处已被烧蚀,活塞内壁与抛放弹壳体配合处未发现划伤、掉块。
  取出抛放弹壳体,发现抛放弹芯电极端盖缺口处轻微向上抬起,抛放弹壳体缺口两侧各有一处撕裂拉伸损伤。
  检查发射装置上其他零件状态,发现锁栓组件未完全锁闭到位,进一步检查发现锁栓支架装配方向与技术要求相反,从而导致锁栓组件未锁闭到位。
  3.2 弹射过程分析
  查看弹射试验过程记录照片,发现锁栓组件在弹射过程中发生了转动(正常情况下,锁栓组件被锁栓支架锁闭到位,在弹射过程中保持固定不动):在抛放弹点火后5ms,锁栓支架打开;点火后6ms,锁栓组件开锁,活塞(包括安装在活塞上的电击针组件)随着锁栓组件一起转动;点火后7ms,电击针组件与发射装置的梁体相撞;点火后7ms,高温高压燃气开始从气缸后方的电极针组件与活塞配合位置处喷出。
  3.3 故障定位
  由上述情况推断出,弹射试验过程中,在抛放弹点火后5ms内,燃气推进器的活塞一端因被锁栓组件固定,抛放弹产生的高温高压燃气推动气缸运动;因锁栓支架并未完全锁住锁栓组件,当前推杆处的运动阻力大于锁栓支架对锁栓组合的锁闭力时,锁栓支架解锁,锁栓组件被打开,燃气推进器内的高温高压燃气开始推动活塞运动,直到电击针组件与发射装置的梁体相撞,活塞的运动受阻,此时高温高压燃气反向作用在抛放弹壳体和芯电极端盖上,一方面由于气缸腔体内作用面积减小导致燃气推进器内部的压力增大,另一方面发射装置的梁体对电极针组件有向前的撞击力,撞击力通过电击针组件传递给了与电极针组件相连的抛放弹芯电极端盖上。在两种力的综合作用下导致抛放弹壳体和芯电极端盖连接处撕裂(抛放弹点火后13ms),高温高压燃气从抛放弹壳体缺口处排出。
  4 故障排除
  经过故障分析、定位故障点以及检查故障源,最终确定故障部件为锁栓支架。将锁栓支架按照要求再次进行装配后,检查锁栓组件可以完全锁闭到位。对重新装配合格的发射装置进行弹射试验,弹射结果符合要求,故障被排除。
  5 结论
  本文从发射装置的一起弹射试验故障入手,通过分析产品结构和工作原理,最终确定了故障源,也从本次故障中得到了经验和教训。希望借此能给读者带来启发和收获。
  【参考文献】
  [1]HB6762-93中华人民共和国航空工业标准[S].中国航空工业总公司,1994.
  作者简介:齐慧英(1992—),女,河南人,芜湖天航装备技术有限公司,研究生,助理工程师。现主要从事发射装置研究相关工作。
  范昊栋(1984—),男,江苏人,芜湖天航装备技术有限公司,本科,工程师。现主要从事发射装置研究相关工作。
  吴文(1989—),男,安徽人,芜湖天航装备技术有限公司,本科,助理工程师。现主要从事发射装置研究相关工作。
  张茂杉(1990—),男,安徽人,芜湖航翼集成设备有限公司,硕士,助理工程师。现主要从事航空地面保障装备设计制造相关工作。
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