尾翼封閉腔體抽鉚可行性試驗(yàn)研究

錢偉，萬(wàn)書(shū)會(huì)，邢厚旺，喬國(guó)華，李廣明，付三強(qiáng)，王子豪

（天津航天長(zhǎng)征火箭制造有限公司，天津 300462）

0 引言

運(yùn)載火箭是一種航天運(yùn)輸工具，其負(fù)責(zé)將衛(wèi)星、載人飛船和空間探測(cè)器等有效載荷送入預(yù)定軌道[1]。運(yùn)載火箭尾翼一般位于箭體尾段或助推器上。尾翼是薄壁型構(gòu)件[2]，在飛行過(guò)程中起到控制箭體飛行穩(wěn)定，減輕控制系統(tǒng)壓力的作用[3-4]。隨著我國(guó)運(yùn)載火箭發(fā)射任務(wù)的劇增[5]，火箭尾翼相比較其他部段而言需求量較大，一般單發(fā)火箭配置4個(gè)尾翼。某型號(hào)火箭尾翼呈扁平楔形狀，尾翼空腔寬度僅有156 mm，空腔深度為1500 mm。鉚接過(guò)程雙人配合，操作者需持長(zhǎng)頂鐵首先借助輔助照明裝置用長(zhǎng)頂鐵找準(zhǔn)鉚釘部位，雙手施力頂緊后持槍者從蒙皮外部施鉚，鉚接過(guò)程極為困難，由于存在視覺(jué)盲區(qū)和頂鐵施力不均勻，易出現(xiàn)鉚接后鉚釘鐓頭高度不一致及鐓頭歪斜等缺陷，因此鉚釘鐓頭成形質(zhì)量一致性較低且裝配效率較低。

單面抽鉚是解決尾翼封閉腔體鉚接的有效途徑之一。本項(xiàng)目以某型號(hào)運(yùn)載火箭尾翼作為研究對(duì)象，開(kāi)展火箭尾翼封閉腔體單面抽芯鉚接工藝可行性試驗(yàn)研究。擬采用單面抽鉚代替現(xiàn)有傳統(tǒng)雙面鉚接工藝，對(duì)初選出的單面抽芯鉚釘（簡(jiǎn)稱抽釘）進(jìn)行力學(xué)性能試驗(yàn)，驗(yàn)證單面抽鉚工藝在火箭尾翼上應(yīng)用的可行性。

1 單面抽鉚工藝及試驗(yàn)方案制定

1.1 單面抽芯鉚釘選型研究

火箭尾翼主要由前蒙皮、上蒙皮、下蒙皮、肋板、梁等組成，尾翼主體結(jié)構(gòu)組成如圖2所示。前蒙皮位于尾翼航向上端，與緣條、肋板、梁連接，直接承受氣流載荷的作用，連接強(qiáng)度大，表面氣動(dòng)要求高，采用埋頭鉚釘連接。

圖1 尾翼蒙皮鉚接

圖2 尾翼結(jié)構(gòu)示意圖

上蒙皮和下蒙皮主要承受飛行過(guò)程中氣動(dòng)外壓載荷，為法向載荷，采用普通半圓頭鉚釘YC0894-88 φ3 2A10進(jìn)行鉚接。單面抽芯鉚釘抽鉚接頭靜強(qiáng)度決定鉚接質(zhì)量。通過(guò)直接試驗(yàn)法來(lái)評(píng)價(jià)鉚接接頭力學(xué)性能，測(cè)試鉚接質(zhì)量的優(yōu)劣。通過(guò)調(diào)研國(guó)內(nèi)現(xiàn)有單面抽芯鉚釘?shù)念愋停C合考慮鉚釘邊距尺寸、鉚釘直徑、鉚釘成本等因素，擬選用Q/YSVF38φ3.2 QBA-S單鼓型平圓頭抽芯鉚釘替代尾翼現(xiàn)用YC0894-88 φ3 2A10半圓頭鉚釘，因二者力學(xué)性能相當(dāng)，需進(jìn)一步進(jìn)行力學(xué)試驗(yàn)驗(yàn)證。

圖3 單鼓型抽釘

圖4 抽釘槍實(shí)物

1.2 試驗(yàn)方案制定

本試驗(yàn)采用Q/YSVF38 φ3.2×7（QBA-S）單鼓型平圓頭抽芯鉚釘與YC0894-88 φ3 2A10半圓頭鉚釘進(jìn)行對(duì)比試驗(yàn)。剪切和拉脫試驗(yàn)的試件均使用規(guī)格為110 mm×40 mm的鋼板。尾翼飛行時(shí)承受氣流載荷作用，破壞形式為蒙皮與骨架剝離，如圖5所示。為研究尾翼蒙皮更換為單面抽芯鉚釘后的連接可靠性，設(shè)計(jì)相應(yīng)的鉚接試驗(yàn)件進(jìn)行蒙皮剝離試驗(yàn)，對(duì)蒙皮連接強(qiáng)度進(jìn)行驗(yàn)證試驗(yàn)。

圖5 蒙皮與骨架剝離示意圖

2 試驗(yàn)結(jié)果及分析

2.1 剪切試驗(yàn)結(jié)果分析

剪切測(cè)試后半圓頭鉚釘連接試件均在兩連接板的交界處發(fā)生剪切斷裂。單面抽芯鉚釘試件經(jīng)剪切試驗(yàn)后，同樣在兩連接板的交界處發(fā)生剪切斷裂，兩組鉚釘剪切試驗(yàn)載荷-行程曲線分別如圖6、圖7所示。

圖6 半圓頭鉚釘剪切載荷-行程曲線

圖7 抽釘剪切載荷-行程曲線

綜合兩組剪切測(cè)試載荷-行程曲線可知，單鼓型平圓頭抽釘Q/YSVF38 3.2×7 QBA-S抗剪切載荷均值為2380 N，高于半圓頭鉚釘YC0894-88 3×7 2A10的剪切載荷值2273 N。

2.2 拉脫試驗(yàn)結(jié)果分析

經(jīng)過(guò)拉脫試驗(yàn)，兩組試驗(yàn)載荷-行程曲線及載荷值如圖8、圖9所示。半圓頭鉚釘YC0894-88 3×10 2A10的抗拉脫載荷均值為3634.80 N，高于單面抽芯鉚釘Q/YSVF383.2*7（QBA -S）的抗拉脫載荷均值2410 N。

圖8 半圓頭鉚釘拉脫載荷-位移曲線

圖9 抽釘拉脫載荷-位移曲線

2.3 剝離試驗(yàn)結(jié)果分析

第一組剝離試驗(yàn)選用半圓頭鉚釘YC0894-88 3×8 2A10。試驗(yàn)件厚度為1 mm，試驗(yàn)底座為2 mm，模擬蒙皮（厚度：1 mm）與肋板（厚度：2 mm）的剝離裝配，試件沿拉脫方向有3排鉚釘，每排2個(gè)鉚釘，拉脫初始狀態(tài)、每排鉚釘拉脫或斷裂時(shí)的狀態(tài)和試驗(yàn)件最終狀態(tài)如圖10所示。

圖10 蒙皮與肋剝離狀態(tài)

每排鉚釘?shù)睦撦d荷-行程曲線如圖11所示。

圖11 拉脫載荷-行程曲線

第二組剝離試驗(yàn)抽釘選用Q/YSVF38 3.2×7（QBA-S）。試驗(yàn)件厚度與試驗(yàn)底座與半圓頭鉚釘剝離試驗(yàn)相同。剝離試驗(yàn)過(guò)程中第一排和第二排鉚釘失效時(shí)，板料均發(fā)生劇烈撕扯，并且前2排鉚釘只有1枚鉚釘被拉斷，其他鉚釘未發(fā)生破壞。由于材料大幅度的破壞導(dǎo)致第三排鉚釘?shù)膭冸x測(cè)試無(wú)法繼續(xù)。剝離狀態(tài)如圖12所示。

圖12 蒙皮與肋剝離狀態(tài)

每排鉚釘?shù)睦撦d荷-行程曲線如圖13所示。

圖13 剝離載荷-行程曲線

綜合最終剝離狀態(tài)及載荷-行程曲線可知，YC0894-88 3×8 2A10半圓頭鉚釘?shù)妮d荷值整體大于Q/YSVF38 3.2×7（QBA-S）抽芯鉚釘?shù)睦撦d荷值，但YC0894 -88 3 ×8 2A10半圓頭鉚釘均發(fā)生了斷裂，Q/YSVF38 3.2×7抽芯鉚釘試驗(yàn)后僅有1個(gè)鉚釘發(fā)生斷裂，因此單面抽芯鉚釘?shù)目箘冸x性能較高。

3 結(jié)論

1）抽釘?shù)目辜羟休d荷均值（2380 N）略高于半圓頭鉚釘?shù)募羟休d荷均值（2273 N）。尾翼在使用過(guò)程中主要承受飛行法向壓力載荷和飛行過(guò)載，經(jīng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)可知，抽釘可承受的剪切載荷和鉚接質(zhì)量能夠滿足使用要求。

2）半圓頭鉚釘?shù)目估撦d荷均值（3634.80 N）高于抽釘?shù)目估撦d荷均值（2410 N）。尾翼飛行時(shí)法向壓力載荷作用于蒙皮外表面，蒙皮連接鉚釘不承受拉力，因此抽釘?shù)目估撦d荷滿足使用要求。

3）經(jīng)剝離試驗(yàn)分析，半圓頭鉚釘均發(fā)生了斷裂，抽芯鉚釘試驗(yàn)后僅有1個(gè)鉚釘發(fā)生斷裂，抽釘?shù)目箘冸x性較高。

4）綜合剪切、拉脫和剝離試驗(yàn)數(shù)據(jù)，尾翼蒙皮的部分連接鉚釘可以替換為效率更高的單面抽芯鉚釘，但是所選擇的抽釘為首次使用，試片及試驗(yàn)數(shù)據(jù)有限，需進(jìn)一步進(jìn)行工程驗(yàn)證后再應(yīng)用于產(chǎn)品。