某型直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)軸承失效原因分析

曹迪，曲瓊，武全有

(1.空軍駐洛陽地區(qū)軍事代表室，河南 洛陽 471039；2.洛陽LYC軸承有限公司，河南 洛陽 471039；3.航空精密軸承國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，河南 洛陽 471039；4.西安交通大學(xué)，西安 710049)

1 概述

某型直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)拉力軸承的工況為典型的低速、重載(轉(zhuǎn)速不超過300 r/min，最大接觸應(yīng)力超過3 000 MPa)，軸承的設(shè)計(jì)、制造難度大。為驗(yàn)證軸承的壽命是否滿足使用要求，軸承在裝機(jī)前需進(jìn)行試驗(yàn)機(jī)耐久性試驗(yàn)，以保證直升機(jī)的飛行安全。

軸承結(jié)構(gòu)為雙列球軸承(圖1)，其中一列為四點(diǎn)接觸球軸承，另一列為角接觸球軸承，外圈為整體結(jié)構(gòu)。套圈和鋼球的材料均為高溫軸承鋼8Cr4Mo4V，保持架材料為合金結(jié)構(gòu)鋼40CrNiMoA。軸承內(nèi)徑為130 mm，外徑為230 mm，總寬度為80 mm。為方便軸承拆裝，角接觸列內(nèi)圈端面設(shè)計(jì)有拆卸用螺紋孔，外圈設(shè)計(jì)有拉拔槽。

耐久性試驗(yàn)中軸承為噴射潤(rùn)滑，由1個(gè)噴嘴供油，供油溫度為80 ℃，最大軸向力為250 kN，最大徑向力為180 kN。圖1中角接觸列內(nèi)圈溝道1、角接觸列外圈溝道1、四點(diǎn)接觸列內(nèi)圈溝道1及四點(diǎn)接觸列外圈溝道1均為承載溝道，其余溝道則均為非承載溝道。

圖1 軸承溝道示意圖

2 失效軸承故障狀態(tài)

按照飛行功率譜的要求，軸承需安裝在試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行1 200 h的耐久性試驗(yàn)，在完成580 h運(yùn)行時(shí)發(fā)現(xiàn)軸承發(fā)生剝落失效。

經(jīng)檢查發(fā)現(xiàn)：角接觸列的內(nèi)圈溝道有4處片狀剝落，其分布狀態(tài)為沿軸向從溝道頂部延伸至接近溝底位置；4處剝落區(qū)分布具有明顯的規(guī)律性，即均位于螺紋孔上方。按順時(shí)針方向分別將6個(gè)螺紋孔編為1#～6#，相應(yīng)的剝落區(qū)依次編為1#～4#，其中沿圓周方向的長(zhǎng)度分別為32，16，30，29 mm，如圖2所示。

圖2 角接觸列內(nèi)圈失效編號(hào)和位置

1#～4#剝落區(qū)宏觀形貌基本相同，均可見片狀擴(kuò)展特征(圖3)，為典型的接觸疲勞剝落形貌[1-2]。

圖3 角接觸列內(nèi)圈溝道2#剝落區(qū)形貌

角接觸列外圈溝道承受徑向載荷最大處有一處約3 mm×5 mm的剝落(圖4)，承載區(qū)內(nèi)可見大量尺寸不等、形狀各異的壓坑。兩列鋼球及四點(diǎn)列內(nèi)、外圈溝道及保持架均未見異常。

圖4 角接觸列外圈溝道剝落區(qū)宏觀形貌

根據(jù)軸承受力情況及剝落形貌可知，角接觸列外圈溝道剝落是由于內(nèi)圈溝道剝落后產(chǎn)生的剝落金屬屑導(dǎo)致的，而角接觸列內(nèi)圈溝道4處剝落具有明顯的規(guī)律，即剝落源均正對(duì)螺紋孔底部。由此可初步確定，軸承的角接觸內(nèi)圈為首先失效件，故對(duì)角接觸列內(nèi)圈進(jìn)行重點(diǎn)檢測(cè)分析。

3 故障分析及檢驗(yàn)

3.1 故障樹

根據(jù)軸承故障情況[3-4]，建立了軸承剝落故障樹(圖5)。從設(shè)計(jì)、試制、試驗(yàn)等方面進(jìn)行分析，以期找出故障發(fā)生的原因。

圖5 軸承剝落故障樹

3.2 設(shè)計(jì)復(fù)查

對(duì)軸承設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行了復(fù)查，結(jié)果表明，軸承接口結(jié)構(gòu)和尺寸符合技術(shù)協(xié)議的要求。該軸承是在成熟機(jī)型上的改進(jìn)設(shè)計(jì)，主要是在內(nèi)圈端面增加了螺紋孔，鋼球及溝道曲率等參數(shù)均未變動(dòng)，經(jīng)復(fù)查，失效件原始出廠檢測(cè)值均符合設(shè)計(jì)要求。

3.3 常規(guī)項(xiàng)目檢驗(yàn)

對(duì)失效軸承材料及熱處理質(zhì)量進(jìn)行了檢驗(yàn)，結(jié)果表明，其化學(xué)成分(表1)和金相組織(表2)符合JB/T 2850—2007《滾動(dòng)軸承 Cr4Mo4V高溫軸承鋼零件 熱處理技術(shù)條件》的規(guī)定，表層組織、心部組織均正常，不同部位組織無明顯差異。

表1 失效軸承材料化學(xué)成分

表2 失效軸承金相組織

3.4 試驗(yàn)

從試驗(yàn)載荷、潤(rùn)滑、安裝定位方式、試驗(yàn)工裝、配合、安裝等逐一進(jìn)行復(fù)查，均符合試驗(yàn)要求。

3.5 硬度檢測(cè)

由于1#～4#剝落區(qū)形貌基本相同，且均位于螺紋孔上方，故選取中間的2#，3#剝落區(qū)，同時(shí)選取未剝落的6#螺紋孔進(jìn)行不同方向的取樣檢測(cè)。其中：2#剝落區(qū)沿內(nèi)溝道周向切取試樣，3#剝落區(qū)沿內(nèi)溝道軸向穿過螺紋孔切取試樣，6#螺紋孔沿內(nèi)溝道軸向穿過螺紋孔切取試樣。

檢測(cè)結(jié)果表明：2#，3#剝落區(qū)和6#螺紋孔表面硬度為63.1～63.5 HRC，未剝落區(qū)硬度為63.1～63.6 HRC，心部硬度為62.8～63.5 HRC。軸承設(shè)計(jì)硬度為60～64 HRC，可以看出，所測(cè)硬度值及其均勻性均符合相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)要求，剝落區(qū)與非剝落區(qū)硬度也無明顯差異。

3.6 金相檢驗(yàn)

2#剝落區(qū)試樣表面組織未見異常，距剝落表面約0.94 mm處可見微裂紋(圖6)；未剝落表面組織正常，未見燒傷等異常現(xiàn)象，心部組織正常。

圖6 2#剝落區(qū)試樣表面下裂紋

3#剝落區(qū)試樣表面組織未見異常，與剝落區(qū)相連的裂紋擴(kuò)展至基體內(nèi)部(圖7)；在距剝落表面約1 mm的較深部位也可見單獨(dú)存在的微裂紋(與剝落區(qū)不相連)，且裂紋彎折延伸至螺紋部位，靠近螺紋孔底部的一扣螺紋接近脫落(圖8)，裂紋兩側(cè)的金相組織正常。另外，在溝道剝落處與螺紋孔之間有條弧形裂紋(圖9)，未剝落表面組織正常，未見燒傷等異常現(xiàn)象。

圖7 3#剝落區(qū)試樣表面下裂紋

圖8 3#剝落區(qū)試樣不相連的裂紋形貌

圖9 螺紋孔截面微觀顯示

2#，3#剝落區(qū)試樣的組織相似(以3#剝落區(qū)試樣為例)，組織為馬氏體+一次碳化物+二次碳化物+殘余奧氏體，參照J(rèn)B/T 2850—2007約為3級(jí)。其余均未見異常。

4 失效原因分析及試驗(yàn)驗(yàn)證

4.1 失效原因分析

宏觀觀察結(jié)果表明，角接觸列內(nèi)圈溝道4處剝落具有明顯的規(guī)律，即剝落源均正對(duì)于螺紋孔底部，外圈溝道剝落是由于內(nèi)圈溝道剝落后產(chǎn)生的剝落金屬屑導(dǎo)致的，由此確定了角接觸軸承內(nèi)圈為首先失效件。

軸承質(zhì)量和試驗(yàn)過程復(fù)查以及必要的檢驗(yàn)結(jié)果表明：失效軸承的材料、熱處理、磨削質(zhì)量以及整個(gè)試驗(yàn)過程等均未發(fā)現(xiàn)任何異常；角接觸列內(nèi)圈剝落區(qū)和非剝落區(qū)的硬度及金相組織也符合相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)要求，說明軸承的失效與軸承制造質(zhì)量和試驗(yàn)過程無直接因果關(guān)系。

軸承內(nèi)圈端面的螺紋孔底部距溝道表面較薄(最薄為1.73 mm)，淬火時(shí)容易形成應(yīng)力集中，同時(shí)螺紋孔底部位于承載區(qū)，而軸承承載時(shí)為點(diǎn)接觸，接觸橢圓較小(在最大載荷時(shí)角接觸列鋼球與溝道接觸橢圓長(zhǎng)半軸為6 mm，短半軸為0.59 mm)，鋼球經(jīng)過螺紋孔底部上方溝道表面時(shí)，鋼球壓力直接施加在螺紋孔上方，軸承工作時(shí)鋼球?qū)系垒殙簳?huì)進(jìn)一步使螺紋底部產(chǎn)生應(yīng)力集中[5]。

由于軸承在試驗(yàn)過程中一直處于較高的應(yīng)力水平，若軸承長(zhǎng)時(shí)間在重載下工作，也會(huì)使螺紋孔位置長(zhǎng)時(shí)間處于較大的應(yīng)力狀態(tài)，經(jīng)交變循環(huán)應(yīng)力作用后，最終導(dǎo)致螺紋孔底部產(chǎn)生裂紋、剝落[6-8]。

從圖7—圖9可以觀察到在內(nèi)圈溝道剝落處與螺紋孔之間存在次表層微裂紋，也說明了該位置在工作中所承受的應(yīng)力較大。由此可以確定，軸承的失效形式為次表面起源型疲勞，由螺紋孔處的應(yīng)力集中引起。

4.2 故障排除及驗(yàn)證

角接觸列內(nèi)圈端面上均布的6個(gè)螺紋孔用于拆卸軸承，由于螺紋孔設(shè)計(jì)不可避免地產(chǎn)生應(yīng)力集中，為保證直升機(jī)的飛行安全，改進(jìn)了設(shè)計(jì)思路，取消了角接觸列內(nèi)圈端面螺紋孔設(shè)計(jì)。經(jīng)驗(yàn)證，取消螺紋孔后的軸承在試驗(yàn)器上順利通過了1 200 h耐久性試驗(yàn)，試驗(yàn)后的軸承未出現(xiàn)剝落。

5 結(jié)束語

經(jīng)檢驗(yàn)分析后認(rèn)為軸承的失效模式為表面起源型疲勞，角接觸列內(nèi)圈為首先失效件。螺紋孔位于軸承角接觸列內(nèi)圈接觸區(qū)內(nèi)，會(huì)降低溝道局部剛度，容易產(chǎn)生應(yīng)力集中。若螺紋孔過深，會(huì)使螺紋孔處強(qiáng)度降低，即內(nèi)圈端面螺紋孔的存在導(dǎo)致軸承在試驗(yàn)過程中產(chǎn)生失效。針對(duì)此故障現(xiàn)象，改進(jìn)了軸承設(shè)計(jì)方案，取消了螺紋孔結(jié)構(gòu)，最終通過了試驗(yàn)驗(yàn)證。