尾操縱軸承不利狀態下極限能力及耐久性驗證方法

張媛媛, 鄧明明, 涂德民,劉明輝,吳小力

(1.中國航發中傳機械有限公司,長沙 410200;2.洛陽LYC軸承有限公司,河南 洛陽 471039)

尾操縱軸承作為某型直升機尾減速器尾操縱部位的重要連接結構,起著傳遞航向助力器產生的操縱力,保證飛機航向操縱的重要作用。該型直升機尾減速器結構較特殊,尾操縱部位連接操縱桿與操縱軸的軸承僅一套,同時承受操縱桿、操縱軸的偏心和軸向載荷,工況復雜,其工作性能直接影響尾減速器的壽命。一旦該軸承失效,尾槳無法進行航向操縱,將給飛行帶來嚴重的安全隱患,因此對尾操縱軸承的驗證考核至關重要。

為研究軸承性能和可靠性的驗證方案,國內外學者對軸承故障模式、監測、性能、壽命考核試驗等方面進行了探討:文獻[1]針對船舶動力傳動裝置滾動軸承自主研制缺乏模擬試驗臺架和方法的問題,對模擬參數進行全面分析,結合模擬參數對軸承壽命影響因子的認知和經驗,探討了合理可行的模擬試驗參數和模擬試驗方法,并提出了模擬試驗臺架的設計方案;文獻[2-3]研究了航空發動機傳動軸承多支承臺架試驗的失效機理,認為支承軸承的游隙匹配使各軸承內部載荷存在較大差異,從而導致軸承疲勞失效,為軸承的優化設計提供了新思路;文獻[4]針對高溫、高速、重載工況下的航空發動機運轉狀態的特殊性,引入了多傳感器軸承監測和性能考核系統,實現了對軸承運轉狀態的監測;文獻[5]分析了航空發動機主軸軸承性能和壽命試驗中的故障,對試驗機轉接段設計進行了改進,有效降低了試驗期間軸承的噪聲和溫度。

軸承的試驗方法和監測手段不斷完善,但缺少直升機尾減速器軸承性能和壽命試驗的系統性研究。本文提出了一種最大限度模擬真實飛行姿態的軸承性能和壽命考核評價方法,并通過試飛考核驗證了試驗方法的可靠性。

1 尾操縱軸承結構及安裝位置

尾操縱軸承采用雙半外圈雙列角接觸球軸承,其由2個半外圈、1個內圈、2個保持架、1個卡圈及數粒鋼球組成,如圖1所示。軸承內圈為一體化設計,有2列溝道,雙半外圈由卡圈固定,不可分離。套圈及鋼球選用80MoCrV40鋼,耐高溫性能較好,保持架選用40NiCrMo7優質結構鋼,綜合性能優異,卡圈選用常用軸承鋼100Cr6。

圖1 尾操縱軸承結構示意圖

軸承內圈安裝在操縱桿上,不旋轉,外圈安裝在操縱軸內孔中,隨操縱軸旋轉。軸承工作時不僅承受尾槳軸傳遞的徑向載荷和操縱桿傳遞的軸向載荷,還要承受操縱軸與操縱桿的偏心。尾操縱軸承裝配位置如圖2所示,其額定動載荷為21.04 kN。

1—油池;2—操縱桿;3—齒輪;4—集油槽;5—尾槳軸;6—導筒;7—接油螺母;8—尾操縱軸承;9—操縱軸;10—螺母。

2 尾操縱軸承使用工況

2.1 潤滑狀態

如圖2所示,尾操縱軸承潤滑原理為在離心力作用下,錐齒輪副飛濺出的潤滑油在機匣封閉腔內形成油霧, 油霧附著到內壁上, 在重力作用下形成油滴被收集到集油槽內,從操縱桿導油槽進入軸承,通過回油孔及配合面的間隙回流到油池。軸承潤滑油量少,潤滑線路長,潤滑條件嚴苛,對軸承自身性能與可靠性要求極高。

2.2 不利狀態

尾操縱軸承的工作性能、可靠性與其工作狀態有很大關系,其不利的工作狀態主要為:

1)軸承處于不利裝配位置(即裝配尺寸鏈累積誤差最大)導致軸承內、外圈變形,產生偏心。

2)軸承在承受較大載荷時,因尾槳軸和操縱軸的變形導致軸承內、外圈變形,產生偏心。

3)在直升機右傾飛行姿態下尾槳軸處于上翹狀態,潤滑油不能進入軸承內部導致潤滑條件惡劣,軸承處于不利工作狀態,如圖3所示。

圖3 直升機右傾飛行姿態下尾操縱軸承位置

2.3 載荷

尾操縱軸承隨著操縱桿做軸向往復運動,承受軸向載荷。軸承兩列外圈和鋼球因承受軸向載荷方向不同而受力不同(推力和拉力),同時僅有一側外圈和鋼球受力,且大部分工作時間承受操縱拉力。當承受操縱拉力時,軸承左列(靠近操縱桿端)受力,右列不受力;當承受操縱推力時,軸承右列(靠近操縱軸端)受力,左列不受力。飛行載荷譜中規定了不同飛行狀態下的操縱載荷值、持續時間和限制載荷值,考慮到外場飛行的不確定性和安全裕度,采取載荷譜中限制操縱載荷15 000 N作為軸承試驗載荷。

3 考核評價方法

3.1 試驗方案

根據尾操縱軸承的使用工況和1 200 h壽命要求,結合行業內軸承臺架試驗方法,設計了軸承不利狀態下極限能力和耐久性考核評價方法,以最大限度地接近真實工況,全面考核軸承的性能和壽命。

尾操縱軸承臺架試驗考核主要包括性能試驗和壽命試驗:性能試驗包括安裝及性能臺架試驗(軸承安裝到減速器上的安裝性能試驗)、干運轉(斷油后繼續運轉)試驗、隨尾減速器50 h初步核準試驗、不利狀態下極限能力試驗、隨尾減速器超轉試驗等;壽命試驗考核包括隨尾減速器1 800 h耐久性試驗等。

3.2 不利狀態下尾操縱軸承極限能力

3.2.1 不利裝配位置的誤差分析計算

對尾操縱軸承在裝配時由于加工誤差可能使其處于不利位置的所有誤差項進行分析計算,分為尺寸極限差和最大形位公差計算。尺寸極限偏差計算是計算兩零件之間的配合,取值為最大間隙值,如過盈配合則取值為0。最大形位公差計算只計算徑向跳動公差和同軸度公差,取值均為規定的公差。經對軸承安裝結構進行分析,計算尺寸鏈為 “軸承→操縱軸→隔套→導筒→尾槳軸→ 圓螺母→軸承襯套→后機匣→主機匣→槳距操縱裝置”。經尺寸鏈計算,軸承尺寸極限偏差為0.411 mm,最大形位公差為0.299 mm,故尾操縱軸承加工、裝配最大偏心量為0.710 mm。偏心角計算是通過反正切函數計算,正切值為軸承加工、裝配偏心量與主機匣尾助力器安裝面至軸承中點的距離之間的比值。主機匣尾助力器安裝面至軸承中點的距離,計算尺寸鏈為“軸承→操縱桿→主機匣”。經計算,尾操縱軸承加工、裝配最大偏心角為

αmax=arctan(Smax/Lmin)=6.31′,

式中:αmax為軸承加工、裝配最大偏心量;Lmin為主機匣尾助力器安裝面至軸承中點的距離。文中αmax取7′。

為模擬不利裝配位置下軸承偏心狀態,在操縱桿端與試驗臺加載部位設計了偏心裝置(偏心座),實現了試驗臺對軸承綜合施加載荷、偏心模擬的考核。

3.2.2 尾操縱軸系CAE建模分析計算

根據尾減速器裝配關系,建立尾減速器整機數字樣機模型(含尾操縱軸系),采用ANSYS進行有限元前、后處理和線彈性有限元分析。

針對尾操縱軸系的復雜結構,采用梁單元模擬操縱桿和操縱軸,采用MPC單元模擬尾操縱軸承,采用十節點四面體單元對尾減速器劃分網格,共包括322 939個單元,566 570個節點,網格模型如圖4所示。根據機匣受載情況,約束尾減速器主機匣3個安裝腿的螺栓孔內表面沿x,y,z方向的位移。在操縱桿施加尾助力器載荷,在尾減速器輸出齒輪軸的花鍵位置施加尾槳中心的限制載荷和中速度懸停回轉狀態(大重量)的載荷。由CAE計算得到在限制載荷作用下,尾操縱軸系綜合位移最大值為2.395 mm;在中速度懸?；剞D狀態的載荷作用下,尾操縱軸系綜合位移最大值為1.879 mm。

基于模擬梁單元的尾槳操縱軸系,分別在操縱軸和操縱桿沿軸線方向取點,然后提取相應點的位移,經過換算得到操縱軸與操縱桿的變形偏心角。在限制載荷作用下,操縱桿與操縱軸形成的變形偏心角為179.748°;在中速度懸停回轉狀態的載荷作用下,操縱桿與操縱軸形成的變形偏心角為179.832°。為考核極限能力和充分考慮安全裕度,選取限制載荷(最大載荷15 000 N)作用下的偏心角15′作為軸承內、外圈的偏心角。

為模擬最大載荷下軸承偏心狀態,充分利用尾操縱軸系結構,在尾操縱軸承的操縱軸端設計偏心軸套模擬件,實現了飛行狀態下尾操縱軸承內、外圈偏心的真實模擬。

3.2.3 不利飛行姿態的模擬

當直升機右傾飛行時,尾操縱軸承隨尾槳軸向上傾斜,軸承幾乎接近干運轉狀態,為模擬尾減速器在空中的飛行姿態,設計了尾操縱軸承不利狀態下極限能力的試驗驗證方案。將試驗臺增加一套傾斜裝置,傾斜角度可調,如圖5所示,控制安裝尾減速器的試驗平臺在規定角度和時間下保持尾減速器正常運轉,通過軟件控制操縱軸加載機構施加要求的載荷,驗證尾操縱軸承在尾減速器處于不同姿態時的受力情況。

圖5 尾減速器傾斜裝置圖

根據軸承極限載荷在載荷譜中的占比設計試驗載荷方案,分別設計軸承處于不利裝配位置、軸系變形條件下的偏心狀態及軸承在右傾飛行姿態下的模擬方案。通過對最不利裝配位置及最大載荷下的偏心計算,軸承內、外圈理論偏心角疊加為22′,考慮到安全系數,將軸承極限狀態下偏心角放大設定為1°,軸承內、外圈的偏心角通過設計偏心裝置實現,如圖6所示。

圖6 尾操縱軸承偏心安裝結構圖

3.3 不利狀態下尾操縱軸承的耐久性

軸承耐久性試驗有加速等效法和施加1∶1載荷法(試驗載荷與載荷譜中的載荷為1∶1,模擬真實載荷,不放大或縮小)。為真實模擬各飛行狀態下的載荷和時間分配比,通過對載荷譜分析優化,將時間和載荷值整合歸納,耐久性試驗采用1∶1載荷法,循環運轉,按照軸承1 200 h壽命的要求,考慮到安全系數,試驗總長為1 800 h,每4 h為一個循環,共循環450次。在最大載荷狀態下軸承內、外圈偏心角 22′的情況,不考慮飛行姿態,試驗臺架設為水平放置,無左傾姿態下的進油機會,比實際飛行工況下潤滑條件更嚴苛。

為模擬尾槳軸在實際工作狀態時承受的復合載荷的大小和方向,設計了一套尾槳軸綜合加載裝置和操縱軸加載裝置,編制了一套自動控制軟件,可詳細繪制出尾操縱軸承在1 800 h耐久性試驗過程中的溫度、受力等變化趨勢。

4 試驗結果

4.1 不利狀態下極限能力試驗

試驗臺模擬飛行不利姿態,右傾20°放置(圖6),尾操縱軸承內、外圈模擬偏心安裝。首先模擬內、外圈偏心角22′,試驗臺架水平放置,大載荷偏心試驗8 h;然后在內、外圈偏心角1°狀態下進行極限能力試驗1 min。為測量在不利狀態下極限能力試驗時的軸承溫度,改制了尾操縱軸系,增加熱電偶測溫裝置。軸承加載情況如圖7所示。

圖7 不利狀態下極限能力試驗加載

試驗過程正常,無異常響聲,各結合面、密封處無滲漏油現象;試驗后檢查外觀均無滲漏情況、磁性屑末檢測信號器未吸附金屬屑末,試驗過程振動無異常;軸承經分解檢查狀態良好,處于可用狀態,軸承未出現內、外圈或鋼球表面基體金屬疲勞剝落、斷裂、卡死等失效情況,判定其通過了不利狀態下極限能力試驗考核。

4.2 1 800 h耐久性試驗

試驗臺水平放置,尾操縱軸承模擬22′偏心安裝,完成了1 800 h的循環運轉試驗。

試驗過程正常,試驗結果與4.1節極限能力試驗結果相同,判定其通過了1 800 h耐久性試驗考核。

5 結束語

通過分析計算不利裝配位置導致尾操縱軸承內、外圈變形產生的偏心角,采用CAE建模計算軸承在承受大載荷下尾槳軸和操縱軸的變形,結合試驗裝置和尾減速器的結構特點,在試驗裝置中增加偏心座,將尾槳軸與操縱軸之間的軸套改為偏心軸套,最大限度模擬真實飛行狀態,全面考核了軸承的性能和壽命。該尾操縱軸承考核評價方法有效保障了軸承的可靠性,填補了國內低速重載、長潤滑線路、不利飛行姿態下的尾減速器尾操縱軸承綜合評價技術的空白。

目前尾操縱軸承已批量裝機使用,6臺飛行時間接近1 200 h,裝機使用情況良好,進一步驗證了尾操縱軸承考核評價方法的正確性和全面性。

在1 800 h耐久性驗證試驗過程,未全程監控軸承套圈的溫度,后續將重點開展軸承溫升監控技術研究,進一步優化軸承考核評價方法。