劉濱春

空軍航空大學(xué)航理系，吉林長(zhǎng)春 130022

航空齒輪疲勞失效機(jī)理探究

劉濱春

空軍航空大學(xué)航理系，吉林長(zhǎng)春 130022

齒輪傳動(dòng)是一個(gè)集運(yùn)動(dòng)學(xué)、動(dòng)力學(xué)、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及潤(rùn)滑為一體的特殊系統(tǒng)，其失效模式大多數(shù)情況并非一種模式，對(duì)失效的基本模式的識(shí)別與判斷是查出失效原因提出預(yù)防措施的關(guān)鍵。本文就航空齒輪最普遍的疲勞失效的幾種基本模式進(jìn)行剖析。

齒輪彎曲疲勞失效；齒輪振動(dòng)疲勞失效；齒輪表面接觸疲勞失效

vibrant fatigue failure of the；gceuarrved fatigue failure of the gear；surface attach failure of the gear fatigue

齒輪是機(jī)器中傳遞功率和運(yùn)動(dòng)的重要部件，與皮帶、鏈及摩擦輪傳動(dòng)相比，其具有傳動(dòng)比準(zhǔn)確、傳動(dòng)平穩(wěn)、工作穩(wěn)定性高、結(jié)構(gòu)緊湊、傳動(dòng)效率高以及速度、傳動(dòng)比、傳動(dòng)功率范圍大的優(yōu)點(diǎn)，然而由于齒輪一般無過載保護(hù)作用，對(duì)于傳遞大功率的航空金屬齒輪，則要求有很高的加工精度和良好的安裝組合，否則傳動(dòng)時(shí)會(huì)出現(xiàn)較大的噪聲、振動(dòng)及沖擊，導(dǎo)致動(dòng)載損傷失效。

航空齒輪最普遍的失效形式為疲勞、沖擊過載以及表面磨損，其中疲勞失效是齒輪破壞最主要的形式。齒輪的疲勞斷裂失效為彎曲疲勞斷裂、振動(dòng)疲勞斷裂及表面接觸疲勞斷裂。疲勞過程中分為三個(gè)緊密相關(guān)的階段：裂紋起源、交變載荷導(dǎo)致的裂紋擴(kuò)展以及最終的斷裂。本文探究齒輪疲勞損傷機(jī)理及裂紋擴(kuò)展的影響因素，進(jìn)而為采取行之有效的預(yù)防措施提供理論依據(jù)。

1 齒輪的彎曲疲勞

齒輪齒的彎曲疲勞是齒輪中最普遍的一種疲勞失效模式，在齒輪所用材料性能、冶金質(zhì)量、表面完整性符合技術(shù)要求的前提下，典型的彎曲疲勞斷裂失效具有如下三個(gè)最基本的特征：①裂紋起源于加載一側(cè)根部圓角表面處，且在正常受載情況下基本處于齒端的中心位置；②裂紋首先在一個(gè)齒上萌生，隨后逐漸向完好齒輪的理論零應(yīng)力點(diǎn)處擴(kuò)展，由于零應(yīng)力點(diǎn)是隨著裂紋的尺寸而不斷變化，因而在裂紋擴(kuò)展過程中，裂紋向?qū)γ娓繄A角下的點(diǎn)移動(dòng)，隨后向圓角表面擴(kuò)展；③當(dāng)一個(gè)齒首先萌生裂紋后，該齒的裂紋在隨后的循環(huán)載荷作用下擴(kuò)展并導(dǎo)致該齒產(chǎn)生歪斜，直到下一個(gè)齒的圓角同時(shí)受到較大載荷的作用。

齒輪齒的彎曲疲勞具備上述基本特征，是因?yàn)樽饔迷邶X上的載荷周期變化，見圖1。一旦全部載荷作用于一對(duì)輪齒上，且當(dāng)載荷作用于齒頂時(shí)，此時(shí)齒根應(yīng)力最大，輪齒就處于危險(xiǎn)狀態(tài)[1]。由于齒的剛度較大，可以將齒看成寬度為b的懸臂粱，見圖2。若不計(jì)摩擦力的作用，則總壓力Fn可以分解為圓周力Fncosαα和徑向力Fnsinαα。圓周力將引起齒根的彎曲應(yīng)力，徑向力則引起齒根的壓應(yīng)力。

圖1 輪齒上的變載荷

圖2 輪齒危險(xiǎn)剖面

確定齒根的危險(xiǎn)剖面的方法有很多種，最為簡(jiǎn)便實(shí)用的是霍德的30°切線法，作和齒廓對(duì)稱中線30°的兩直線與齒根圓周角曲線相切，連接兩切點(diǎn)的剖面即為齒根的危險(xiǎn)剖面。

齒輪彎曲疲勞擴(kuò)展方式通?？衫霉鈴椃▉矸治?。一旦裂紋在根部圓角處起始并向零應(yīng)力點(diǎn)處擴(kuò)展，由于零應(yīng)力點(diǎn)是隨著裂紋尺寸的改變而不斷變化，在裂紋擴(kuò)展過程中，該點(diǎn)就向側(cè)邊位移，裂紋擴(kuò)展直至達(dá)到對(duì)面根部位置，這時(shí)余下的最短距離是到根部表面，且該點(diǎn)的終端在那里。

齒的彎曲疲勞斷口特征具有明顯的三個(gè)區(qū)域：裂紋源區(qū)、擴(kuò)展區(qū)和最終瞬斷區(qū)。疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)表面呈現(xiàn)光滑陶瓷狀形貌，?？捎^察到自疲勞源開始的貝殼狀花樣。最終斷裂區(qū)與過載斷齒的脆性斷口相似。脆性材料為結(jié)晶狀斷口，塑性材料為纖維狀斷口，呈暗灰色。疲勞斷口中常呈現(xiàn)階梯狀外觀，是由于疲勞裂紋擇優(yōu)取向發(fā)展的結(jié)果[2]。

2 齒輪的振動(dòng)疲勞

對(duì)齒輪安全運(yùn)行威脅最大的振動(dòng)為節(jié)徑型振動(dòng)，節(jié)徑型振動(dòng)破壞的典型特征是具有一定的對(duì)稱性，即齒輪的1/n塊發(fā)生掉塊，兩長(zhǎng)裂紋相距齒輪總齒數(shù)的1/n。振動(dòng)疲勞裂紋從源區(qū)向腹板方向基本呈直線擴(kuò)展。而彎曲疲勞則與之不同。見圖3。

圖3 疲勞裂紋走向示意圖

由于設(shè)計(jì)上已避免了典型的振動(dòng)疲勞破壞，實(shí)際上出現(xiàn)的齒輪疲勞大多數(shù)出現(xiàn)在某一過渡轉(zhuǎn)速上。振動(dòng)時(shí)應(yīng)力較大，其裂紋擴(kuò)展速率與裂紋長(zhǎng)度之間無一定規(guī)律。因此在過渡轉(zhuǎn)速上發(fā)生節(jié)徑型振動(dòng)疲勞斷口除了與一般疲勞斷口所具有的共同特征外，宏觀上可以看到非常密的、明顯的疲勞弧線[3]，同時(shí)斷口上疲勞擴(kuò)展區(qū)的微觀特征表現(xiàn)為混合型斷口，既可觀察到疲勞條帶的存在，又可看到大量的韌窩。

有關(guān)斷口宏觀上形貌的形成機(jī)制與齒輪材料本身特性，如晶粒大小，韌脆性等以及齒輪的振動(dòng)模態(tài)相關(guān)。

某型發(fā)動(dòng)機(jī)中央傳動(dòng)從動(dòng)齒輪在飛行中曾先后4次出現(xiàn)等級(jí)事故[4]。其失效特征可歸納如下：①齒輪腹板均有一塊折斷，且折斷塊均含有6～7個(gè)齒；②主裂紋均從齒輪小端面齒槽底倒角處起始，在一定距離內(nèi)沿角平分線且沿徑向擴(kuò)展；③在失效齒輪的主體和大掉塊上的齒槽根部均可用熒光檢查出小裂紋，這些小裂紋均沿徑向擴(kuò)展。

從以上所述的斷口特性可知，該齒輪在工作過程中受到較大的交變應(yīng)力，宏觀的疲勞弧線表明在裂紋擴(kuò)展的過程中應(yīng)力水平有明顯的波動(dòng)。同時(shí)從斷口的特征可以看出齒輪的破壞模式為共振破壞，而非彎曲疲勞所致。對(duì)單齒彎曲疲勞強(qiáng)度重新校核表明強(qiáng)度是足夠的。因而對(duì)該齒輪失效原因的分析應(yīng)集中在齒輪的共振破壞實(shí)驗(yàn)和共振特性研究分析上。

3 齒輪表面接觸疲勞失效

齒輪表面的接觸疲勞破壞是潤(rùn)滑良好的閉式齒輪傳動(dòng)裝置高速齒輪失效的主要原因。在航空發(fā)動(dòng)機(jī)維修中，失效的齒輪中有85%的齒輪是由于齒面的接觸疲勞破壞而失效的。典型的接觸疲勞損傷具有如下三個(gè)基本特征：①齒輪在接觸應(yīng)力作用下，工作表面出現(xiàn)痘斑或片狀的疲勞損傷，稱為麻點(diǎn)疲勞剝落；②比麻點(diǎn)剝落大而深的接觸疲勞剝落損傷稱為淺層疲勞剝落，剝落呈魚鱗片狀，通?？由罴s0.4mm；③經(jīng)表面強(qiáng)化處理的齒輪，如表面經(jīng)滲碳、氮化、碳氮共滲、噴丸強(qiáng)化或高頻淬火的齒輪，在工作過程中由于承受較大的接觸應(yīng)力而出現(xiàn)大塊狀剝落，深度達(dá)到硬化層過渡區(qū)，稱為硬化層疲勞剝落。

齒輪接觸疲勞損傷的主要原因是：沿齒高和齒長(zhǎng)有載荷集中；齒工作面上有殘余拉應(yīng)力和潤(rùn)滑劑對(duì)齒面的不良作用。

⑴沿齒長(zhǎng)和齒高方向的載荷集中引起的齒面接觸破壞。這種損傷形式是硬齒面齒輪最常見的破壞形式[5]。產(chǎn)生原因是硬齒面齒輪的工藝性差。齒面上的載荷集中是由于齒輪嚙合時(shí)的局部接觸引起的。

載荷沿齒長(zhǎng)集中程度越高，產(chǎn)生接觸破壞具有的應(yīng)力集中特征就越明顯。在大多數(shù)情況下，這種接觸破壞位于齒的邊緣。齒緣的接觸破壞主要產(chǎn)生在圓錐齒輪上。這和圓錐齒輪裝配工藝不夠完善有關(guān)。通常，圓錐齒輪的裝配質(zhì)量是在不加載時(shí)用著色的方法檢查接觸印痕。當(dāng)接觸在與齒面相切平面上呈歪斜狀時(shí)，可能產(chǎn)生中等的集中接觸和齒的中等的局部性破壞。最后機(jī)加工工序所形成的齒工作面的不平度，尤其是被稱為波浪式的對(duì)角線接觸，可引起齒長(zhǎng)方向的載荷集中。此時(shí)材料的接觸破壞按不平度凸起的方向取向。

⑵齒面殘余拉應(yīng)力引起的齒面接觸破壞。此種破壞形式主要發(fā)生在滲碳淬火齒輪上，其次是出現(xiàn)在某些磨齒齒輪上。由于磨齒時(shí)產(chǎn)生組織應(yīng)力集中，材料產(chǎn)生的初始疲勞裂紋通常出現(xiàn)在齒的回火層中。接觸破壞在開始階段沿磨削的紋路方向擴(kuò)展。齒面滲碳淬火齒輪，在進(jìn)行齒面粗磨時(shí)，有時(shí)在材料的表面層引起大塊剝落。這種接觸破壞在齒的任何部位上都可能發(fā)生，并且從橫向磨削裂紋開始。當(dāng)齒僅進(jìn)行齒側(cè)強(qiáng)化時(shí)，齒面上的殘余壓應(yīng)力急劇下降，因此，在使用過程中有時(shí)在齒的周邊出現(xiàn)剝落。

⑶滑油對(duì)齒面的不利作用引起的齒面接觸破壞。這種破壞形式出現(xiàn)在齒的嚙出側(cè)進(jìn)行噴射潤(rùn)滑的高速齒輪傳動(dòng)裝置中。此時(shí)，由于油流的機(jī)械作用，在齒的工作面上開始產(chǎn)生微型凹坑形式的腐蝕破壞。出現(xiàn)這種破壞的位置在齒的上齒面噴射出來的油流作用區(qū)，它的范圍為作用區(qū)和齒頂線所組成的一個(gè)近似的圓弧區(qū)。從齒的節(jié)圓到齒頂破壞的程度逐漸增大。出現(xiàn)腐蝕破壞后，由于凸起上的法向壓力增加和流體動(dòng)力潤(rùn)滑油膜形成條件變壞使它們之間的摩擦力提高，使局部接觸應(yīng)力增大，使輪齒產(chǎn)生二次疲勞剝落。

4 結(jié)論

本文對(duì)齒輪的彎曲疲勞損傷失效、齒輪的振動(dòng)疲勞失效以及齒輪的表面接觸疲勞失效的機(jī)理進(jìn)行剖析，其損傷特征及可能原因歸納如下：

齒輪彎曲疲勞失效損傷特征：①細(xì)晶粒斷口上有貝殼花樣；②有褐色微振磨損區(qū)；③裂紋多起源于齒根。

齒輪彎曲疲勞失效可能的原因：①大載荷加振動(dòng)；②齒面磨痕偏移；③設(shè)計(jì)尺寸有誤；④材質(zhì)及加工缺陷；⑤齒根因故存在高應(yīng)力集中。

齒輪振動(dòng)疲勞失效損傷特征：①裂紋起源齒槽底部中點(diǎn)表面；②裂紋從源區(qū)向腹板方向呈直線擴(kuò)展；③在間距1/n 齒處齒槽底部產(chǎn)生裂紋， 1/n塊破裂。

齒輪振動(dòng)疲勞失效可能的原因：齒輪固有頻率與激振的頻率相重合。

齒輪表面接觸疲勞失效損傷特征：①齒面多孔凹坑；②齒面大鱗片狀剝落；③棱邊鋒利的片狀剝落。

齒輪表面接觸疲勞失效可能的原因：①載荷偏大且存在一定的振動(dòng);②接觸疲勞；③材質(zhì)及熱處理缺陷；④機(jī)加工不良；⑤硬化層與機(jī)體結(jié)合不良。

[1]陶春虎，鐘培道，等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)部件的失效與預(yù)防[M].北京：國防工業(yè)出版社.2001

[2]航空航天工業(yè)部失效分析中心.航空機(jī)械失效案例選編[M].北京：科學(xué)出版社.1988

[3]閆海,陳鸚,陶春虎,等.材料工程[M].1993

[4]卜伯華,舒正明.發(fā)動(dòng)機(jī)中央傳動(dòng)從動(dòng)齒輪破裂故障[J].航空維修工程.2008(1)

[5]鄧權(quán)之，宋樂民，等.結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度設(shè)計(jì)與失效分析[J].飛行事故和失效分析.2009(3)

Research of three basic fatigue failure modes for the aero-engine transmission gear

Liu Binchun
Air Force Aviation University,Aviation Theory Department,Jilin Changchuen 130022

The gear transmission is a special system that contains kinematics , dynamics,the strength of the structure and lubricating system. Its failure modes are not in only one form in most cases.Distinguishing and judging the basic failure modes is the key to find out the reasons of failure and point out the preventive measures to against it. This dissertation analyses the most common modes of the fatigue failure of the aircraft gear.

10.3969/j.issn.1001-8972.2011.12.069

劉濱春（1961-），女，碩士，空軍航空大學(xué)，副教授。主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)和熱力學(xué)的教學(xué)研究工作。