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        某型飛機(jī)關(guān)節(jié)軸承內(nèi)圈碎裂原因分析

        2016-12-31 00:00:00秦明
        科技創(chuàng)新與應(yīng)用 2016年12期

        摘 要:某型飛機(jī)關(guān)節(jié)軸承GE35S在使用過程中發(fā)生多起關(guān)節(jié)軸承內(nèi)圈碎裂故障,工程中通過采取微觀斷口失效分析、使用載荷復(fù)查、制造工藝復(fù)查等進(jìn)行了原因分析。結(jié)果表明軸承存在裝球缺口、材質(zhì)抗疲勞性能差、部分尖角部位引起應(yīng)力集中等,是造成軸承內(nèi)圈碎裂的重要影響因素。

        關(guān)鍵詞:關(guān)節(jié)軸承;內(nèi)圈碎裂;應(yīng)力集中;因素

        1 概述

        某型飛機(jī)采用的GE35S關(guān)節(jié)軸承,在使用中多次出現(xiàn)軸承內(nèi)圈裂紋或碎裂故障。統(tǒng)計所有發(fā)生軸承裂紋飛機(jī)的飛行起落數(shù)從121個起落至1000個起落不等。經(jīng)分解飛機(jī)相關(guān)部件和故障軸承檢查,該軸承所處結(jié)構(gòu)部件正常,軸承外圈結(jié)構(gòu)完好,排除大的異常載荷引起軸承碎裂的可能性。為發(fā)現(xiàn)問題查明原因,將取得的六個故障件分別送專業(yè)機(jī)構(gòu)進(jìn)行了材料分析和斷口失效分析,此外還對軸承使用載荷、制造工藝和裝配工藝等都進(jìn)行了復(fù)查。

        2 軸承失效分析

        2.1 外觀檢查與斷口特征

        六件問題關(guān)節(jié)軸承內(nèi)圈(見圖1)表面均存在不同程度開裂,有的碎裂成多個碎塊,有的僅形成多條裂紋但未斷開,部分內(nèi)徑表面存在周向轉(zhuǎn)動接觸痕跡。

        各關(guān)節(jié)軸承內(nèi)圈故障件開裂形貌不一,目視多數(shù)裂紋沿內(nèi)徑或球面呈分叉分布,放大鏡下觀察裂紋斷口,斷口表面呈灰色,裂紋源均分布在套圈內(nèi)徑油溝處,有3件裂紋起始于內(nèi)徑油溝內(nèi)的油孔邊緣,掃描電鏡觀察,斷口上未發(fā)現(xiàn)冶金和加工缺陷,沒有疲勞擴(kuò)展特征,為脆性斷裂。

        2.2 材質(zhì)及成分分析

        對六件故障件GE35S關(guān)節(jié)軸承進(jìn)行光譜檢查,按GJB269-87《航空滾動軸承技術(shù)條件》中確定六件軸承內(nèi)圈的材質(zhì)符合ZGCr15鋼。在失效的軸承內(nèi)圈上打硬度,硬度值在61.5~63HRC,在產(chǎn)品圖樣規(guī)定硬度(HRC)58.0~64.0的中上限。對失效軸承磨斷區(qū)高倍檢查顯微組織,裂紋源處和心部淬回火組織無差異,均符合標(biāo)準(zhǔn)要求。

        2.3 失效分析結(jié)論

        (1)裂紋源主要位于套圈內(nèi)徑油溝內(nèi)和油溝內(nèi)的油孔兩側(cè),該位置恰是內(nèi)圈結(jié)構(gòu)上易形成應(yīng)力集中的部位,裂紋源處未見原始冶金缺陷和加工缺陷,材質(zhì)和組織硬度均符合標(biāo)準(zhǔn)要求,因此,內(nèi)圈開裂可能與軸承承受到過大沖擊載荷及軸承自身結(jié)構(gòu)形成的應(yīng)力集中有關(guān)。

        (2)由于該型軸承是通用件,未考慮過大的沖擊載荷條件,所以該軸承內(nèi)圈硬度偏高,耐沖擊性能減弱,當(dāng)軸承受到較大沖擊載荷時,容易在結(jié)構(gòu)最薄弱的內(nèi)徑油溝或油孔處出現(xiàn)裂紋,裂紋不能及時發(fā)現(xiàn)情況下在沖擊載荷作用下最終導(dǎo)致內(nèi)圈碎裂。

        3 設(shè)計和制造工藝復(fù)查

        3.1 設(shè)計載荷復(fù)查

        該型飛機(jī)GE35S關(guān)節(jié)軸承安裝處在真實使用狀態(tài)下,最大的拉載荷達(dá)158kN,該沖擊載荷對軸承安裝的調(diào)節(jié)接頭和關(guān)節(jié)軸承的疲勞載荷影響最大。在158kN拉載荷作用下,接頭根部耳片過渡部位應(yīng)力最高。此時軸承上下面受壓載作用,由于內(nèi)圈不易變形基本上保持圓形,軸承外圈和接頭耳片受拉后變成橢圓,造成軸承內(nèi)外圈之間的游隙減小或消失,同時對內(nèi)圈施加壓縮載荷。

        進(jìn)一步理論分析表明,一方面由于受載過程中本身就會存在偏心,軸承內(nèi)圈總是單側(cè)應(yīng)力偏高,而且在內(nèi)圈削弱部位會產(chǎn)生應(yīng)力集中。外場軸承破損件也體現(xiàn)了這一特征(內(nèi)圈破裂總是傾向于一側(cè),并且基本上都和內(nèi)圈削弱部位相關(guān),見圖1)。另一方面軸承工作時需要轉(zhuǎn)動127°,由于軸承內(nèi)圈有削弱部位,在127°這個工作范圍內(nèi),內(nèi)圈削弱部位和油槽孔部位都會出現(xiàn)應(yīng)力集中,因此產(chǎn)生裂紋的部位也就是和這兩個高應(yīng)力部位相關(guān),對這兩個應(yīng)力集中區(qū)采取改進(jìn)措施也有利于提高軸承承載能力。

        3.2 制造工藝復(fù)查

        多年來GE35S關(guān)節(jié)軸承質(zhì)量不穩(wěn)定,存在個體差異,以往有的軸承在120飛行小時就出現(xiàn)多處穿透性裂紋,而大多數(shù)軸承在800飛行小時檢查時依然完好無損,部分關(guān)節(jié)軸承隨飛機(jī)一直在使用當(dāng)中又從未出現(xiàn)任何問題。通過對數(shù)件軸承的測量,發(fā)現(xiàn)內(nèi)圈潤滑用油孔與削弱部位的間距未按最大值來加工,有的油孔與削弱部位很近,容易引起應(yīng)力集中。內(nèi)圈球面上的油槽與削弱部位在加工時與球未做到同心,會導(dǎo)致兩側(cè)厚薄不均,也容易在薄的一側(cè)產(chǎn)生裂紋。制造裝配工藝檢查還發(fā)現(xiàn)存在不同批次軸承的內(nèi)圈硬度值偏差大,游隙大小不同的情況。這種不足可以通過對該關(guān)節(jié)軸承的生產(chǎn)細(xì)節(jié)進(jìn)行改進(jìn),包括降低硬度、提高表面加工質(zhì)量、減小游隙等措施落實來提高產(chǎn)品質(zhì)量。

        4 結(jié)束語

        通過軸承故障機(jī)理分析,可知原選用的關(guān)節(jié)軸承內(nèi)圈裂紋故障的原因為:軸承受力情況復(fù)雜,載荷偏大;軸承轉(zhuǎn)動角度偏大;結(jié)構(gòu)形式固有缺陷。而軸承硬度高、脆性大,抗沖擊性能差,軸承的這些結(jié)構(gòu)特點在載荷偏大以及可能會有沖擊載荷的情況下更容易出現(xiàn)裂紋并進(jìn)一步導(dǎo)致軸承內(nèi)圈碎裂。

        綜上所述,工程實際選用時像GE35S關(guān)節(jié)軸承這種帶安裝缺口的關(guān)節(jié)軸承不宜應(yīng)用于擺動角度過大且載荷偏大并伴有沖擊載荷的工作環(huán)境。擺動角度大,應(yīng)盡量選擇無裝球缺口的軸承,可能有沖擊載荷的工作環(huán)境,則應(yīng)不宜選擇硬度太高的材料。

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