羅慶洪, 趙振業(yè), 賀自強, 李志明

(中國航發(fā)北京航空材料研究院，北京 100095)

表層超硬化M50NiL鋼接觸疲勞失效機理

羅慶洪, 趙振業(yè), 賀自強, 李志明

(中國航發(fā)北京航空材料研究院，北京 100095)

應用表面輪廓儀、維氏硬度計、殘余應力X射線測定儀、光學顯微鏡、掃描電子顯微鏡(SEM)、滾動接觸疲勞試驗機等，對比研究表層超硬化M50NiL鋼和M50鋼制圓棒試樣的硬度梯度、殘余應力梯度以及組織結構，實測各自滾動接觸疲勞壽命，并對比分析失效過程，探討表層超硬化M50NiL鋼的疲勞失效機理。結果表明：表層超硬化M50NiL鋼失效機理回歸赫茲理論，為典型的接觸疲勞失效特征，接觸疲勞壽命大幅提高；高的表面硬度和表面殘余壓應力，良好的組織結構，能夠完全抑制表面起始裂紋的形成，是失效機理回歸赫茲理論的主要原因。

表層超硬化；M50NiL鋼；接觸疲勞；失效機理

M50NiL鋼是美國20世紀80年代研制的表層硬化型航空軸承齒輪用結構鋼，滲碳、滲氮性能優(yōu)良，可二次硬化；M50NiL鋼在M50鋼的基礎上降碳加鎳,大幅提高了斷裂韌度和淬透性，使用溫度達到300 ℃以上，具有良好的高溫硬度和沖擊韌性，綜合力學性能優(yōu)良，是目前國際通用的第二代航空軸承齒輪鋼，在美國、歐盟等得到了普遍的應用[1-2]。

表層超硬化是特指滲碳鋼在滲碳組織基礎上，再進行復合滲氮處理，表面硬度達到高硬的一種熱處理工藝。表層超硬化能極大地提高材料疲勞壽命。滲碳是為了提高材料的承載能力，減緩裂紋的擴展[3-4]，以抵抗更大的赫茲應力，進一步的滲氮能夠減小表面摩擦系數，同時進一步提高近表面赫茲應力承載能力，提高接觸疲勞性能。M50NiL鋼經過滲碳熱處理后，表面硬度可達60～64HRC，再經氮化處理，表面硬度高于70HRC，同時表層存在較高的殘余壓應力，整體性能達到超高強度，疲勞性能優(yōu)良。

航空發(fā)動機主軸承是航空發(fā)動機的重要構件之一，長期在超高速、腐蝕、高溫及其他惡劣工況下工作，因此很容易失效。滾動接觸疲勞是航空發(fā)動機主軸承的主要失效模式[5-7]。接觸疲勞失效具有低應力和無宏觀變形等特征，具有較大的危險性，失效機理復雜，影響因素繁多，在許多問題上仍未獲得明確認識。失效分析能夠有效反推失效過程、闡述失效機理[8-9]。目前，我國航空發(fā)動機主軸承的制造主要選用M50鋼；少量采用M50NiL鋼，但M50NiL鋼僅僅經過簡單的滲碳處理，沒有很好發(fā)掘其潛質，壽命很低，與國外差距較大。用表層超硬化M50NiL鋼替代M50鋼制造航空發(fā)動機主軸承是發(fā)展趨勢。表層超硬化M50NiL鋼的應用研究較少，特別是應用機理研究目前在國內是空白。本研究通過滾動接觸疲勞實驗，將表層超硬化M50NiL鋼制圓棒與M50鋼制圓棒的疲勞壽命進行比較，分析其長壽命的失效機理。

1 實驗材料及方法

M50NiL鋼為撫順特鋼生產，采用VIM+VAR雙真空熔煉，鍛軋開坯成材[2]，表層超硬化M50NiL鋼棒是經過優(yōu)化的滲碳、滲氮熱處理工藝處理后的M50NiL圓棒。對比材料M50鋼為進口材料。

金相浸蝕液為5 mL鹽酸+96 mL酒精+1 g苦味酸溶液，浸蝕完后用大量清水沖洗干凈并浸沒在無水酒精中超聲波清洗，取出用熱風吹干。殘余應力場采用電解剝層X射線法測定。滾道及剝落坑輪廓圖用表面輪廓儀測定。

表層超硬化M50NiL鋼制圓棒滾動接觸疲勞測試在滾動疲勞試驗機上完成，實驗載荷2500 N，轉速10000 r/min。圓棒試樣尺寸如圖1所示。

2 結果與分析

2.1實驗結果

圖2(a)為表層超硬化M50NiL鋼維氏硬度梯度曲線，滲層由內往外，鋼的硬度增加，在表面達到最高968HV，與M50鋼的硬度720HV相比提高了248HV。圖2(b)給出了表層超硬化M50NiL鋼的殘余應力場。最大值在亞表面，約為-370 MPa，隨深度增加而減小，表層超硬化滲氮工藝影響殘余應力深度約為0.85 mm，M50鋼表層則幾乎沒有殘余應力。圖2(c)為滲層的金相照片，表層為疊加于滲碳層上的滲氮層，即超硬化層，大約100 μm，滲碳層的深度遠大于滲氮層。

圖3(a)為M50NiL超硬化層光學顯微照片，超硬化層主要為隱晶馬氏體和細密分布的白點，為了定性分析這些白點，用掃描電鏡進一步放大截面試樣(圖3(b))，對圖3(b)中黑圓圈中白點進行能譜點掃描，結果如圖3(c)，碳的原子分數約為19%，氮的原子分數約為15%，考慮到點掃描的測量誤差，可確定白點為碳(氮)化物。M50NiL超硬化層碳(氮)化物分布較密，呈細粒狀，尺寸很小，且彌散分布。為了比較，圖3(d)給出了M50光學顯微照片，M50的碳化物粗大，呈聚集狀分布。

表1為滾動接觸疲勞實驗數據。從表1可以看出，表層超硬化M50NiL鋼疲勞壽命達到107循環(huán)周次以上，平均壽命是M50的4.6倍。

圖4為表層超硬化M50NiL鋼滾道和M50鋼滾道失效過程照片，圖4(a)～(c)為表層超硬化M50NiL不同周次滾道掃描電鏡照片，圖4(d)～(f)為M50NiL不同周次滾道掃描電鏡照片。由圖4可以看出，失效過程均為從早期的輕微犁溝磨損，到微剝落，最后出現主剝落坑。不同的是M50在104周次時即出現微剝落，106周次出現失效(失效判據為噪聲信號報警)，主剝落坑較小；而表層超硬化M50NiL則在106周次時才出現微剝落，107周次出現失效，主剝落坑較大。

圖5為分別實驗104周次，106周次和107周次未失效區(qū)域滾道輪廓圖。同周次比較，表層超硬化M50NiL鋼較M50鋼曲線光滑；無論是表層超硬化M50NiL鋼還是M50鋼，隨周次的增加，曲線起伏增大。值得指出的是表層超硬化M50NiL鋼106周次滾道比M50鋼104周次滾道輪廓曲線光滑，粗糙度低(對應粗糙度Ra分別為0.075 μm和0.261 μm)。表2為表層超硬化M50NiL鋼和M50鋼接觸疲勞試樣滾道深度對比數據。無論是表層超硬化M50NiL鋼還是M50鋼，隨著周次增加，滾道深度均增加。表層超硬化M50NiL鋼106周次滾道比M50鋼104周次滾道還要淺，表明其具有更好的耐磨性能。

表1 滾動接觸疲勞實驗數據Table 1 Test data of rolling contact fatigue

沿垂直滾動方向對表層超硬化M50NiL鋼接觸疲勞失效剝落坑(圖6(a))依次測量七條輪廓曲線L1～L7，如圖6(b)。由圖6(b)可以看到，剝落坑底部較平坦，調整該圖水平和垂直比例一致(見圖6(a)中插圖)，推測起始裂紋從坑的底部大致平行的向兩邊擴展，最后以幾乎垂直的角度(約68°角)延伸到表面。從圖6(a)還可獲得剝落坑的深度，同樣的方法測量出所有表層超硬化M50NiL鋼和M50鋼試樣剝落坑深度，結果如表3所示?？梢悦黠@看出，表層超硬化M50NiL剝落坑深度160.4 μm比M50的51.5 μm明顯深很多，表明裂紋萌生在表層中更深的部位。

圖7為M50鋼滾動接觸疲勞主剝落坑和滾道高倍表面形貌照片。由圖7可以看出，M50鋼接觸疲勞試樣主剝落坑大小為約0.2 mm×0.5 mm，深度較淺。失效滾道上有大量的微剝落，同時還能見到擴展到表面的大量小裂紋。

圖8為表層超硬化M50NiL鋼滾動接觸剝落坑和滾道高倍表面形貌照片，剝落坑大小約1.5 mm×0.9 mm(圖8(a))，坑底(即真空擴展區(qū))有反復擠壓痕跡，剪切唇(瞬斷區(qū))則為撕裂狀。由圖8(b)可以看出，滾道上沒有擴展到表面的小裂紋。

圖9為表層超硬化M50NiL鋼接觸疲勞失效剝落坑局部放大圖片，分別來自于圖8(a)中A，B，C處，均可見裂紋擴展期形成的疲勞條帶，為典型疲勞特征；疲勞條帶走向自坑內往外，表明裂紋起始于亞表面，向四周擴展。

2.2分析討論

材料的表面硬度可部分地反映材料塑性變形抗力和剪切強度。在一定的硬度范圍內,接觸疲勞抗力隨硬度的升高而升高。表面硬度提高，接觸疲勞壽命增強。良好的硬度場還可以提高承載能力，進一步提高接觸疲勞壽命。

表2 滾動接觸疲勞過程滾道深度Table 2 Raceway depth of rolling contact fatigue process

表3 滾動接觸疲勞失效試樣剝落坑深度Table 3 Depth of peeling pit on rolling contact fatigue failure specimen

高殘余壓應力可抵消部分外加載荷，明顯提高接觸疲勞壽命。

接觸疲勞失效中，大塊狀、粗粒狀碳(氮)化物容易引起局部應力集中，萌生裂紋，并沿碳(氮)化物晶界擴展，導致失效，因此，減小碳(氮)化物顆粒大小，增大其體積含量，并彌散分布，在不損失耐磨性的基礎上，提高接觸疲勞壽命。

相比較M50鋼來說，表層超硬化M50NiL鋼具有更高的表面硬度，更好的硬度場及殘余壓應力場，更細小、彌散的碳(氮)化物，理論上具有更高的接觸疲勞壽命，這從實驗結果得到了驗證。

赫茲接觸理論是彈性體接觸變形與應力計算的基礎和經典理論，是滾動接觸疲勞普遍認可的失效機理。赫茲接觸理論認為，接觸表面下最大動態(tài)剪切應力，即裂紋誘導應力[10-11]，是促使軸承疲勞失效的主要誘因，當該處的金屬塑性變形達到臨界狀態(tài)時，再增加塑性變形就有可能引起顯微裂紋，即裂紋首先在最大動態(tài)剪切應力處生成，連接并貫穿聚集，并沿阻力最小途徑擴展，最終與表面相連而形成剝落坑，使得構件失效。

赫茲接觸理論用來表述失效概率公式如下：

(1)

式中：S為疲勞失效概率；τ0為最大動態(tài)切應力；Z0為最大動態(tài)切應力所在深度；c，e，h為常數。式(1)表明，最大動態(tài)切應力值越小，最大動態(tài)切應力所在深度越深，接觸疲勞壽命越長。

按照赫茲接觸理論，所有接觸疲勞失效裂紋均起始于亞表面，裂紋起始深度即最大動態(tài)剪切應力的位置，主要與外加載荷有關；但主軸承失效統(tǒng)計發(fā)現，表面起始剝落多見，亞表面起始剝落少見。這是因為赫茲接觸理論是建立在以下四個假設基礎之上的：(1)材料是均質的；(2)接觸物體只產生彈性變形，并服從虎克(Hooke)定律；(3)負荷垂直于接觸表面，即接觸表面完全光滑，不計及接觸物體間的摩擦力；(4)接觸面的尺寸與接觸物體表面的曲率半徑相比是很小的。也就是說赫茲理論與表面粗糙度、表面硬化層、殘余應力場、材料純度、加工缺陷及潤滑等無關，是一個理想模型。

實際上，由于材料承載能力差、表面加工痕跡和亞表面夾雜等缺陷導致應力集中σ(拉應力)以及摩擦力F的存在(如圖10所示)，最大赫茲剪切應力位置更接近于表面甚至移到表面，降低滾動接觸疲勞壽命。通過優(yōu)化材料的組織結構、殘余應力場、表面硬度等，減小最大動態(tài)剪切應力值，提高最大動態(tài)切應力所在深度，使得接觸狀態(tài)更接近赫茲理論的理想狀態(tài)，疲勞裂紋起始于亞表面，進而提高接觸疲勞壽命。

經過以上研究表明，高的表面硬度和表面殘余壓應力，良好的組織結構，使得表層超硬化M50NiL鋼能夠完全抑制表面起始裂紋的形成，裂紋從亞表面起始，同時減小了最大動態(tài)剪切應力值，延長了裂紋起始壽命和擴展壽命，從而提高接觸疲勞壽命，失效機理回歸赫茲理論，這就是表層超硬化M50NiL鋼的接觸疲勞失效機理，也是制造長壽命主軸承的理論基礎。

3 結論

(1)表層超硬化M50NiL鋼106周次滾道比M50鋼104周次滾道還要淺，粗糙度也小，表明其具有更強的承載能力。

(2)表層超硬化M50NiL鋼失效機理回歸赫茲理論，為典型的接觸疲勞失效特征；接觸疲勞壽命大幅提高，達到107周次以上，平均壽命是M50的4.6倍。

(3)高的表面硬度和表面殘余壓應力，良好的組織結構，能夠完全抑制表面起始裂紋的形成，是失效機理回歸赫茲理論的主要原因；回歸赫茲理論是表層超硬化M50NiL鋼的接觸疲勞失效機理，也是制造長壽命主軸承的理論基礎。

[1] ROSADO L，JAIN V K，TRIVEDI H K．The effect of diamond-like carbon coatings on the rolling fatigue and wear of M50 steel[J]．Wear，1997，212(1)：1-6．

[2] 羅慶洪，李春志，婁艷芝，等．磨削工藝對滲碳M50NiL鋼表面變質層微觀結構和性能及疲勞性能影響[J]．金屬學報，2012，48(2)：194-198．

(LUO Q H，LI C Z，LOU Y Z，etal．Grinding process effect on surface modificative layer microstructure,property and fatigue behavior of carburized M50NiL steel[J]．Acta Metallurgica Sinica，2012，48(2)：194-198．)

[3] 江志華，李春志，張建國，等．13Cr4Mo4Ni4VA鋼復合硬化層的表征研究[J]．航空材料學報，2015，35(5)：7-12．

(JIANG Z H，LI C Z，ZHANG J G，etal．Characterization study of duplex-hardened 13Cr4Mo4Ni4VA steel[J]．Journal of Aeronautical Materials，2015，35(5)：7-12．)

[4] AVERBACH B L，LOU B，REARSON P K，etal．Fatigue crack propagation in carburized high alloy bearing steels[J]．Metallurgical Transactions A，1985，16(7)：1253-1265．

[5] 陶春虎，習年生，鐘培道．航空裝備失效典型案例分析[M]．北京：國防工業(yè)出版社，1998：55-58．

[6] 林左鳴．航空發(fā)動機失效典型案例分析與研究[M]．北京：國防工業(yè)出版社，2006：88-90．

[7] 李錦峰，趙紅平，施惠基，等．Cr4Mo4V鋼表面預制缺陷對滾動接觸疲勞性能的影響 [J]．航空材料學報，2005，25(6)：5-10．

(LI J F，ZHAO H P， SHI H J，etal．Effects of surface defects on the rolling contact fatigue behaviors of Cr4Mo4V steel[J]．Journal of Aeronautical Materials，2005，25(6)：5-10．)

[8] 胡海濤，李玉龍，索濤，等．2024鋁合金振動疲勞特性及斷口分析[J]．航空材料學報，2013，33(4)：78-83．

(HU H T，LI Y L，SUO T，etal．Vibration fatigue and fracture performance of aluminum alloy 2024[J]．Journal of Aeronautical Materials，2013，33(4)：78-83．)

[9] 蹇海根，姜鋒，鄭秀媛，等．航空用高強高韌鋁合金疲勞斷口特征的研究[J]．航空材料學報，2010，30(4)：97-102．

(JIAN H F，JIANG F，ZHENG X Y，etal．Study on fatigue fractography of high strength and toughness aluminum alloy for aviation[J]．Journal of Aeronautical Materials，2010，30(4)：97-102．)

[10] 鄢建輝，汪久根．滾動軸承疲勞壽命的影響因數[J]．軸承，2003，6：21-25．

(YAN J H，WANG J G．Influence factors on fatigue life of rolling bearing[J]．Bearing，2003，6：21-25．)

[11] ZHAO P，HADFIELD M，WANG Y，etal．Subsurface propagation of partial ring cracks under rolling contact：part I．experimental studies[J]．Wear，2006，261 (3/4)：390-397．

(責任編輯：徐永祥)

FailureMechanismofContactFatigueofSurfaceSuper-hardenedM50NiLSteel

LUO Qinghong, ZHAO Zhenye, HE Ziqiang, LI Zhiming

(AECC Beijing Institute of Aeronautical Materials,Beijing 100095,China)

Hardness gradient,residual stress gradient and the organization structure of surface super-hardened M50NiL steel roller and M50 steel roller were studied,the rolling contact fatigue life was measured,and the failure process was analyzed and compared by using surface profiler,Vickers hardness tester,X ray residual stress determinator,optical microscope,scanning electron microscope (SEM),rolling contact fatigue test machine and other equipment.The fatigue failure mechanism of surface super-hardened M50NiL steel was revealed.The results show that the fatigue failure mechanism of surface super-hardened M50Nil steel returns to the Hertz theory and shows typical contact fatigue characteristics.The high surface hardness,residual compressive stress and a good organization structure can completely inhibit the initiation of surface cracks;therefore,the failure mechanism is returned to the Hertz theory.

surface super-hardened ；M50NiL steel；contact fatigue；failure mechanism

10.11868/j.issn.1005-5053.2017.000108

TG111.8;TG115.21

A

1005-5053(2017)06-0034-07

2017-06-30；

2017-09-26

973項目資助

羅慶洪(1974—)，男，博士，高級工程師，研究方向為齒輪軸承鋼及抗疲勞制造，(E-mail) qhluo@sina.cn。