馮成慧，王斌團(tuán)，王乾平，馮軍，楊霍燕

(中國航空工業(yè)集團(tuán)公司 第一飛機(jī)設(shè)計研究院，西安 710089)

航空滾輪滾針軸承屬于滾針軸承的一種，符合AS 39901標(biāo)準(zhǔn)，在民機(jī)襟翼和縫翼等部件中當(dāng)作滾輪使用[1]。與一般滾針軸承的區(qū)別是其內(nèi)圈固定在滑輪架上，外圈在滑軌上滾動，為滑輪架在滑軌上滑動提供滾動支承。

滾輪滾針軸承在使用過程中會發(fā)生剝落、零件損壞，使之不能正常運(yùn)轉(zhuǎn)(抱死)，產(chǎn)生嚴(yán)重失效，導(dǎo)致襟翼和縫翼卡阻，進(jìn)而影響飛機(jī)的安全與飛行任務(wù)[2-3]。

現(xiàn)以典型航空滾輪滾針軸承作為試樣，開展模擬工況的壽命試驗與壽命估算，并將試驗壽命與理論壽命進(jìn)行對比。

1 試驗

1.1 試樣

選用SAE-AS21438-114航空滾輪滾針軸承作為試樣，其結(jié)構(gòu)如圖1所示。尺寸為φ22.228 mm×φ50.8 mm×28.575 mm，套圈材料為MIL-S-7493或MIL-S-8690。

圖1 試樣剖面圖Fig.1 Section of sample

軸承熱處理、表面處理要求見表1，承載能力見表2。其中CTR(作為滾輪時的承載能力)為軸承L10=20 000 r時的載荷；LLR(額定限制載荷)為在軸承功能沒有損傷之前可以施加在軸承上的最大徑向載荷；ULR(額定極限載荷)不小于1.5LLR。

表1 滾輪軸承熱處理要求Tab.1 Heat treatment requirements for track roller bearing

表2 滾輪軸承承載能力Tab.2 Load capacity of track roller bearing kN

1.2 試驗設(shè)備

試驗在改裝的ABLT-6A試驗機(jī)上進(jìn)行，其原理圖如圖2所示。試驗中模擬襟翼和縫翼中滾輪的安裝和使用工況，滾輪與滑軌對滾(由圖中試驗圓盤模擬)，表面硬度大于58 HRC。軸承內(nèi)圈與支承軸采用小間隙配合，具體配合公差見表3。

1—陪試圓盤；2—試驗軸承；3—滑動導(dǎo)軌；4—機(jī)架；5—加載油缸；6—驅(qū)動電動機(jī)；7—液壓加載供油系統(tǒng)圖2 試驗機(jī)原理圖Fig.2 Schematic diagram of tester

表3 滾輪軸承的配合Tab.3 Fit of track roller bearing mm

1.3 試驗方法

試驗工況見表4，采用5級徑向載荷，每級載荷的試樣數(shù)量為10套(65 kN級載荷過大，試驗中出現(xiàn)軸承飛出的情況，為安全起見只做了7套試樣)。

表4 試驗工況Tab.4 Operating condition of test

試驗中用MP-DX No.2耐壓潤滑脂間隔潤滑軸承與陪試圓盤的接觸面，定期測試軸承的啟動力矩[3]和外圈的徑向磨損量[4]。試驗一直持續(xù)到軸承發(fā)生滾動接觸疲勞失效、卡滯及擋圈脫落及其他失效判據(jù)[5]7為止。

測量啟動力矩主要是考慮到在襟翼和縫翼應(yīng)用工況中，大部分滾輪滾針軸承啟動力矩的增大和積累會導(dǎo)致操縱力矩增大。測量外圈徑向磨損量主要是考慮到磨損會導(dǎo)致滾輪和滑軌之間的間隙增大，進(jìn)而增加滑軌和滾輪卡滯故障的發(fā)生概率。

2 航空滾輪滾針軸承壽命估算

滾輪滾針軸承的壽命估算公式為[6]68

(1)

式中：L10為可靠度是90%的理論估算壽命；Pi為大于CTR的載荷；pi為小于CTR的載荷；Ti為Pi工作時間百分比；ti為pi工作時間百分比；n為載荷段數(shù)。

對(1)式的計算結(jié)果進(jìn)行修正為[7]18

Lnm=a1aISOL10，

(2)

式中：a1為可靠度壽命修正系數(shù)，(1)式的計算結(jié)果為90%可靠度，取a1=1；aISO為系統(tǒng)方法的壽命修正系數(shù)，考慮潤滑、污染、安裝等因素，即

(3)

式中：eC為污染系數(shù)；Cu為軸承的疲勞載荷極限；P為試驗載荷；k為可用黏度比。

考慮到實(shí)驗室環(huán)境，取污染系數(shù)eC=1[8]。由于軸承的速度較低，按文獻(xiàn)[8]采用油膜參數(shù)計算出k大于4，按文獻(xiàn)[7]22的要求，若k大于4，則取k=4。根據(jù)試驗軸承的尺寸范圍，Cu=C0/8.2，其中C0為基本額定靜載荷。對于本試驗軸承，C0就是表2中的LLR，即85.85 kN，所以Cu=10.5 kN。

壽命預(yù)測和修正結(jié)果見表5。

表5 理論估算壽命Tab.5 Theoretically estimated life

3 結(jié)果與分析

3.1 壽命試驗數(shù)據(jù)

軸承理論估算壽命與試驗壽命對比如圖3所示。由圖可知，在所有載荷作用下，試驗壽命均高于理論估算壽命。在CTR附近的2級載荷(65，55 kN)，預(yù)測結(jié)果與試驗結(jié)果非常吻合。但隨著載荷的減小，試驗壽命與理論估算結(jié)果相對誤差較大。GB/T 6391—2010規(guī)定壽命預(yù)測公式不包括腐蝕對軸承壽命的影響，試驗中沒有考慮腐蝕環(huán)境，也就是說試驗與理論預(yù)測的前提條件大致相同。本文認(rèn)為出現(xiàn)這種差異是正常的，標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范是軸承要滿足的最低要求，不同廠家由于制造技術(shù)的差異，生產(chǎn)的產(chǎn)品也有一定的差異性，但都必須滿足標(biāo)準(zhǔn)的要求。用戶在選用具體生產(chǎn)廠家的軸承時可以將理論估算作為參考，以壽命試驗與理論計算相結(jié)合的方式進(jìn)行軸承選用和壽命估算。

圖3 理論估算壽命與試驗壽命對比Fig.3 Comparison between theoretically estimated life and test life

將試驗數(shù)據(jù)擬合成90%可靠度的壽命，見表6。

表6 試驗結(jié)果Tab.6 Test results

試驗壽命的變異系數(shù)(即方差除以平均值，代表數(shù)據(jù)的分散程度)見表7。由表可知，滾輪滾針軸承的試驗壽命變異系數(shù)大，即分散性較大，最小為0.33，最大為0.79。

表7 每級載荷下軸承試驗壽命變異系數(shù)Tab.7 Variation coefficient of bearing test life under each level of load

根據(jù)5級載荷試驗數(shù)據(jù)擬合的P-N曲線如圖4所示，擬合的10%，40%，70%，90%，99.99%可靠度的P-S-N曲線如圖5所示。P-N曲線和P-S-N都符合經(jīng)典規(guī)律[5]10。

圖4 擬合出的P-N(失效率-壽命)曲線Fig.4 Fitted P-N (failure probability-life) curve

圖5 P-S-N(可靠度-載荷-壽命)曲線Fig.5 P-S-N (reliability-loads-life) curve

3.2 主要失效模式

試驗條件下，滾輪軸承的失效模式見表8。由表可知，滾道剝落及密封圈脫落是主要失效模式，也有少量卡死、外圈碎裂、外圈表面剝落、內(nèi)圈碎裂、擋圈碎裂、端蓋裂紋等失效模式。其中外圈表面剝落是外圈旋轉(zhuǎn)的滾針軸承特有的失效模式。

表8 失效模式統(tǒng)計Tab.8 Statistics of failure modes

3.3 典型失效模式照片

試驗中軸承發(fā)生的典型失效照片如圖6所示，滾道剝落、滾針剝落斷裂等都是經(jīng)典的軸承滾動接觸疲勞失效模式。

圖6 航空滾輪軸承典型失效模式照片F(xiàn)ig.6 Photos of typical failure modes of track roller bearing for aerospace

3.4 典型失效模式電鏡圖

滾輪軸承外表面壓痕SEM圖如圖7所示。由圖可知，外徑表面有一定規(guī)則的三角形痕跡，在試驗運(yùn)轉(zhuǎn)過程中，外徑表面受到較大的切應(yīng)力，導(dǎo)致晶界薄弱區(qū)最先發(fā)生塑性屈服，從而在其局部表面發(fā)生塑性變形，并有疲勞層剝落現(xiàn)象。

圖7 外圈外徑表面較深壓痕區(qū)域SEM圖Fig.7 SEM diagram of deeper indentation area on outer diameter surface of outer ring

滾針疲勞斷裂SEM圖如圖8所示，圖中：a為最早的裂紋源，b為裂紋源，c為裂紋擴(kuò)散區(qū)，d為瞬斷區(qū)。瞬斷區(qū)有一定的磨損，說明斷裂后試驗仍然運(yùn)行了一段時間。

圖8 典型滾針斷裂區(qū)域SEM圖Fig.8 SEM diagram of typical fracture area on needle roller

內(nèi)圈滾道剝落區(qū)域SEM圖如圖9所示，圖中：a為裂紋源，b為裂紋擴(kuò)展區(qū)，c為瞬斷區(qū)。由圖可知，剝落發(fā)生在硬化層與基體的結(jié)合部。裂紋源靠近基體，開裂方式是從基體向表面開裂的，說明最先開裂是從硬化層和基體的結(jié)合處，屬于硬化層剝落。

圖9 典型內(nèi)圈滾道剝落區(qū)域SEM圖Fig.9 SEM diagram of typical spalling area on inner ring raceway

3.5 外圈磨損量

30 kN載荷下外圈磨損量如圖10所示。由圖可知，外圈磨損量與試驗累計運(yùn)行轉(zhuǎn)數(shù)呈強(qiáng)線性相關(guān)。外圈最大磨損量能達(dá)到50 μm，磨損嚴(yán)重，會引起機(jī)構(gòu)間隙變大，不能忽視。

圖10 外圈磨損量Fig.10 Wear loss of outer ring

4 結(jié)束語

針對典型的航空滾輪滾針軸承進(jìn)行了壽命試驗和壽命估算，發(fā)現(xiàn)試驗載荷在CTR附近時，試驗壽命與理論壽命結(jié)果非常吻合；試驗載荷在50%CTR左右時，試驗壽命高于理論壽命，且二者誤差較大。航空滾輪軸承在壽命試驗中出現(xiàn)了少量的卡死，該失效模式會引起襟縫翼機(jī)構(gòu)卡死，設(shè)計人員應(yīng)對此予以關(guān)注。對于滾輪滾針軸承特有的外圈旋轉(zhuǎn)工況引起的外圈磨損失效模式，在滾輪滾針軸承應(yīng)用中要予以考慮。