徐瑞，張昊，李建偉

(1.中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2.陸裝航空軍事代表局駐景德鎮(zhèn)地區(qū)航空軍事代表室，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

1 概述

旋翼阻尼器是直升機旋翼系統(tǒng)的關(guān)鍵零部件，其主要功能是為旋翼槳葉的擺振提供阻尼，保證直升機有足夠的穩(wěn)定性裕度，從而防止地面共振。旋翼阻尼器安裝位置如圖 1所示，螺栓通過擰緊力矩將桿端關(guān)節(jié)軸承內(nèi)圈固定于中央件耳片之間。桿端關(guān)節(jié)軸承內(nèi)、外圈在阻尼器載荷的作用下，通過相對轉(zhuǎn)動來實現(xiàn)阻尼器隨支臂的運動。

1—中央件耳片；2—阻尼器安裝螺栓；3—阻尼器桿端關(guān)節(jié)軸承；4—阻尼器；5—支臂；6—安裝螺母；7—中央件。

阻尼器桿端關(guān)節(jié)軸承(圖 2)是直升機旋翼系統(tǒng)的關(guān)鍵連接件，承受x方向的載荷，并在載荷作用下繞x，y，z方向擺動。

圖2 阻尼器桿端關(guān)節(jié)軸承結(jié)構(gòu)示意圖

桿端關(guān)節(jié)軸承具有內(nèi)、外圈軸向間隙小,摩擦小,噪聲低等特點[6]，使用工況復(fù)雜且技術(shù)要求高[1]，保證其安全性至關(guān)重要[2-5]。

2 失效關(guān)節(jié)軸承概況

2.1 外觀形貌

某型阻尼器桿端關(guān)節(jié)軸承要求耐久性試驗1 000 h，且內(nèi)、外圈軸向間隙不大于0.25 mm，但實際飛行過程中發(fā)現(xiàn)間隙超標(biāo)，故障軸承材料驗收及熱處理情況見表1。拆解后軸承如圖3所示，外圈內(nèi)表面襯墊多為非對稱磨損，磨痕呈半圓弧狀，說明在旋翼轉(zhuǎn)動過程中阻尼器需要承受沿阻尼器桿端關(guān)節(jié)軸承桿體的拉壓載荷，特殊情況也可能承受z方向的載荷，并繞x，y，z軸小幅擺動。

表1 故障軸承材料驗收及熱處理情況

(a)內(nèi)圈

2.2 失效機理

桿端關(guān)節(jié)軸承由內(nèi)圈、外圈以及粘接在外圈內(nèi)表面的自潤滑襯墊組成。襯墊結(jié)構(gòu)致密，一般由PTEE纖維、玻璃纖維等通過特殊方式編織，并在酚醛樹脂、環(huán)氧樹脂、氰丙烯酸酯等樹脂中浸漬形成。PTEE纖維摩擦因數(shù)低，起潤滑作用，樹脂作為基體材料既起粘接作用又具有抵抗熱變形的能力。

在受載過程中，外圈襯墊與內(nèi)圈的接觸面上會形成一層能夠降低面內(nèi)剪切應(yīng)力的PTEE轉(zhuǎn)移膜，該膜可以明顯降低內(nèi)、外圈的摩擦因數(shù)。隨使用時間的累積或載荷工況的惡化，PTEE轉(zhuǎn)移膜會被擠向兩邊[7]，內(nèi)、外圈之間的摩擦因數(shù)增大，軸承緩慢磨損。PTEE自潤滑層的消耗會加劇軸承磨損，最終導(dǎo)致桿端關(guān)節(jié)軸承內(nèi)、外圈軸向間隙超標(biāo)。

3 失效原因分析

3.1 試驗工況

軸承通過的試驗項目包括空載啟動力矩檢查，密合度檢驗，軸、徑向靜載荷試驗，耐久性試驗，高、低溫試驗，淋雨試驗，濕熱試驗，鹽霧試驗，沙塵試驗。耐久性試驗受試驗機技術(shù)限制，無法進(jìn)行全譜試驗，簡化了載荷譜(表2)，利用簡化載荷譜進(jìn)行耐久性試驗是工程中常用的處理方法,實際使用情況說明實際載荷譜比簡化載荷譜更惡劣，簡化載荷譜需進(jìn)一步改進(jìn)。

表2 桿端關(guān)節(jié)軸承簡化載荷譜

3.2 襯墊

阻尼器桿端關(guān)節(jié)軸承研制階段及試驗階段使用進(jìn)口JC-01襯墊(材料為玻璃纖維+PTFE纖維)，但由于其不符合保障要求，改為國產(chǎn)C-01襯墊(材料為NOMEX纖維+PTFE纖維)，JC-01，C-01襯墊的平均使用壽命分別為600～900 h，187～220 h，說明襯墊差異也可能會導(dǎo)致內(nèi)、外圈軸向間隙超標(biāo)。

3.3 軸承精度

桿端關(guān)節(jié)軸承精度、力矩均勻性等指標(biāo)會影響軸承內(nèi)、外圈的摩擦狀態(tài)，從而影響其使用壽命。表面質(zhì)量較差會使軸承摩擦因數(shù)偏大，回轉(zhuǎn)力矩太大會使內(nèi)、外圈之間的作用力偏大，加劇軸承磨損，進(jìn)而導(dǎo)致軸向間隙超標(biāo)。

經(jīng)檢查：在制品嚴(yán)格按管理程序要求，庫帳、卡、物一致；生產(chǎn)過程中嚴(yán)格執(zhí)行批次管理，詳細(xì)記錄投料數(shù)量和加工記錄，且對每道工序的產(chǎn)品實行首檢、巡檢、完工檢等，整個生產(chǎn)過程零件均處于受控狀態(tài)。在出廠驗收時，軸承成品尺寸精度(內(nèi)圈內(nèi)徑、內(nèi)圈寬度、桿端長度、桿端寬度、桿端球頭球徑等)、重量、密合度、粘結(jié)完善性和啟動力矩均滿足要求。盡管如此，從結(jié)構(gòu)設(shè)計的角度出發(fā)，在加工能力允許的范圍內(nèi)，提高軸承的加工精度，可以提升桿端關(guān)節(jié)軸承內(nèi)、外圈的耐磨損性能。

4 改進(jìn)的耐久性試驗載荷譜

4.1 載荷譜改進(jìn)

在直升機復(fù)雜氣動環(huán)境下偶爾會產(chǎn)生z方向的載荷，因遠(yuǎn)小于x方向的載荷，可忽略不計。試驗機無法實現(xiàn)軸承3個方向的擺動，根據(jù)軸承內(nèi)、外圈偏磨的特點，在改進(jìn)載荷譜中增加繞x軸的擺動，并使用全載荷譜(通過在直升機上布置載荷傳感器測得)，見表3，表中：靜載荷為恒定的靜態(tài)載荷；動載荷為正弦函數(shù)載荷，表中數(shù)值為正弦載荷幅值；靜位移度為繞某軸恒定存在的擺動幅度；動位移度為正弦函數(shù)的位移函數(shù)，表中的數(shù)值為正弦位移度幅值。整體載荷為動載荷與靜載荷的疊加。

表3 桿端關(guān)節(jié)軸承改進(jìn)載荷譜

4.2 載荷譜驗證

為驗證改進(jìn)載荷譜的正確性，基于赫茲接觸理論建立軸承有限元模型進(jìn)行分析，建模時忽略內(nèi)外圈倒角、軸承游隙，定義軸承內(nèi)、外圈為剛-柔接觸，軸承應(yīng)力分布云圖如圖 4所示：在內(nèi)圈兩端與外圈的接觸區(qū)域等效應(yīng)力較大，與實際磨損位置一致，說明了改進(jìn)的載荷譜更接近實際工況。改進(jìn)載荷譜的載荷及擺動幅度均有所增加，以彌補擺動方向和頻率變化的影響，獲得更接近實際工況的改進(jìn)載荷譜。

圖4 全譜載荷下桿端關(guān)節(jié)軸承應(yīng)力云圖

試驗機結(jié)構(gòu)如圖5所示，試驗機以變頻電動機作為動力輸入，通過2個皮帶輪將動力傳輸給2個方向的擺動機構(gòu)，通過電動缸、拉壓傳感器施加載荷，實現(xiàn)桿端軸承在交變載荷作用下繞x，z軸的雙向擺動。試驗臺采用工控計算機控制，可任意設(shè)定試驗參數(shù)。屏幕顯示擺動幅值、擺動頻率、交變載荷、循環(huán)次數(shù)、磨損量、溫度等。

1—拉壓傳感器；2—試驗軸承；3—變頻電動機；4,6—皮帶輪；5—擺動機構(gòu)；7—電動缸。

將改進(jìn)的載荷譜轉(zhuǎn)化為試驗載荷[9]：1)x方向的最大載荷為50 kN;2)繞x，z軸的擺動頻率為20 Hz；3)繞x，z軸的最大擺動幅度分別為25°，20°。

加載方式：在x方向先施加靜載荷，在靜載荷基礎(chǔ)上，以正弦波方式施加拉壓動載荷。

擺動方式：沿x或z軸均先擺動一定靜位移度(最大為±15°)，在靜位移度基礎(chǔ)上，以正弦波方式施加相應(yīng)的動位移度(最大為±10°)，施加時間比例見表3。

選取2套關(guān)節(jié)軸承試驗，試驗時間分別為100，300 h，試驗結(jié)束后內(nèi)、外圈軸向間隙分別為0.240，0.525 mm。100 h試驗后軸向間隙已接近臨界值，300 h試驗后軸向間隙已超標(biāo)，而實際使用時200 h左右才接近臨界值，說明改進(jìn)的載荷譜更為苛刻，可采用改進(jìn)的載荷譜替代該類軸承的復(fù)雜使用工況。

5 改進(jìn)措施及試驗驗證

5.1 改進(jìn)措施

1)對襯墊織物進(jìn)行界面處理，以提高襯墊織物對樹脂的浸潤性，同時對界面處理過的織物在浸漬樹脂前采取壓擠工藝，增加纖維與樹脂的密合度，使織物與樹脂形成完整的復(fù)合材料，增加襯墊的抗剪切能力，達(dá)到抗磨效果，改進(jìn)后的襯墊型號為C-01A。

2)改變軸承內(nèi)圈外球面(磨損部位)表面處理工藝是提高軸承耐磨損性能的有效途徑,根據(jù)經(jīng)驗將內(nèi)圈外球面(圖6)由鍍硬鉻改為鍍陶瓷(Al2O3)。

圖6 內(nèi)圈外球面鍍陶瓷位置示意圖

3)提高外圈內(nèi)孔、桿體內(nèi)孔、內(nèi)圈球面加工精度，改進(jìn)前、后精度對比見表4：外圈內(nèi)孔精度提高為后續(xù)粘貼襯墊和擠壓工序提供良好的表面質(zhì)量，更好實現(xiàn)內(nèi)、外圈的貼合；桿體內(nèi)孔和內(nèi)圈球面精度提高使軸承裝配力矩更均勻，避免出現(xiàn)擺動卡點。

表4 改進(jìn)前、后各零件加工精度對比

5.2 試驗驗證

對改進(jìn)后的軸承進(jìn)行了外觀、尺寸檢查，空載啟動力矩試驗，重量、密合度測試，襯墊剝離強度試驗，粘接完整性試驗，軸、徑向靜載荷試驗，耐久性試驗等一系列試驗，均滿足要求。耐久性試驗結(jié)果見表5，改進(jìn)后的阻尼器桿端關(guān)節(jié)軸承壽命提高，內(nèi)、外圈軸向間隙超標(biāo)問題得到了有效解決。

表5 改進(jìn)前、后桿端關(guān)節(jié)軸承耐久性試驗結(jié)果對比

6 結(jié)束語

針對某阻尼器桿端關(guān)節(jié)軸承內(nèi)、外圈軸向間隙超標(biāo)的問題，分析了其原因，并提出了相應(yīng)的改進(jìn)措施。改進(jìn)后的軸承性能顯著提升，為直升機旋翼系統(tǒng)阻尼器桿端關(guān)節(jié)軸承的設(shè)計和應(yīng)用提供了參考。