石 峰，黃立新

(1.海軍裝備部，湖南 長沙 410004；2.中航飛機起落架有限責任公司，湖南 長沙 410203)

超音速火焰噴涂(HVOF)是利用液體或氣體燃料在高壓氧氣或空氣中燃燒產(chǎn)生的高溫和高壓，融化金屬或金屬粉末并將其噴射附著于基體表面形成保護涂層的工藝。由于火焰噴射涂層附著力強，具有良好的耐磨和耐蝕性能，目前廣泛應用于機械設備及其零部件的表面和接觸面防護[1-3]。

某飛機起落架由緩沖器、搖臂組件和機輪等組成，其緩沖器具有吸收著陸能量、控制著陸載荷、提供適當?shù)膭偠燃白枘岱乐箼C體發(fā)生共振等功能，緩沖器活塞桿表面采用WC-10Co超音速火焰噴涂處理，以增強桿體耐磨耐腐蝕性。根據(jù)緩沖器承載要求，緩沖器支撐套與活塞桿間采用外部活動Ⅱ型密封，起落架工作時，活塞桿與外筒發(fā)生相對運動，兩道密封環(huán)起密封和導向作用(見圖1)。

圖1 緩沖器結(jié)構(gòu)圖

1 第1次漏油故障

1.1 故障現(xiàn)象

根據(jù)設計要求，該起落架應在試驗臺上完成累計15 000次疲勞試驗。試驗進行到8 000余次時，緩沖器支撐套與外筒之間出現(xiàn)滲油。經(jīng)分解檢查發(fā)現(xiàn)，安裝在支撐套內(nèi)起密封和導向作用的2個O型密封圈均發(fā)生扭轉(zhuǎn)斷裂(見圖2)，造成支撐套與活塞桿之間密封失效，內(nèi)部油液呈黑紅色，且含有較多密封圈膠的顆粒粉末，其余零件未現(xiàn)損傷。

a) 分解后支撐套 b) 分解后O型密封圈

1.2 故障分析

進一步分解緩沖器各零部件，對活塞桿、支撐套、外筒的結(jié)構(gòu)尺寸、幾何公差以及密封圈的物理特性進行復查，復查結(jié)果見表1，均符合要求。

表1 專項檢查結(jié)果

在航空標準中，沒有對表面為超音速火焰噴涂層的粗糙度提出要求，通過故障現(xiàn)象以及查閱相關技術資料進行分析，認為活塞桿外表面火焰噴涂層表面粗糙度Ra0.4 μm偏大，且由于超音速火焰噴涂層表面致密，不能形成類似鍍鉻層的微觀網(wǎng)狀結(jié)構(gòu)儲油[4-5]，因此無法在活塞桿與密封圈的接觸面形成油膜層，是造成本次密封圈磨損、扭轉(zhuǎn)斷裂以致密封失效漏油的主要原因。

1.3 采取措施

基于上述分析，為減小密封圈與活塞桿外表面的摩擦力，對耐久落震試驗件進行優(yōu)化：1)將活塞桿表面超音速火焰噴涂層粗糙度由Ra0.4 μm優(yōu)化為Ra0.1 μm；2)增加可注入潤滑脂的注油嘴并改進支撐環(huán)。

2 第2次漏油故障

2.1 故障現(xiàn)象

起落架裝配并試驗合格后，再次安裝到試驗臺開展試驗，當試驗進行到3 000余次時，緩沖器支撐套與外筒間又出現(xiàn)漏油。再次分解檢查發(fā)現(xiàn)，安裝在支撐套中的2個O型密封圈再次發(fā)生扭轉(zhuǎn)斷裂，出現(xiàn)漏油(見圖3)，其余零件未見損傷。

a) 分解后支撐套 b) 分解后O型密封圈

2.2 原因分析

由于前次漏油故障中對緩沖器密封結(jié)構(gòu)進行了調(diào)整優(yōu)化，本次重點從主要零件結(jié)構(gòu)尺寸、O型密封圈性能符合性和密封結(jié)構(gòu)合理性等方面，對可能造成密封圈扭轉(zhuǎn)斷裂的原因進行分析，并擴大尺寸檢查范圍。對活塞桿、支撐套、外筒的結(jié)構(gòu)尺寸、幾何公差以及密封圈的物理特性進行檢查，均符合要求。

在模擬起落架工作的疲勞試驗中，由于機輪對緩沖器活塞桿產(chǎn)生一定的偏轉(zhuǎn)力矩[6]，且PTFE材料的支撐環(huán)硬度偏低，目前支撐套內(nèi)孔與活塞桿之間配合間隙0.05～0.40 mm的要求(實測為0.26～0.29 mm)上偏差大，可能造成O型密封圈被擠入活塞桿與支撐套間的縫隙而導致扭轉(zhuǎn)斷裂(見圖4)。第1次故障時采取的減小活塞桿表面火焰噴涂層粗糙度，有利于減小活塞桿與密封圈之間的摩擦力，但由于密封圈壓縮率偏大，內(nèi)側(cè)密封圈與活塞桿火焰噴涂層結(jié)合緊密，相對運動時刮油能力強，加之火焰噴涂層存油能力弱，導致外側(cè)密封圈與活塞桿之間幾無潤滑，易造成外側(cè)密封圈首先發(fā)生扭轉(zhuǎn)斷裂。外側(cè)密封圈斷裂后，緩沖器活塞桿與外筒間平衡被破壞，抗偏載能力下降，內(nèi)側(cè)密封圈工作環(huán)境惡化，繼而導致斷裂。從前2次故障密封圈斷裂情況也印證了這一分析：外側(cè)密封圈往往碎裂成多段，內(nèi)側(cè)密封圈較為完整。根據(jù)航空標準，當要求小摩擦力的活動密封，且用多個并排密封圈進行密封時，允許減少壓縮率[7-8]。

圖4 O型密封圈被擠入縫隙示意圖

2.3 采取措施

基于上述分析，對起落架進行如下優(yōu)化。

1)減小支撐套內(nèi)孔直徑0.2 mm，降低支撐套與活塞桿之間間隙。

2)外側(cè)密封圈支撐套溝槽直徑增大0.1 mm，使外側(cè)密封圈壓縮率由20.4%降為19.2%。

3)在支撐套內(nèi)、外2個密封溝槽間增設4個存油槽，增強潤滑。

4)因注油嘴改善潤滑作用不明顯，取消注油嘴系統(tǒng)。

3 第3次漏油故障

3.1 故障現(xiàn)象

起落架復裝后，繼續(xù)開展疲勞試驗，當試驗進行到11 000余次時，漏油再次出現(xiàn)。經(jīng)分解檢查，發(fā)現(xiàn)支撐套內(nèi)O型密封圈再次出現(xiàn)扭斷(見圖5)，與前2次相比，本次密封圈損壞較輕，未出現(xiàn)斷裂成多段的現(xiàn)象。

圖5 第3次漏油故障密封圈

3.2 原因分析

針對緩沖器3次發(fā)生O型密封圈扭斷而導致的密封失效和漏油問題，對比分析其他采用HOVF密封設計起落架和同類型密封結(jié)構(gòu)，由于3次漏油故障對密封圈物理性能的復查均合格，認為所使用的標準O型密封圈膠料物理性能不能滿足使用要求。密封圈與火焰噴涂層摩擦力偏大問題有所緩解，但仍存在，需進一步降低密封圈壓縮量，減小摩擦力[9]。

對緩沖器裝配過程進行排查，由于結(jié)構(gòu)和強度原因，活塞桿圓柱與耳片過渡處無法加工成大角度倒角圓錐面，只能加工成R2圓棱，在安裝支撐套時，支撐套內(nèi)的O型密封圈應經(jīng)過R2圓棱，若無導向工裝輔助O型密封圈平順滑過R2圓棱，O型密封圈可能發(fā)生初始扭轉(zhuǎn)或損傷(見圖6)。

圖6 支撐套與活塞桿配合安裝示意圖

綜合分析，導致密封圈再次斷裂的原因主要有3個：一是密封圈與活塞桿火焰噴涂表面摩擦力仍較大；二是使用標準性能的密封圈難以滿足載荷要求；三是裝配過程中可能使密封圈產(chǎn)生初始扭轉(zhuǎn)或損傷，惡劣的工作環(huán)境使損傷快速擴大。

3.3 采取措施

基于上述分析，對起落架緩沖器再次進行改進，進一步降低O型密封圈壓縮率并提高密封圈物理特性，增加裝配導向工裝，具體如下。

1)增大內(nèi)、外側(cè)密封圈支撐套溝槽直徑，降低密封圈壓縮量，外側(cè)密封圈壓縮量由19.2%降低為13.6%，內(nèi)側(cè)密封圈壓縮量由20.4%降低為18.1%。

2)支撐環(huán)厚度增加0.5 mm，提高其硬度。

3)更換航標O型密封圈為高特性密封圈，使抗拉強度不小于15 MPa，扯斷伸長率不低于180%，邵氏硬度為(77±5) HA。

4)優(yōu)化裝配工藝，增加支撐套安裝導向工裝，降低O型密封圈在通過R2圓棱時發(fā)生扭轉(zhuǎn)或損傷的可能。

復裝后在試驗臺架上重新試驗，試驗順利完成，未出現(xiàn)漏油問題，故障排除。

4 結(jié)語

由于超音速火焰噴涂在國內(nèi)起落架設計制造中應用較少，相關數(shù)據(jù)積累不足，通過對本次故障的分析與解決，積累了超音速火焰噴涂工藝應用經(jīng)驗[10-11]：相關標準中有各類型密封方式密封圈壓縮量參考值，但當出現(xiàn)類似超音速火焰噴涂等新表面處理工藝導致條件變化時，需要充分考慮其帶來的影響，在參考值的基礎上適當調(diào)整實際值；由于超音速火焰噴涂層無類似鍍鉻層的微觀網(wǎng)狀結(jié)構(gòu)，存油能力弱，使得涂層密封運動面潤滑條件差，摩擦力增大，當密封能力不足時，提高密封材料性能是可行的方法；密封活動結(jié)構(gòu)O型密封圈對初始安裝損傷或扭轉(zhuǎn)較為敏感，在安裝中應采取措施防止損傷和扭轉(zhuǎn)。