程 承,洪 彬,張 偲,王 磊

(陸裝駐景德鎮(zhèn)地區(qū)航空軍代室,江西 景德鎮(zhèn) 333002)

0 引言

目前飛機主要是通過差動剎車、非對稱推力或操縱前輪轉(zhuǎn)彎機構(gòu)實現(xiàn)轉(zhuǎn)彎[1-2]。自動回中機構(gòu)能夠使尾輪具備很好的離地后回中能力[3-4]。

在某次對直升機進行定檢時,發(fā)現(xiàn)自動回中機構(gòu)右側(cè)軸承外圈發(fā)生破壞。問題發(fā)生后,對同型機其余架機進行了普查,發(fā)現(xiàn)另有3架機軸承均存在外圈斷裂的情況。經(jīng)現(xiàn)場確認,斷裂的軸承外圈標(biāo)記均為同一家生產(chǎn)廠家。

1 自動回中機構(gòu)工作特性

尾輪自動回中機構(gòu)主要由驅(qū)動組件、凸輪和連接件組成,凸輪通過插銷安裝于輪叉上,驅(qū)動組件安裝于搖臂上。驅(qū)動組件主要由支座、支座襯套、彈簧、彈簧襯套、雙耳活塞桿、軸承、平頭軸、調(diào)整螺母、調(diào)整螺母襯套和防轉(zhuǎn)片組成。輪叉偏轉(zhuǎn)時,凸輪推動活塞桿壓縮彈簧。直升機在輪叉偏轉(zhuǎn)情況下離地后,活塞桿在彈簧作用下前移,對凸輪形成一個回中力矩,進而驅(qū)動輪叉轉(zhuǎn)動,直到尾輪回到中立位置。

2 故障原因定位

針對自動回中機構(gòu)軸承損壞情況,結(jié)合自動回中機構(gòu)和工作原理進行分析,可能存在的原因有:軸承的性能不滿足使用要求,軸承出現(xiàn)有害變形和軸承滾道出現(xiàn)壓傷。具體分析如下:

2.1 軸承性能分析

2.1.1 軸承承載能力分析

不考慮沖擊載荷的情況下,尾輪偏轉(zhuǎn)110°～180°,軸承受的載荷最大,此時彈簧載荷為632 N,軸承載荷為725.9 N。詳見表1。

表1 軸承載荷理論計算表

在試驗室對自動回中機構(gòu)可能出現(xiàn)的極限載荷進行了測試,測試位置在活塞桿前端。測試結(jié)果見表2。

表2 軸承載荷測試數(shù)據(jù)表

選用的軸承為工業(yè)級軸承。技術(shù)人員提供的軸承性能數(shù)據(jù)為:額定徑向動態(tài)載荷1.86 kN;額定徑向靜態(tài)載荷0.92 kN。而故障復(fù)查時查詢其官方電子手冊發(fā)現(xiàn)其軸承性能數(shù)據(jù)如下:額定徑向靜態(tài)載荷0.585 kN;額定徑向動態(tài)載荷1.53 kN。

軸承一般都是安裝到支座內(nèi)使用的,而該產(chǎn)品軸承外圈直接作為滾輪使用。這種使用方式會增大外圈的使用應(yīng)力,導(dǎo)致軸承承載能力下降。軸承承載能力下降程度無理論分析依據(jù)和參考經(jīng)驗,研制時通過19.2萬次耐久性試驗,未出現(xiàn)軸承破壞。

針對軸承外圈直接作為滾輪使用和外圈有支撐保護使用兩種情況,進行了對比試驗。軸承外圈直接作為滾輪使用時,比外圈有支撐保護使用時的承載能力下降了40%。

軸承使用過程的最大載荷為845 N,超出了電子手冊規(guī)定的軸承徑向靜態(tài)載荷(0.585 kN),很有可能是造成故障的原因。

2.1.2 軸承材料質(zhì)量分析

1)自動回中機構(gòu)選用的軸承為深溝球鋼珠軸承,為標(biāo)準(zhǔn)件。手冊中無材料與熱處理信息。因外圈同時也斷裂,采用徑向極限載荷試驗測試軸承徑向承載能力,并進行斷口分析、材料成分等方式排查。徑向極限載荷試驗排查情況如下:

試驗時選取了5個軸承進行了徑向極限載荷測試,其中2件為裝機軸承廠家生產(chǎn)的,3件為其他廠家生產(chǎn)的。對外圈極限載荷試驗數(shù)據(jù)用廠家提供的換算公式進行換算(極限載荷是額定靜態(tài)載荷的7.5倍):裝機軸承廠家生產(chǎn)的軸承徑向額定靜態(tài)載荷為466.4 N～539.3 N,不滿足產(chǎn)品手冊規(guī)定的要求(0.585 kN);某廠家生產(chǎn)的軸承徑向額定靜態(tài)載荷約為697.3 N,比裝機廠家生產(chǎn)的軸承高出近30%。

2)選取了3架機的裝機軸承(含非故障件)進行斷口及材料分析檢查,基本情況如下:

①幾架機的故障軸承斷裂特征相似:宏觀均是外圈有一處沿軸向發(fā)生斷裂,斷口無明顯塑性變形,斷裂起始于外圈內(nèi)表面?zhèn)?微觀主要呈韌窩及沿晶特征,與人為打斷軸承外圈斷口一致。這表明3架機故障軸承的斷裂性質(zhì)為過載斷裂。

②幾架機的軸承的組織與硬度差異較大,其中一架機的軸承晶粒較粗大,容易發(fā)生過載斷裂。

③軸承外圈、內(nèi)圈或內(nèi)外圈存在坑狀擠壓損傷和不均勻的接觸痕跡,表明軸承存在受力不均的情況。這種情況會更加劇導(dǎo)致軸承外圈失效。

根據(jù)軸承徑向極限載荷測試及故障件斷口分析結(jié)果,法國生產(chǎn)的軸承性能不穩(wěn)定,同等情況比意大利生產(chǎn)的軸承承載能力差20%,不滿足軸承手冊規(guī)定的要求,很可能成為故障原因。

2.2 軸承出現(xiàn)有害變形分析

參考《QAVIC 02147 2014 航空機體球軸承通用規(guī)范》進行軸承徑向載荷試驗顯示:軸承在承受3500 N后,出現(xiàn)卡滯,軸承出現(xiàn)有害變形,很可能成為故障原因。

2.3 軸承滾道出現(xiàn)壓傷情況分析

經(jīng)檢查,損壞的軸承出現(xiàn)滾道壓傷情況。導(dǎo)致軸承有害變形和滾道出現(xiàn)壓傷發(fā)生的原因為軸承設(shè)計承載能力不足或者軸承質(zhì)量不穩(wěn)定。通過排查,導(dǎo)致軸承損壞的故障原因是:①軸承選用不合理,選用的軸承徑向額定靜態(tài)載荷(585 N)低于使用過程中可能的出現(xiàn)最大載荷(845 N);②交付裝機的軸承質(zhì)量不穩(wěn)定,其徑向額定靜態(tài)載荷(466.4 N～539.3 N)不滿足該軸承規(guī)定的徑向額定靜態(tài)載荷(585 N)要求。

3 解決措施

根據(jù)前文分析,軸承外圈使用過程中出現(xiàn)斷裂的根本原因是軸承擠壓強度不足,使用過程中滾道產(chǎn)生較大永久性有害變形,這種有害變形會降低外圈內(nèi)表面的承拉能力。因此,解決軸承故障的措施可以是:提高軸承滾道抗擠壓能力和外圈內(nèi)表面抗拉能力,或降低軸承使用過程的擠壓和軸承外圈內(nèi)表面拉應(yīng)力。依據(jù)測試的軸承最大載荷845 N和相關(guān)的換算關(guān)系,軸承破壞載荷應(yīng)為3802.5～6337.5 N。綜合考慮采購軸承承載能力存在波動以及前期多次測試的結(jié)果,要求軸承壓完襯套后能承受≥6200 N的載荷。6200 N對應(yīng)的球軸承系數(shù)R約為4.9。

為解決軸承損壞問題,采用以下措施:

1)采用在軸承上增加襯套保護的改進方案可以有效降低軸承使用過程的擠壓和軸承外圈內(nèi)表面拉應(yīng)力。在軸承外圈增加1.5 mm厚的不銹鋼襯套,改善軸承受力環(huán)境,降低軸承使用過程的擠壓和軸承外圈內(nèi)表面拉應(yīng)力。改進后軸承外圈最大應(yīng)力(內(nèi)側(cè)滾道區(qū))從590 MPa下降到290 MPa。

2)為了確保軸承質(zhì)量的穩(wěn)定性,批次件數(shù)不超過100件軸承(不同產(chǎn)地軸承不能算一批次)抽樣3件,100件以上抽樣5件進行徑向極限載荷測試(加載點為兩個鋼珠中間位置),軸承破壞載荷≥6200 N。

4 驗證情況

產(chǎn)品改進后,進行了功能、性能、壽命及改進效果驗證。結(jié)果表明,改進后產(chǎn)品滿足產(chǎn)品協(xié)議書要求。

1)滾輪徑向承載能力

本試驗的目的是驗證改進后的自動回中機構(gòu)滾輪徑向承載能力是否有較大提升,并能滿足使用承載要求。選取了4件自動回中機構(gòu)滾輪進行徑向加載試驗。滾輪徑向承載試驗結(jié)果表明,改進后的帶襯套軸承徑向額定載荷不小于926 N,比原軸承徑向額定載荷(585 N)提升了58.3%,能滿足自動回中機構(gòu)最大載荷845 N的使用要求。

2)回中性能及耐久性試驗

回中性能試驗依次對自動回中機構(gòu)工作時的12個角度進行了回中性能測試,并用秒表記錄了每次自動回中的時間。各個角度自動回中時間最小值為0.31 s,最大值為0.88 s,均未超過1 s。順時針360°轉(zhuǎn)動5次,逆時針360°轉(zhuǎn)動5次,襯套及軸承均未出現(xiàn)變形或裂紋。試驗結(jié)果表明,軸承加襯套后的回中機構(gòu)自動回中性能滿足設(shè)計要求。

改進后的自動回中機構(gòu)按照任務(wù)書要求完成了全壽命耐久性試驗,共計22.4萬次偏轉(zhuǎn),19.2萬次尾輪小幅偏擺的循環(huán)。試驗后進行了試驗件檢查,檢查情況如下:①試驗后試驗件完好,無破壞情況;②完成試驗后,自動回中機構(gòu)仍具備自動回中能力,回中時間均在2 s以內(nèi)。

由于回中耐久性按次數(shù)計算,而全機壽命按飛行小時數(shù)計算,所以應(yīng)將回中耐久性試驗次數(shù)換算成直升機飛行小時數(shù)。按照每飛行小時對應(yīng)直升機4次起落,每次起落按4次回中考慮(2次典型角度、2次小角度),分散系數(shù)取2,故(192000+192000)/4/4/2=12000,即全壽命耐久性試驗偏轉(zhuǎn)次數(shù)對應(yīng)12000飛行小時。換算后表明:改進后的自動回中機構(gòu)具備12000飛行小時耐久性壽命。

3)裝機驗證情況

完成性能試驗和階段耐久性驗證后,數(shù)架機換裝改進后的自動回中機構(gòu),進行了領(lǐng)先使用驗證:自動回中機構(gòu)軸承轉(zhuǎn)動靈活,外觀檢查正常,產(chǎn)品回中功能和性能正常。