摘 要：CESSNA172型飛機副翼拉桿關節(jié)軸承作為控制副翼偏轉的重要的傳動部件，時常在服役過程中存在磨損失效的現象，從而直接影響飛行過程中副翼的操控性能。該文采用體視顯微鏡、場發(fā)射掃描電子顯微鏡（FESEM）、X射線能譜儀（EDS）等摩擦學測試方法，選取服役過程中失效的CESSNA172型飛機副翼拉桿關節(jié)軸承進行失效分析，探究其失效原因與失效模式。結果表明，軸承外圈上復合織物材料的磨損損傷是關節(jié)軸承失效的根本原因；軸承內圈和復合織物層的摩擦行為表現為聚四氟乙烯（PTFE）轉移膜的持續(xù)生成、剝落、擠出與再生；此外，受服役載荷作用，外圈復合織物層在不同圓周位置表現出不同程度的磨損損傷；軸承的磨損機理為疲勞磨損、黏著磨損以及一定的磨粒磨損和氧化磨損。

關鍵詞：副翼；關節(jié)軸承；摩擦行為；失效模式；磨損損傷

中圖分類號：V267 文獻標志碼：A 文章編號：2095-2945（2024）31-0063-04

Abstract： As an important transmission component to control aileron deflection， the aileron rod joint bearings of the CESSNA172 aircraft often suffer from wear failure during service， which directly affects the control performance of the aileron during flight. In this paper， tribological testing methods such as stereo microscope， field emission scanning electron microscope （FESEM）， and X-ray Energy Dispersive Spectrometer（EDS） were used to select CESSNA172 aircraft aileron rod joint bearings that failed during service for failure analysis， and explore their failure causes and failure modes. The results showed that： The wear damage of the composite fabric material on the bearing outer ring is the root cause of the failure of the joint bearing; the friction behavior of the bearing inner ring and the composite fabric layer is manifested by the continuous formation， peeling， extrusion and regeneration of a polytetrafluoroethylene （PTFE） transfer film; in addition， under the action of service load， the composite fabric layer of the outer ring shows varying degrees of wear damage at different circumferential positions; the wear mechanism of the bearing is fatigue wear， adhesive wear， and certain abrasive wear and oxidation wear.

Keywords： aileron; joint bearing; friction behavior; failure mode; wear damage

CESSNA172型飛機是當前產量最大、用于飛機駕駛員訓練性能較好的飛機之一，優(yōu)異的操縱性與良好的維護性使其成為了國內外各141航校初教機機隊的主力機型[1]。CESSNA172型飛機副翼系統(tǒng)采用機械傳動的控制方式，駕駛員在空中操作駕駛盤致使鋼索傳動并控制副翼搖臂，搖臂帶動副翼拉桿推、拉副翼，從而使得左右副翼向相反方向偏轉，并形成滾轉力矩控制飛機橫滾。因此，副翼操縱系統(tǒng)關鍵部件的服役可靠性將直接影響飛機的操控性與運行的穩(wěn)定性和安全性。

副翼拉桿關節(jié)軸承用于連接副翼與副翼搖臂，是飛機副翼操縱系統(tǒng)中極其重要的動態(tài)部件，受服役過程中載荷變化以及環(huán)境污染等因素影響，在運行過程中容易出現過早的磨損失效，導致副翼在空中高速顫動，甚至致使機組操縱困難，導致災難性的飛行事故。因此，有必要以副翼拉桿關節(jié)軸承為研究對象，深入分析其磨損失效的原因與模式，從而提出針對性的維護意見，確保副翼系統(tǒng)的操縱可靠性。

1 實驗材料及方法

1.1 失效部件

本研究選取現場服役過程中磨損失效的CESSNA172型飛機副翼拉桿關節(jié)軸承，圖1為副翼拉桿關節(jié)軸承結構示意圖。某單位在一次夜航訓練過程中，機組反映飛機運行中副翼存在異常的顫動，后經維修人員檢查，發(fā)現顫動是由副翼拉桿后端關節(jié)軸承的過度磨損導致軸承內外圈游隙過大引起，查閱CESSNA172維護手冊發(fā)現該軸承軸向游隙和徑向游隙已超出手冊約束范圍，表明該副翼拉桿關節(jié)軸承已磨損失效。通常，副翼拉桿關節(jié)軸承在服役過程中沿軸向傳遞往復循環(huán)載荷，并作小幅度的旋轉擺動[2]。

圖1 副翼拉桿關節(jié)軸承結構示意圖

該副翼拉桿關節(jié)軸承的桿端采用鍍鋅后噴涂保護漆的碳鋼制成，軸承的內、外圈由軸承鋼制成，其中內圈還采用了電鍍硬鉻的工藝。此外，外圈與內圈之間還粘接有一層耐磨的復合織物材料，該織物層由PTFE與Kevlar纖維經斜紋交織后浸膠制成。該復合織物的編織構型使得富含PTFE纖維的織構表面與軸承內圈形成摩擦副，從而起到減摩耐磨的作用，而背側則主要通過抗拉強度高、粘接性能優(yōu)異的Kevlar纖維粘合在軸承外圈。

1.2 分析方法

采用體視顯微鏡（SM; SZX7，OLYMPUS）對失效的軸承進行宏觀分析，然后對軸承進行切割取樣，并針對軸承內圈與復合織物層進行微觀形貌與化學成分分析。本研究采用場發(fā)射掃描電子顯微鏡（FESEM；Inspect F50，FEI）觀察軸承損傷表面的微觀形貌，采用X射線能譜儀（EDS；Octane super，EDAX）對損傷區(qū)域進行化學成分分析以探究其服役過程中的摩擦化學行為。

2 結果與討論

2.1 宏觀觀察與取樣

經宏觀觀察后發(fā)現：除桿端局部出現保護漆層脫落的情況外，軸承的桿端以及兩側外表面處并無顯著裂紋與過度磨損的現象，測量軸承的最大軸向游隙為0.032英寸（1英寸等于2.54 cm，下同），遠大于維護手冊所規(guī)定的最大值0.020英寸，可以確定是軸承內、外圈的摩擦磨損行為導致了其游隙逐漸增大而最終失效。因此，為進一步探究軸承內、外圈配合摩擦副的損傷情況，將軸承切割取樣并清洗烘干。

2.2 損傷分析

2.2.1 內圈損傷分析

圖2為關節(jié)軸承內圈取樣后在掃描電鏡下的微觀形貌。從圖2（a）中分析發(fā)現，在軸承內圈表面的中心部位上黏附分布著大量的塊狀磨屑，以及少量的顆粒狀磨粒，但并未發(fā)現內圈本身的明顯的磨損，由此分析可得：內圈表面的塊狀磨屑由作為對磨材料在摩擦過程中發(fā)生黏著轉移所得。在內圈的邊緣部位處，如圖2（b）所示，除了觀察到分布的少量的磨屑以外，還發(fā)現存在輕微的擦傷劃痕。同時，內圈表面上存在著許多微小的疲勞剝落坑，表明內圈存在一定疲勞磨損的情況。內圈邊緣部位的傷程度大于中心部位，但總體上內圈的損傷比較輕微，表面仍較光滑。

為進一步分析上述磨屑的成分與作用，分別選取內圈表面上磨屑與非磨屑區(qū)域的點位進行能譜分析，結果如圖3（a）和圖3（b）所示。磨屑處C元素的含量達到37.37%，顯著高于非磨屑C元素含量的4.8%，表明關節(jié)軸承在服役擺動過程中，內圈與復合織物層在摩擦時發(fā)生了材料轉移的現象。受副翼推桿拉壓應力的作用，這些轉移的磨屑并非均勻地分布在內圈表面，而是主要集中在內圈的中心接觸區(qū)域，由于層塊狀磨屑被反復碾壓堆積覆蓋軸承內圈表面，致使檢測到A點處的Cr和Fe元素含量遠低于B點處。同時，A點和B點均存在O元素峰，表明在內圈表面發(fā)生了一定程度氧化磨損。內圈的微觀形貌與能譜分析結果表明：失效軸承的內圈僅表現為輕微的擦傷與剝落，但并非導致關節(jié)軸承磨損失效的直接原因。

2.2.2 復合織物損傷分析

圖4為外圈復合織物層不同圓周位置的微觀形貌。觀察圖4（a）中的樣品1發(fā)現，該區(qū)域復合織物表現出嚴重的磨損損傷，大量的PTFE纖維在內圈摩擦、擠壓的作用下發(fā)生塑性變形，但并未形成起潤滑作用的PTFE轉移膜。斷裂的織物纖維裸露在摩擦接觸表面，已然喪失原有的織構方式。該樣品取自關節(jié)軸承桿端的正上方，服役時往往承受拉桿施加的交變拉壓和旋轉擺動載荷，并存在應力集中的現象，推斷這是此處復合織物層嚴重磨損的直接原因。

圖4（b）為樣品2的微觀形貌，該樣品切取自關節(jié)軸承桿端的正下方。觀察發(fā)現，該處織物表面仍有部分纖維裸露，但相較于樣品1而言，此處撕裂、磨斷的纖維較少，并在其摩擦表面形成了Q/SoBgtIu/SIhdly+ALGfGpkOF6vyLhvzIAnYD3sgWE=一定面積的PTFE轉移膜緩解了織物的磨損損傷。同時，觀察到部分纖維與轉移膜之間出現了剝離，表明此處仍存在一定應力集中現象并破壞了生成的PTFE轉移膜。

圖4（c）和圖4（d）的微觀形貌分別取樣于桿端的左右兩側，在服役過程中該區(qū)域承受的載荷相對較小，因此觀察發(fā)現PTFE纖維在這兩處表面上已經形成成片的轉移膜覆蓋在織物構型上，起著較好的潤滑保護作用。同時，在局部區(qū)域也發(fā)現了PTFE轉移膜的龜裂和塊狀剝落的損傷現象。剝落的轉移膜經內圈反復碾壓后將變成磨屑，一定程度會加劇關節(jié)軸承界面的磨損，進而降低軸承的摩擦學性能與服役壽命。

為深入分析復合織物層的損傷機制，分別選取樣品中斷裂纖維處與轉移膜處進行能譜分析。圖5（a）顯示在斷裂纖維的C點處，檢測到了C與F元素。通常，F元素會覆蓋住PTFE中的C-C主鏈，使得EDS難以檢測到PTFE中的C元素。因此，此處C元素幾乎源自Kevlar纖維，而F元素則源自PTFE。上述分析表明：樣品1區(qū)域復合織物層的PTFE轉移膜成型能力較差，摩擦界面得不到良好的潤滑，致使Kevlar纖維發(fā)生疲勞磨斷，從而表現出嚴重的磨損。

圖5（b）為樣品4上PTFE轉移膜處的能譜分析結果。該樣品區(qū)域已經形成了較為均勻的PTFE轉移膜覆蓋在織物表層，因此相較于C點而言，D點處的C元素含量顯著下降，僅為4.44%。成片的轉移膜覆蓋保護著Kevlar纖維，極大程度減輕了Kevlar纖維的疲勞磨損，為摩擦界面間提供了良好的潤滑與保護。同時，由于摩擦界面間摩擦剪切力的作用，致使內圈材料疲勞剝落并轉移附著在織物中，因此在D點處檢測到較高的Fe與Cr元素含量。結合微觀形貌和能譜分析表明：在內圈和復合織物層的摩擦界面處發(fā)生了疲勞磨損與黏著磨損。

2.3 綜合討論

綜合上述損傷分析，軸承外圈上復合織物材料的磨損程度顯著大于軸承內圈，是導致關節(jié)軸承游隙過大而失效的根本原因，并且PTFE轉移膜的生成能力決定了復合織物材料的磨損性能。在循環(huán)接觸、剪切應力與摩擦熱的協(xié)同作用下，PTFE纖維發(fā)生塑性形變向四周擴散與填充，形成PTFE轉移膜使得織物表面變得光滑平整[3-6]。PTFE轉移膜很大程度地減少了內圈和Kevlar纖維之間的直接接觸與摩擦，并且極易黏附在內圈表面，因此摩擦還存在于內圈和PTFE之間以及PTFE和PTFE轉移膜之間，進而改善了軸承的摩擦學性能[7]。

在接觸應力和摩擦剪應力的持續(xù)作用下， PTFE轉移膜逐漸龜裂、剝落，從而失去了對Kevlar纖維的保護作用。而纖維從PTFE轉移膜中的剝離可能與纖維和PTFE之間的熱膨脹系數的差異大以及材料固化產生的殘余應力有關[8]。在PTFE轉移膜持續(xù)的生成、剝落、擠出與再生過程中，復合織物層中的PTFE纖維將消耗殆盡，關節(jié)軸承將失去其自潤滑功能，使得Kevlar纖維與內圈的直接接觸和摩擦，最終導致軸承磨損失效。在本案例中，由于副翼拉桿關節(jié)軸承的負載特性，使得復合織物層在不同位置的PTFE轉移膜成型能力存在顯著差異，進而導致織物磨損損傷差異。

3 結論

本文基于工程實際案例，通過多種摩擦學分析測試手段探究了CESSNA172型飛機副翼拉桿關節(jié)軸承的失效原因和機理，主要結論如下：

1）軸承外圈復合織物層的嚴重磨損是導致軸承游隙過大而失效的根本原因。

2）復合織物層在不同圓周位置處的損傷程度存在明顯差異，磨損損傷與關節(jié)軸承的工作負載情況密切相關。

3）失效軸承的磨損機制包括疲勞磨損、黏著磨損以及一定的磨粒磨損和氧化磨損。內圈與復合織物層的摩擦行為主要受PTFE轉移膜的影響。

4）日常維護中可通過定期加注潤滑脂的方式來提高軸承的摩擦學性能，延長服役壽命。

參考文獻：

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