摘 要：CESSNA172型飛機(jī)副翼拉桿關(guān)節(jié)軸承作為控制副翼偏轉(zhuǎn)的重要的傳動(dòng)部件，時(shí)常在服役過(guò)程中存在磨損失效的現(xiàn)象，從而直接影響飛行過(guò)程中副翼的操控性能。該文采用體視顯微鏡、場(chǎng)發(fā)射掃描電子顯微鏡（FESEM）、X射線(xiàn)能譜儀（EDS）等摩擦學(xué)測(cè)試方法，選取服役過(guò)程中失效的CESSNA172型飛機(jī)副翼拉桿關(guān)節(jié)軸承進(jìn)行失效分析，探究其失效原因與失效模式。結(jié)果表明，軸承外圈上復(fù)合織物材料的磨損損傷是關(guān)節(jié)軸承失效的根本原因；軸承內(nèi)圈和復(fù)合織物層的摩擦行為表現(xiàn)為聚四氟乙烯（PTFE）轉(zhuǎn)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(fù)合織物層在不同圓周位置表現(xiàn)出不同程度的磨損損傷；軸承的磨損機(jī)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(guān)鍵詞：副翼；關(guān)節(jié)軸承；摩擦行為；失效模式；磨損損傷

中圖分類(lèi)號(hào)：V267 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號(hào)：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(jī)是當(dāng)前產(chǎn)量最大、用于飛機(jī)駕駛員訓(xùn)練性能較好的飛機(jī)之一，優(yōu)異的操縱性與良好的維護(hù)性使其成為了國(guó)內(nèi)外各141航校初教機(jī)機(jī)隊(duì)的主力機(jī)型[1]。CESSNA172型飛機(jī)副翼系統(tǒng)采用機(jī)械傳動(dòng)的控制方式，駕駛員在空中操作駕駛盤(pán)致使鋼索傳動(dòng)并控制副翼?yè)u臂，搖臂帶動(dòng)副翼拉桿推、拉副翼，從而使得左右副翼向相反方向偏轉(zhuǎn)，并形成滾轉(zhuǎn)力矩控制飛機(jī)橫滾。因此，副翼操縱系統(tǒng)關(guān)鍵部件的服役可靠性將直接影響飛機(jī)的操控性與運(yùn)行的穩(wěn)定性和安全性。

副翼拉桿關(guān)節(jié)軸承用于連接副翼與副翼?yè)u臂，是飛機(jī)副翼操縱系統(tǒng)中極其重要的動(dòng)態(tài)部件，受服役過(guò)程中載荷變化以及環(huán)境污染等因素影響，在運(yùn)行過(guò)程中容易出現(xiàn)過(guò)早的磨損失效，導(dǎo)致副翼在空中高速顫動(dòng)，甚至致使機(jī)組操縱困難，導(dǎo)致災(zāi)難性的飛行事故。因此，有必要以副翼拉桿關(guān)節(jié)軸承為研究對(duì)象，深入分析其磨損失效的原因與模式，從而提出針對(duì)性的維護(hù)意見(jiàn)，確保副翼系統(tǒng)的操縱可靠性。

1 實(shí)驗(yàn)材料及方法

1.1 失效部件

本研究選取現(xiàn)場(chǎng)服役過(guò)程中磨損失效的CESSNA172型飛機(jī)副翼拉桿關(guān)節(jié)軸承，圖1為副翼拉桿關(guān)節(jié)軸承結(jié)構(gòu)示意圖。某單位在一次夜航訓(xùn)練過(guò)程中，機(jī)組反映飛機(jī)運(yùn)行中副翼存在異常的顫動(dòng)，后經(jīng)維修人員檢查，發(fā)現(xiàn)顫動(dòng)是由副翼拉桿后端關(guān)節(jié)軸承的過(guò)度磨損導(dǎo)致軸承內(nèi)外圈游隙過(guò)大引起，查閱CESSNA172維護(hù)手冊(cè)發(fā)現(xiàn)該軸承軸向游隙和徑向游隙已超出手冊(cè)約束范圍，表明該副翼拉桿關(guān)節(jié)軸承已磨損失效。通常，副翼拉桿關(guān)節(jié)軸承在服役過(guò)程中沿軸向傳遞往復(fù)循環(huán)載荷，并作小幅度的旋轉(zhuǎn)擺動(dòng)[2]。

圖1 副翼拉桿關(guān)節(jié)軸承結(jié)構(gòu)示意圖

該副翼拉桿關(guān)節(jié)軸承的桿端采用鍍鋅后噴涂保護(hù)漆的碳鋼制成，軸承的內(nèi)、外圈由軸承鋼制成，其中內(nèi)圈還采用了電鍍硬鉻的工藝。此外，外圈與內(nèi)圈之間還粘接有一層耐磨的復(fù)合織物材料，該織物層由PTFE與Kevlar纖維經(jīng)斜紋交織后浸膠制成。該復(fù)合織物的編織構(gòu)型使得富含PTFE纖維的織構(gòu)表面與軸承內(nèi)圈形成摩擦副，從而起到減摩耐磨的作用，而背側(cè)則主要通過(guò)抗拉強(qiáng)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(duì)失效的軸承進(jìn)行宏觀(guān)分析，然后對(duì)軸承進(jìn)行切割取樣，并針對(duì)軸承內(nèi)圈與復(fù)合織物層進(jìn)行微觀(guān)形貌與化學(xué)成分分析。本研究采用場(chǎng)發(fā)射掃描電子顯微鏡（FESEM；Inspect F50，F(xiàn)EI）觀(guān)察軸承損傷表面的微觀(guān)形貌，采用X射線(xiàn)能譜儀（EDS；Octane super，EDAX）對(duì)損傷區(qū)域進(jìn)行化學(xué)成分分析以探究其服役過(guò)程中的摩擦化學(xué)行為。

2 結(jié)果與討論

2.1 宏觀(guān)觀(guān)察與取樣

經(jīng)宏觀(guān)觀(guān)察后發(fā)現(xiàn)：除桿端局部出現(xiàn)保護(hù)漆層脫落的情況外，軸承的桿端以及兩側(cè)外表面處并無(wú)顯著裂紋與過(guò)度磨損的現(xiàn)象，測(cè)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(yuǎn)大于維護(hù)手冊(cè)所規(guī)定的最大值0.020英寸，可以確定是軸承內(nèi)、外圈的摩擦磨損行為導(dǎo)致了其游隙逐漸增大而最終失效。因此，為進(jìn)一步探究軸承內(nèi)、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(nèi)圈損傷分析

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

為進(jìn)一步分析上述磨屑的成分與作用，分別選取內(nèi)圈表面上磨屑與非磨屑區(qū)域的點(diǎn)位進(jìn)行能譜分析，結(jié)果如圖3（a）和圖3（b）所示。磨屑處C元素的含量達(dá)到37.37%，顯著高于非磨屑C元素含量的4.8%，表明關(guān)節(jié)軸承在服役擺動(dòng)過(guò)程中，內(nèi)圈與復(fù)合織物層在摩擦?xí)r發(fā)生了材料轉(zhuǎn)移的現(xiàn)象。受副翼推桿拉壓應(yīng)力的作用，這些轉(zhuǎn)移的磨屑并非均勻地分布在內(nèi)圈表面，而是主要集中在內(nèi)圈的中心接觸區(qū)域，由于層塊狀磨屑被反復(fù)碾壓堆積覆蓋軸承內(nèi)圈表面，致使檢測(cè)到A點(diǎn)處的Cr和Fe元素含量遠(yuǎn)低于B點(diǎn)處。同時(shí)，A點(diǎn)和B點(diǎn)均存在O元素峰，表明在內(nèi)圈表面發(fā)生了一定程度氧化磨損。內(nèi)圈的微觀(guān)形貌與能譜分析結(jié)果表明：失效軸承的內(nèi)圈僅表現(xiàn)為輕微的擦傷與剝落，但并非導(dǎo)致關(guān)節(jié)軸承磨損失效的直接原因。

2.2.2 復(fù)合織物損傷分析

圖4為外圈復(fù)合織物層不同圓周位置的微觀(guān)形貌。觀(guān)察圖4（a）中的樣品1發(fā)現(xiàn)，該區(qū)域復(fù)合織物表現(xiàn)出嚴(yán)重的磨損損傷，大量的PTFE纖維在內(nèi)圈摩擦、擠壓的作用下發(fā)生塑性變形，但并未形成起潤(rùn)滑作用的PTFE轉(zhuǎn)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(gòu)方式。該樣品取自關(guān)節(jié)軸承桿端的正上方，服役時(shí)往往承受拉桿施加的交變拉壓和旋轉(zhuǎn)擺動(dòng)載荷，并存在應(yīng)力集中的現(xiàn)象，推斷這是此處復(fù)合織物層嚴(yán)重磨損的直接原因。

圖4（b）為樣品2的微觀(guān)形貌，該樣品切取自關(guān)節(jié)軸承桿端的正下方。觀(guān)察發(fā)現(xiàn)，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(zhuǎn)移膜緩解了織物的磨損損傷。同時(shí)，觀(guān)察到部分纖維與轉(zhuǎn)移膜之間出現(xiàn)了剝離，表明此處仍存在一定應(yīng)力集中現(xiàn)象并破壞了生成的PTFE轉(zhuǎn)移膜。

圖4（c）和圖4（d）的微觀(guān)形貌分別取樣于桿端的左右兩側(cè)，在服役過(guò)程中該區(qū)域承受的載荷相對(duì)較小，因此觀(guān)察發(fā)現(xiàn)PTFE纖維在這兩處表面上已經(jīng)形成成片的轉(zhuǎn)移膜覆蓋在織物構(gòu)型上，起著較好的潤(rùn)滑保護(hù)作用。同時(shí)，在局部區(qū)域也發(fā)現(xiàn)了PTFE轉(zhuǎn)移膜的龜裂和塊狀剝落的損傷現(xiàn)象。剝落的轉(zhuǎn)移膜經(jīng)內(nèi)圈反復(fù)碾壓后將變成磨屑，一定程度會(huì)加劇關(guān)節(jié)軸承界面的磨損，進(jìn)而降低軸承的摩擦學(xué)性能與服役壽命。

為深入分析復(fù)合織物層的損傷機(jī)制，分別選取樣品中斷裂纖維處與轉(zhuǎn)移膜處進(jìn)行能譜分析。圖5（a）顯示在斷裂纖維的C點(diǎn)處，檢測(cè)到了C與F元素。通常，F(xiàn)元素會(huì)覆蓋住PTFE中的C-C主鏈，使得EDS難以檢測(cè)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(fù)合織物層的PTFE轉(zhuǎn)移膜成型能力較差，摩擦界面得不到良好的潤(rùn)滑，致使Kevlar纖維發(fā)生疲勞磨斷，從而表現(xiàn)出嚴(yán)重的磨損。

圖5（b）為樣品4上PTFE轉(zhuǎn)移膜處的能譜分析結(jié)果。該樣品區(qū)域已經(jīng)形成了較為均勻的PTFE轉(zhuǎn)移膜覆蓋在織物表層，因此相較于C點(diǎn)而言，D點(diǎn)處的C元素含量顯著下降，僅為4.44%。成片的轉(zhuǎn)移膜覆蓋保護(hù)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(rùn)滑與保護(hù)。同時(shí)，由于摩擦界面間摩擦剪切力的作用，致使內(nèi)圈材料疲勞剝落并轉(zhuǎn)移附著在織物中，因此在D點(diǎn)處檢測(cè)到較高的Fe與Cr元素含量。結(jié)合微觀(guān)形貌和能譜分析表明：在內(nèi)圈和復(fù)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(fù)合織物材料的磨損程度顯著大于軸承內(nèi)圈，是導(dǎo)致關(guān)節(jié)軸承游隙過(guò)大而失效的根本原因，并且PTFE轉(zhuǎn)移膜的生成能力決定了復(fù)合織物材料的磨損性能。在循環(huán)接觸、剪切應(yīng)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(kuò)散與填充，形成PTFE轉(zhuǎn)移膜使得織物表面變得光滑平整[3-6]。PTFE轉(zhuǎn)移膜很大程度地減少了內(nèi)圈和Kevlar纖維之間的直接接觸與摩擦，并且極易黏附在內(nèi)圈表面，因此摩擦還存在于內(nèi)圈和PTFE之間以及PTFE和PTFE轉(zhuǎn)移膜之間，進(jìn)而改善了軸承的摩擦學(xué)性能[7]。

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

3 結(jié)論

本文基于工程實(shí)際案例，通過(guò)多種摩擦學(xué)分析測(cè)試手段探究了CESSNA172型飛機(jī)副翼拉桿關(guān)節(jié)軸承的失效原因和機(jī)理，主要結(jié)論如下：

1）軸承外圈復(fù)合織物層的嚴(yán)重磨損是導(dǎo)致軸承游隙過(guò)大而失效的根本原因。

2）復(fù)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(guān)節(jié)軸承的工作負(fù)載情況密切相關(guān)。

3）失效軸承的磨損機(jī)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(nèi)圈與復(fù)合織物層的摩擦行為主要受PTFE轉(zhuǎn)移膜的影響。

4）日常維護(hù)中可通過(guò)定期加注潤(rùn)滑脂的方式來(lái)提高軸承的摩擦學(xué)性能，延長(zhǎng)服役壽命。

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