某型飛機(jī)關(guān)節(jié)軸承內(nèi)圈碎裂原因分析

摘 要：某型飛機(jī)關(guān)節(jié)軸承GE35S在使用過程中發(fā)生多起關(guān)節(jié)軸承內(nèi)圈碎裂故障，工程中通過采取微觀斷口失效分析、使用載荷復(fù)查、制造工藝復(fù)查等進(jìn)行了原因分析。結(jié)果表明軸承存在裝球缺口、材質(zhì)抗疲勞性能差、部分尖角部位引起應(yīng)力集中等，是造成軸承內(nèi)圈碎裂的重要影響因素。

關(guān)鍵詞：關(guān)節(jié)軸承；內(nèi)圈碎裂；應(yīng)力集中；因素

1 概述

某型飛機(jī)采用的GE35S關(guān)節(jié)軸承，在使用中多次出現(xiàn)軸承內(nèi)圈裂紋或碎裂故障。統(tǒng)計(jì)所有發(fā)生軸承裂紋飛機(jī)的飛行起落數(shù)從121個(gè)起落至1000個(gè)起落不等。經(jīng)分解飛機(jī)相關(guān)部件和故障軸承檢查，該軸承所處結(jié)構(gòu)部件正常，軸承外圈結(jié)構(gòu)完好，排除大的異常載荷引起軸承碎裂的可能性。為發(fā)現(xiàn)問題查明原因，將取得的六個(gè)故障件分別送專業(yè)機(jī)構(gòu)進(jìn)行了材料分析和斷口失效分析，此外還對軸承使用載荷、制造工藝和裝配工藝等都進(jìn)行了復(fù)查。

2 軸承失效分析

2.1 外觀檢查與斷口特征

六件問題關(guān)節(jié)軸承內(nèi)圈（見圖1）表面均存在不同程度開裂，有的碎裂成多個(gè)碎塊，有的僅形成多條裂紋但未斷開，部分內(nèi)徑表面存在周向轉(zhuǎn)動(dòng)接觸痕跡。

各關(guān)節(jié)軸承內(nèi)圈故障件開裂形貌不一，目視多數(shù)裂紋沿內(nèi)徑或球面呈分叉分布，放大鏡下觀察裂紋斷口，斷口表面呈灰色，裂紋源均分布在套圈內(nèi)徑油溝處，有3件裂紋起始于內(nèi)徑油溝內(nèi)的油孔邊緣，掃描電鏡觀察，斷口上未發(fā)現(xiàn)冶金和加工缺陷，沒有疲勞擴(kuò)展特征，為脆性斷裂。

2.2 材質(zhì)及成分分析

對六件故障件GE35S關(guān)節(jié)軸承進(jìn)行光譜檢查，按GJB269-87《航空滾動(dòng)軸承技術(shù)條件》中確定六件軸承內(nèi)圈的材質(zhì)符合ZGCr15鋼。在失效的軸承內(nèi)圈上打硬度，硬度值在61.5～63HRC，在產(chǎn)品圖樣規(guī)定硬度（HRC）58.0～64.0的中上限。對失效軸承磨斷區(qū)高倍檢查顯微組織，裂紋源處和心部淬回火組織無差異，均符合標(biāo)準(zhǔn)要求。

2.3 失效分析結(jié)論

（1）裂紋源主要位于套圈內(nèi)徑油溝內(nèi)和油溝內(nèi)的油孔兩側(cè)，該位置恰是內(nèi)圈結(jié)構(gòu)上易形成應(yīng)力集中的部位，裂紋源處未見原始冶金缺陷和加工缺陷，材質(zhì)和組織硬度均符合標(biāo)準(zhǔn)要求，因此，內(nèi)圈開裂可能與軸承承受到過大沖擊載荷及軸承自身結(jié)構(gòu)形成的應(yīng)力集中有關(guān)。

（2）由于該型軸承是通用件，未考慮過大的沖擊載荷條件，所以該軸承內(nèi)圈硬度偏高，耐沖擊性能減弱，當(dāng)軸承受到較大沖擊載荷時(shí)，容易在結(jié)構(gòu)最薄弱的內(nèi)徑油溝或油孔處出現(xiàn)裂紋，裂紋不能及時(shí)發(fā)現(xiàn)情況下在沖擊載荷作用下最終導(dǎo)致內(nèi)圈碎裂。

3 設(shè)計(jì)和制造工藝復(fù)查

3.1 設(shè)計(jì)載荷復(fù)查

該型飛機(jī)GE35S關(guān)節(jié)軸承安裝處在真實(shí)使用狀態(tài)下，最大的拉載荷達(dá)158kN，該沖擊載荷對軸承安裝的調(diào)節(jié)接頭和關(guān)節(jié)軸承的疲勞載荷影響最大。在158kN拉載荷作用下，接頭根部耳片過渡部位應(yīng)力最高。此時(shí)軸承上下面受壓載作用，由于內(nèi)圈不易變形基本上保持圓形，軸承外圈和接頭耳片受拉后變成橢圓，造成軸承內(nèi)外圈之間的游隙減小或消失，同時(shí)對內(nèi)圈施加壓縮載荷。

進(jìn)一步理論分析表明，一方面由于受載過程中本身就會存在偏心，軸承內(nèi)圈總是單側(cè)應(yīng)力偏高，而且在內(nèi)圈削弱部位會產(chǎn)生應(yīng)力集中。外場軸承破損件也體現(xiàn)了這一特征（內(nèi)圈破裂總是傾向于一側(cè)，并且基本上都和內(nèi)圈削弱部位相關(guān)，見圖1）。另一方面軸承工作時(shí)需要轉(zhuǎn)動(dòng)127°，由于軸承內(nèi)圈有削弱部位，在127°這個(gè)工作范圍內(nèi)，內(nèi)圈削弱部位和油槽孔部位都會出現(xiàn)應(yīng)力集中，因此產(chǎn)生裂紋的部位也就是和這兩個(gè)高應(yīng)力部位相關(guān)，對這兩個(gè)應(yīng)力集中區(qū)采取改進(jìn)措施也有利于提高軸承承載能力。

3.2 制造工藝復(fù)查

多年來GE35S關(guān)節(jié)軸承質(zhì)量不穩(wěn)定，存在個(gè)體差異，以往有的軸承在120飛行小時(shí)就出現(xiàn)多處穿透性裂紋，而大多數(shù)軸承在800飛行小時(shí)檢查時(shí)依然完好無損，部分關(guān)節(jié)軸承隨飛機(jī)一直在使用當(dāng)中又從未出現(xiàn)任何問題。通過對數(shù)件軸承的測量，發(fā)現(xiàn)內(nèi)圈潤滑用油孔與削弱部位的間距未按最大值來加工，有的油孔與削弱部位很近，容易引起應(yīng)力集中。內(nèi)圈球面上的油槽與削弱部位在加工時(shí)與球未做到同心，會導(dǎo)致兩側(cè)厚薄不均，也容易在薄的一側(cè)產(chǎn)生裂紋。制造裝配工藝檢查還發(fā)現(xiàn)存在不同批次軸承的內(nèi)圈硬度值偏差大，游隙大小不同的情況。這種不足可以通過對該關(guān)節(jié)軸承的生產(chǎn)細(xì)節(jié)進(jìn)行改進(jìn)，包括降低硬度、提高表面加工質(zhì)量、減小游隙等措施落實(shí)來提高產(chǎn)品質(zhì)量。

4 結(jié)束語

通過軸承故障機(jī)理分析，可知原選用的關(guān)節(jié)軸承內(nèi)圈裂紋故障的原因?yàn)椋狠S承受力情況復(fù)雜，載荷偏大；軸承轉(zhuǎn)動(dòng)角度偏大；結(jié)構(gòu)形式固有缺陷。而軸承硬度高、脆性大，抗沖擊性能差，軸承的這些結(jié)構(gòu)特點(diǎn)在載荷偏大以及可能會有沖擊載荷的情況下更容易出現(xiàn)裂紋并進(jìn)一步導(dǎo)致軸承內(nèi)圈碎裂。

綜上所述，工程實(shí)際選用時(shí)像GE35S關(guān)節(jié)軸承這種帶安裝缺口的關(guān)節(jié)軸承不宜應(yīng)用于擺動(dòng)角度過大且載荷偏大并伴有沖擊載荷的工作環(huán)境。擺動(dòng)角度大，應(yīng)盡量選擇無裝球缺口的軸承，可能有沖擊載荷的工作環(huán)境，則應(yīng)不宜選擇硬度太高的材料。