航空發(fā)動機(jī)低壓軸前支點(diǎn)軸承內(nèi)圈剝落故障分析

馮小川，劉旭東，劉 森

(中國航發(fā)哈爾濱軸承有限公司，哈爾濱 150000)

航空發(fā)動機(jī)低壓軸前支點(diǎn)軸承內(nèi)圈剝落故障分析

馮小川，劉旭東，劉 森

(中國航發(fā)哈爾濱軸承有限公司，哈爾濱 150000)

航空發(fā)動機(jī)低壓軸前支點(diǎn)軸承試車故檢時(shí)發(fā)現(xiàn)內(nèi)圈剝落。通過采用故障樹分析方法對故障軸承進(jìn)行失效分析，找到剝落原因。首先檢測原材料化學(xué)成分，然后針對加工過程中與產(chǎn)生剝落有關(guān)的鍛造、熱處理和磨加工工序，分別對剝落內(nèi)圈內(nèi)部缺陷，硬度和淬回火組織，滾道表面形貌與殘余應(yīng)力進(jìn)行檢測分析，最后得出軸承剝落原因?yàn)殄懺烊毕菀鸬钠趧兟?。通過增加鍛件水浸超聲檢測的過程控制，可防止缺陷產(chǎn)品流出。

航空軸承；剝落；分析；鍛造缺陷；措施

0 引言

軸承零件表面由于應(yīng)力場內(nèi)疲勞裂紋擴(kuò)展，導(dǎo)致金屬微粒脫落，形成肉眼可見的弧坑，稱為剝落[1]。早期剝落一般由材料的夾雜、孔洞、加工缺陷、異常載荷或異物進(jìn)入引起。剝落可直接導(dǎo)致軸承失效，飛機(jī)在飛行過程中發(fā)動機(jī)主軸軸承出現(xiàn)剝落，極易造成發(fā)動機(jī)喘振或抱死，危害巨大。對航空發(fā)動機(jī)主軸承早期剝落的原因定位和預(yù)防的研究有重要意義。

發(fā)動機(jī)廠內(nèi)試車339 min后分解檢查，發(fā)現(xiàn)低壓軸前支點(diǎn)軸承承力半內(nèi)圈滾道有一處剝落。該軸承安裝于發(fā)動機(jī)風(fēng)扇前支點(diǎn)，主要承受軸、徑向載荷[2]。結(jié)構(gòu)為雙半內(nèi)圈角接觸球軸承，套圈、滾動體材料8Cr4Mo4V，保持架材料QSi3.5-3-1.5[3]，設(shè)計(jì)壽命不小于500 h。發(fā)動機(jī)試車過程中各轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、溫度、壓力、振動等均正常。

本研究通過建立故障樹，從設(shè)計(jì)、原材料、加工、檢測等方面進(jìn)行分析，找到產(chǎn)生故障的原因，通過故障分析過程，介紹了分析方法，對航空軸承此類故障的排故工作具有指導(dǎo)意義。并給出避免該問題產(chǎn)生的措施，并通過后續(xù)加工軸承證明該解決措施有效可行[4-5]，提高軸承在航空發(fā)動機(jī)中使用的可靠性。

1 故障件外觀形貌與檢測

1.1 剝落區(qū)域形貌

將軸承分解檢查發(fā)現(xiàn)，軸承承力半內(nèi)圈滾道上有一處約5 mm×3 mm剝落區(qū)域，剝落區(qū)域邊緣存在細(xì)小裂紋(圖1)。

圖1 內(nèi)滾道剝落形貌Fig.1 Macro appearance of peeling off of inner raceway

故障軸承的外圈、鋼球、非承力半內(nèi)圈和保持架整體形貌與工作表面接觸痕跡正常[6]。

對剝落軸承內(nèi)圈剝落區(qū)域進(jìn)行掃描電鏡觀察，剝落區(qū)域附近存在片狀剝落層；碳化物分布均勻，顆粒細(xì)小；無鑲嵌物。

1.2 故障件檢測

成品尺寸：對故障件進(jìn)行復(fù)測，其尺寸精度、旋轉(zhuǎn)精度及游隙均在標(biāo)準(zhǔn)范圍內(nèi)。

表面狀態(tài)：外滾道、非剝落半內(nèi)圈殘余應(yīng)力均值約為-350 MPa，剝落半內(nèi)圈殘余應(yīng)力均值約為-470 MPa，最高-502 MPa，測值無異常；酸洗和磁探儀檢測，未見滾道有磨削燒傷特征；熒光磁粉探傷檢查，除剝落處外，套圈滾道表面未見表面裂紋。

2 故障分析

通過計(jì)算得出鋼球與內(nèi)圈最大接觸應(yīng)力為1 370 MPa，鋼球與外圈最大接觸應(yīng)力為1 470 MPa。8Cr4Mo4V鋼在200 ℃下穩(wěn)定工作的極限應(yīng)力為2 000 MPa[7]，設(shè)計(jì)接觸應(yīng)力滿足材料使用要求，設(shè)計(jì)接觸應(yīng)力過大因素可以排除。

對故障件進(jìn)行外觀和掃描電鏡檢查，軸承工作表面工作痕跡與色澤正常，未見異物及異物導(dǎo)致的壓痕(壓坑)；經(jīng)查工廠試車時(shí)各階段停車后檢查油濾、磁塞、金屬屑末報(bào)警器等未發(fā)現(xiàn)異常情況，發(fā)動機(jī)各腔滑油光譜分析結(jié)果合格，潤滑因素可以排除。

軸承生產(chǎn)過程中檢測均按相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行，出現(xiàn)問題概率較低，但不排除檢測方法不全面問題。

軸承滾道工作表面顏色與工作痕跡正常，未見高溫特征。試車過程中發(fā)動機(jī)各轉(zhuǎn)速、溫度、壓力、振動等數(shù)據(jù)均正常，工作載荷因素可以排除。

因此主要從原材料與加工兩方面進(jìn)行分析。

2.1 原材料問題分析

原材料化學(xué)成分、非金屬夾雜物、碳化物不均勻性、低倍、發(fā)紋等項(xiàng)入廠時(shí)檢測均合格，微觀形貌觀察未見尺寸粗大碳化物、碳化物偏聚及非金屬夾雜物等。

2.2 加工問題分析

軸承套圈加工的基本工藝流程為：鍛造→車加工→熱處理→磨加工，對套圈剝落有影響的主要因素為：鍛造、熱處理和磨加工。

1)鍛造問題分析。

鍛件出廠時(shí)按《8Cr4Mo4V鋼鍛造加熱及冷卻規(guī)程》檢驗(yàn)，目視檢查外觀無裂紋，鍛件的硬度、脫碳與外形尺寸合格，內(nèi)部質(zhì)量由工藝保證。

對故障件外圈、非承力半圈與承力半圈進(jìn)行水浸超聲波探傷[8]，發(fā)現(xiàn)外圈與非承力半內(nèi)圈檢測符合標(biāo)準(zhǔn)(φ0.4-10 dB)，承力半內(nèi)圈檢測內(nèi)部有異常信號，最大處反射信號φ0.4+8 dB，依次為φ0.4+5 dB、φ0.4-5.8 dB、φ0.4-6.4 dB、φ0.4-7 dB。

對超聲波異常位置沿軸向方向切取金相試樣，取樣位置見圖2。

圖2 金相試樣切取部位圖Fig.2 Cutting position of metallographic sample

No.1位置兩切割面一側(cè)有85 μm×132 μm的缺陷，缺陷位置距內(nèi)徑表面為5.10 mm，距滾道表面為7.09 mm，缺陷位置及形貌見圖3；另一側(cè)正常。

No.2位置一側(cè)切割面有長約2.38 mm，寬約0.08 mm裂紋，距內(nèi)徑表面3.39 mm，距滾道4.98 mm；另一側(cè)切割面有長約1.4 mm裂紋，距內(nèi)徑表面4.84 mm，距滾道2.69 mm。形貌見圖4。

圖3 No.1位置缺陷形貌Fig.3 Defect morphology of No.1 position

圖4 No.2位置裂紋形貌Fig.4 Crack morphology of No.2 position

No.3位置一側(cè)切割面有長約1.14 mm裂紋，距內(nèi)徑表面5.08 mm，距滾道2.51 mm；另一側(cè)切割面有長約1.66 mm裂紋，距內(nèi)徑表面5.32 mm，距滾道2.07 mm。形貌如圖5。

對3處缺陷位置與大小進(jìn)行統(tǒng)計(jì)，結(jié)果見表1，裂紋位置趨勢根據(jù)統(tǒng)計(jì)情況可以看出，裂紋呈連續(xù)性，但未見擴(kuò)展特征，裂紋處距滾道表面越來越近，從最遠(yuǎn)處距滾道7.09 mm，逐步近至2.07 mm，直至接近表面2 mm以內(nèi)。

圖5 No.3位置裂紋形貌Fig.5 Crack morphology of No.3 position

在No.2位置取樣，沿裂紋人工打開后，經(jīng)超聲波清洗觀察斷口形貌，斷口平整光滑，并可見晶界顯現(xiàn)特征。其中一處有金屬臺階形貌，另一處可見疑似自由表面，其斷口表面形貌與裂紋斷口形貌一致，在裂紋斷口一側(cè)邊緣可見裂紋根部斷口延伸走向，延伸邊緣較圓滑。對斷口放大觀察，發(fā)現(xiàn)各個(gè)晶粒表面均有長條形臺階形貌，該形貌為晶粒生長臺階，斷口表面一處自由表面與裂紋斷口平行分布，但不在同一平面(圖6)，后續(xù)人工打開斷口表面呈細(xì)小韌窩形貌，裂紋斷口與沿裂紋打開的斷口形貌完全不同。

對斷口表面進(jìn)行能譜檢測發(fā)現(xiàn)，斷口表面成分均為基體元素，無氧化及其他雜質(zhì)元素存在。

對3個(gè)位置取樣，磨拋后觀察該內(nèi)圈心部存在缺陷，根據(jù)裂紋距滾道的距離分析，可以判斷該內(nèi)部微裂紋是由心部向滾道表面延伸。從斷口表面的自由表面與斷口不在同一平面上，判定該缺陷在其心部呈分層分布，裂紋經(jīng)打開后斷口表面出現(xiàn)晶界顯現(xiàn)形貌，放大觀察發(fā)現(xiàn)晶粒表面有平行分布的晶體生長臺階，該軸承最后有晶粒變化的加工過程為熱處理工序，說明晶界顯現(xiàn)及晶體生長臺階是在熱處理過程中產(chǎn)生的。從而可以判斷在熱處理之前該套圈心部已經(jīng)存在裂紋。

表1 缺陷位置及大小統(tǒng)計(jì)表

2)熱處理問題分析。

對剝落內(nèi)圈進(jìn)行硬度檢測[9]，滾道表面硬度HRC 61.5，距表面垂直距離1 mm處硬度HRC 62.5，心部硬度HRC 62.5，均符合標(biāo)準(zhǔn)要求的HRC 60～64規(guī)定。對剝落內(nèi)圈進(jìn)行淬回火組織檢測，組織級別3級(標(biāo)準(zhǔn)值2～4級)，可見軸承內(nèi)圈熱處理硬度與組織合格。

3)磨削加工問題分析。

圖6 人工沿裂紋打開斷口形貌Fig.6 Man-made fracture morphology

故障件軸承加工過程中，終磨溝道后進(jìn)行酸洗檢查，光飾后進(jìn)行熒光磁粉探傷，均未發(fā)現(xiàn)不合格項(xiàng)。復(fù)測故障件，滾道殘余表面應(yīng)力正常，無鑲嵌物；磁粉探傷，非剝落區(qū)未見裂紋。故障件剝落區(qū)域附近表層顯微組織未見燒傷。可以判斷故障件內(nèi)圈滾道表面磨削加工正常。

3 鍛造內(nèi)部缺陷產(chǎn)生原因

3.1 鍛造工藝流程

低壓軸前支點(diǎn)軸承鍛造工藝流程為：加熱爐加熱料段→鐓粗(1 t自由鍛鐓粗)→胎膜鍛壓沖孔(孔徑約φ50 mm)→加熱爐加熱→輾擴(kuò)機(jī)上輾擴(kuò)[10]。

3.2 材料鍛造特性

低壓軸前支點(diǎn)軸承套圈材料是8Cr4Mo4V，材料中含有4%Cr、4%Mo、1%V(質(zhì)量分?jǐn)?shù))，使得該材料的塑性變形抗力大，可鍛溫度范圍窄，成型困難，鍛造時(shí)易出現(xiàn)表面裂紋、內(nèi)部缺陷及晶粒粗大等缺陷。有研究表明，8Cr4Mo4V材料鍛造溫度高，易導(dǎo)致表面裂紋，鍛造溫度低(心部未透燒)，易導(dǎo)致內(nèi)部缺陷。

分析套圈產(chǎn)生鍛造缺陷的原因?yàn)椋?/p>

1)套圈鐓粗過程中，材料變形較大，工藝過程中可變因素較多，操作控制不當(dāng)，容易造成內(nèi)部溫度不均勻，或變形不均勻，從而形成一些微觀鍛造缺陷，嚴(yán)重時(shí)會形成裂紋；

2)套圈沖孔過程中，鍛件毛坯沖孔連皮剪切部位變形量大，剪切應(yīng)力也大，如果沖孔模具剪切刃口鈍化、間隙增大或溫度控制不當(dāng)，造成剪切應(yīng)力過大，容易在此區(qū)域產(chǎn)生折疊、撕裂等微觀鍛造缺陷；

3)套圈輾擴(kuò)成形過程中，如果鍛件外表面與內(nèi)部溫度差異較大，內(nèi)部變形不協(xié)調(diào)，將產(chǎn)生內(nèi)部分層缺陷。

鑒于周期式鍛造加熱爐及自由鍛設(shè)備的特點(diǎn)，很難保證被加工套圈在加熱時(shí)間、加熱溫度及變形量等工藝實(shí)現(xiàn)的一致性。這是問題產(chǎn)生的外在條件。

3.3 鍛造缺陷的原因

根據(jù)裂紋擴(kuò)展趨勢可知，鍛造缺陷出現(xiàn)在套圈鐓粗過程中，由于內(nèi)部溫度不均勻?qū)е?。?nèi)部缺陷距溝道表面深度的變化與套圈輾擴(kuò)時(shí)，材料遷移有關(guān)。

4 改進(jìn)措施

根據(jù)以上分析結(jié)果，為防類似軸承剝落故障的發(fā)生，可以采取以下措施：

1)優(yōu)化鍛造工藝，將爐溫均勻性控制在±15 ℃以內(nèi)；對工藝過程形成過程控制點(diǎn)，包括溫度、時(shí)間、升溫速率等；同時(shí)加嚴(yán)碳化物尺寸、鍛造流線、晶粒度等內(nèi)部指標(biāo)要求，避免鍛造缺陷的產(chǎn)生；

2)增加鍛件水浸超聲檢測措施，防止缺陷產(chǎn)品交付使用。

5 結(jié)論

1)故障軸承材料、熱處理質(zhì)量符合相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)要求，剝落斷口無材料、冶金及冷加工缺陷。

2)軸承滾道表面剝落失效性質(zhì)為疲勞剝落。

3)軸承內(nèi)圈滾道表面下存在鍛造內(nèi)部缺陷，在外力作用下，缺陷擴(kuò)展至表面并形成早期剝落。

[1] 周志瀾,馬純民. 航空發(fā)動機(jī)主軸軸承失效分析與預(yù)防[M]. 北京:科學(xué)出版社,1998:1-2.

[2] 陳光. 航空發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)分析[M]. 北京:北京航空航天大學(xué)出版社,2006:101-105.

[3] 中國航空材料手冊編輯委員會. 中國航空材料手冊:第四卷 鈦合金銅合金 [M]. 北京:中國標(biāo)準(zhǔn)出版社,2002:147-173.

[4] 陶春虎,鐘培道,王仁智,等. 航空發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)動部件的失效與預(yù)防[M]. 北京:國防工業(yè)出版社,2000:39-58.

[5] 譚帥,曾西軍. 游星齒輪軸承失效分析[J]. 失效分析與預(yù)防,2007,2(2):37-39.

[6] 機(jī)械標(biāo)準(zhǔn)化所. GJB 269A—2000 航空滾動軸承通用規(guī)范[S]. 北京,中國標(biāo)準(zhǔn)出版社,2000:4-6.

[7] 王黎欽. 滾動軸承的極限設(shè)計(jì)[M]. 哈爾濱:哈爾濱工業(yè)大學(xué)出版社,2013:30-34.

[8] Feldman M. Time-varying vibration decomposition and analysis based on the Hilbert transform[J]. Journal of Sound and Vibration,2006,295(3-5):518-530.

[9] 龔建勛,雷建中. 熱處理工藝對Cr4Mo4V鋼顯微組織及斷裂韌性的影響[J]. 軸承,2015(9):35-37.

[10] 北京航空材料研究院. 航空材料技術(shù)[M]. 北京:航空工業(yè)出版社,2013:48-53.

Failure Analysis on Peeling off of Inner Ring of Front Bearingof Aero-engine Low-pressure Shaft

FENG Xiao-chuan，LIU Xu-dong，LIU Sen

(AECCHaerbinBearingCo.,Ltd.,Herbin150000,China)

Peeling off was found to have occurred to the inner ring of the front bearing of low-pressure shaft of an aero-engine during fault detection after test. The cause for the peeling off was analyzed through fault tree. First, the chemical composition of raw material was analyzed, then the forging, heat treatment and grinding processes related to the peeling off were discussed, and the internal defects, hardness, quenching structure, surface morphology and residual stress of the inner ring were detected and analyzed. Finally, it is found that the peeling off is fatigue peeling off caused by forging defects. The outflow of defective products can be prevented by water immersion ultrasonic testing.

aviation bearing; peeling off; analysis; forging defects; measures

2016年12月21日

2017年2月28日

馮小川(1984年-)，男，工程師，主要從事航空軸承設(shè)計(jì)、分析及應(yīng)用等方面的研究。

V232.2

A

10.3969/j.issn.1673-6214.2017.02.010

1673-6214(2017)02-0121-05