航空滾輪滾針軸承試驗研究與壽命估算

馮成慧，王斌團，王乾平，馮軍，楊霍燕

(中國航空工業(yè)集團公司 第一飛機設計研究院，西安 710089)

航空滾輪滾針軸承屬于滾針軸承的一種，符合AS 39901標準，在民機襟翼和縫翼等部件中當作滾輪使用[1]。與一般滾針軸承的區(qū)別是其內(nèi)圈固定在滑輪架上，外圈在滑軌上滾動，為滑輪架在滑軌上滑動提供滾動支承。

滾輪滾針軸承在使用過程中會發(fā)生剝落、零件損壞，使之不能正常運轉(抱死)，產(chǎn)生嚴重失效，導致襟翼和縫翼卡阻，進而影響飛機的安全與飛行任務[2-3]。

現(xiàn)以典型航空滾輪滾針軸承作為試樣，開展模擬工況的壽命試驗與壽命估算，并將試驗壽命與理論壽命進行對比。

1 試驗

1.1 試樣

選用SAE-AS21438-114航空滾輪滾針軸承作為試樣，其結構如圖1所示。尺寸為φ22.228 mm×φ50.8 mm×28.575 mm，套圈材料為MIL-S-7493或MIL-S-8690。

圖1 試樣剖面圖Fig.1 Section of sample

軸承熱處理、表面處理要求見表1，承載能力見表2。其中CTR(作為滾輪時的承載能力)為軸承L10=20 000 r時的載荷；LLR(額定限制載荷)為在軸承功能沒有損傷之前可以施加在軸承上的最大徑向載荷；ULR(額定極限載荷)不小于1.5LLR。

表1 滾輪軸承熱處理要求Tab.1 Heat treatment requirements for track roller bearing

表2 滾輪軸承承載能力Tab.2 Load capacity of track roller bearing kN

1.2 試驗設備

試驗在改裝的ABLT-6A試驗機上進行，其原理圖如圖2所示。試驗中模擬襟翼和縫翼中滾輪的安裝和使用工況，滾輪與滑軌對滾(由圖中試驗圓盤模擬)，表面硬度大于58 HRC。軸承內(nèi)圈與支承軸采用小間隙配合，具體配合公差見表3。

1—陪試圓盤；2—試驗軸承；3—滑動導軌；4—機架；5—加載油缸；6—驅動電動機；7—液壓加載供油系統(tǒng)圖2 試驗機原理圖Fig.2 Schematic diagram of tester

表3 滾輪軸承的配合Tab.3 Fit of track roller bearing mm

1.3 試驗方法

試驗工況見表4，采用5級徑向載荷，每級載荷的試樣數(shù)量為10套(65 kN級載荷過大，試驗中出現(xiàn)軸承飛出的情況，為安全起見只做了7套試樣)。

表4 試驗工況Tab.4 Operating condition of test

試驗中用MP-DX No.2耐壓潤滑脂間隔潤滑軸承與陪試圓盤的接觸面，定期測試軸承的啟動力矩[3]和外圈的徑向磨損量[4]。試驗一直持續(xù)到軸承發(fā)生滾動接觸疲勞失效、卡滯及擋圈脫落及其他失效判據(jù)[5]7為止。

測量啟動力矩主要是考慮到在襟翼和縫翼應用工況中，大部分滾輪滾針軸承啟動力矩的增大和積累會導致操縱力矩增大。測量外圈徑向磨損量主要是考慮到磨損會導致滾輪和滑軌之間的間隙增大，進而增加滑軌和滾輪卡滯故障的發(fā)生概率。

2 航空滾輪滾針軸承壽命估算

滾輪滾針軸承的壽命估算公式為[6]68

(1)

式中：L10為可靠度是90%的理論估算壽命；Pi為大于CTR的載荷；pi為小于CTR的載荷；Ti為Pi工作時間百分比；ti為pi工作時間百分比；n為載荷段數(shù)。

對(1)式的計算結果進行修正為[7]18

Lnm=a1aISOL10，

(2)

式中：a1為可靠度壽命修正系數(shù)，(1)式的計算結果為90%可靠度，取a1=1；aISO為系統(tǒng)方法的壽命修正系數(shù)，考慮潤滑、污染、安裝等因素，即

(3)

式中：eC為污染系數(shù)；Cu為軸承的疲勞載荷極限；P為試驗載荷；k為可用黏度比。

考慮到實驗室環(huán)境，取污染系數(shù)eC=1[8]。由于軸承的速度較低，按文獻[8]采用油膜參數(shù)計算出k大于4，按文獻[7]22的要求，若k大于4，則取k=4。根據(jù)試驗軸承的尺寸范圍，Cu=C0/8.2，其中C0為基本額定靜載荷。對于本試驗軸承，C0就是表2中的LLR，即85.85 kN，所以Cu=10.5 kN。

壽命預測和修正結果見表5。

表5 理論估算壽命Tab.5 Theoretically estimated life

3 結果與分析

3.1 壽命試驗數(shù)據(jù)

軸承理論估算壽命與試驗壽命對比如圖3所示。由圖可知，在所有載荷作用下，試驗壽命均高于理論估算壽命。在CTR附近的2級載荷(65，55 kN)，預測結果與試驗結果非常吻合。但隨著載荷的減小，試驗壽命與理論估算結果相對誤差較大。GB/T 6391—2010規(guī)定壽命預測公式不包括腐蝕對軸承壽命的影響，試驗中沒有考慮腐蝕環(huán)境，也就是說試驗與理論預測的前提條件大致相同。本文認為出現(xiàn)這種差異是正常的，標準規(guī)范是軸承要滿足的最低要求，不同廠家由于制造技術的差異，生產(chǎn)的產(chǎn)品也有一定的差異性，但都必須滿足標準的要求。用戶在選用具體生產(chǎn)廠家的軸承時可以將理論估算作為參考，以壽命試驗與理論計算相結合的方式進行軸承選用和壽命估算。

圖3 理論估算壽命與試驗壽命對比Fig.3 Comparison between theoretically estimated life and test life

將試驗數(shù)據(jù)擬合成90%可靠度的壽命，見表6。

表6 試驗結果Tab.6 Test results

試驗壽命的變異系數(shù)(即方差除以平均值，代表數(shù)據(jù)的分散程度)見表7。由表可知，滾輪滾針軸承的試驗壽命變異系數(shù)大，即分散性較大，最小為0.33，最大為0.79。

表7 每級載荷下軸承試驗壽命變異系數(shù)Tab.7 Variation coefficient of bearing test life under each level of load

根據(jù)5級載荷試驗數(shù)據(jù)擬合的P-N曲線如圖4所示，擬合的10%，40%，70%，90%，99.99%可靠度的P-S-N曲線如圖5所示。P-N曲線和P-S-N都符合經(jīng)典規(guī)律[5]10。

圖4 擬合出的P-N(失效率-壽命)曲線Fig.4 Fitted P-N (failure probability-life) curve

圖5 P-S-N(可靠度-載荷-壽命)曲線Fig.5 P-S-N (reliability-loads-life) curve

3.2 主要失效模式

試驗條件下，滾輪軸承的失效模式見表8。由表可知，滾道剝落及密封圈脫落是主要失效模式，也有少量卡死、外圈碎裂、外圈表面剝落、內(nèi)圈碎裂、擋圈碎裂、端蓋裂紋等失效模式。其中外圈表面剝落是外圈旋轉的滾針軸承特有的失效模式。

表8 失效模式統(tǒng)計Tab.8 Statistics of failure modes

3.3 典型失效模式照片

試驗中軸承發(fā)生的典型失效照片如圖6所示，滾道剝落、滾針剝落斷裂等都是經(jīng)典的軸承滾動接觸疲勞失效模式。

圖6 航空滾輪軸承典型失效模式照片F(xiàn)ig.6 Photos of typical failure modes of track roller bearing for aerospace

3.4 典型失效模式電鏡圖

滾輪軸承外表面壓痕SEM圖如圖7所示。由圖可知，外徑表面有一定規(guī)則的三角形痕跡，在試驗運轉過程中，外徑表面受到較大的切應力，導致晶界薄弱區(qū)最先發(fā)生塑性屈服，從而在其局部表面發(fā)生塑性變形，并有疲勞層剝落現(xiàn)象。

圖7 外圈外徑表面較深壓痕區(qū)域SEM圖Fig.7 SEM diagram of deeper indentation area on outer diameter surface of outer ring

滾針疲勞斷裂SEM圖如圖8所示，圖中：a為最早的裂紋源，b為裂紋源，c為裂紋擴散區(qū)，d為瞬斷區(qū)。瞬斷區(qū)有一定的磨損，說明斷裂后試驗仍然運行了一段時間。

圖8 典型滾針斷裂區(qū)域SEM圖Fig.8 SEM diagram of typical fracture area on needle roller

內(nèi)圈滾道剝落區(qū)域SEM圖如圖9所示，圖中：a為裂紋源，b為裂紋擴展區(qū)，c為瞬斷區(qū)。由圖可知，剝落發(fā)生在硬化層與基體的結合部。裂紋源靠近基體，開裂方式是從基體向表面開裂的，說明最先開裂是從硬化層和基體的結合處，屬于硬化層剝落。

圖9 典型內(nèi)圈滾道剝落區(qū)域SEM圖Fig.9 SEM diagram of typical spalling area on inner ring raceway

3.5 外圈磨損量

30 kN載荷下外圈磨損量如圖10所示。由圖可知，外圈磨損量與試驗累計運行轉數(shù)呈強線性相關。外圈最大磨損量能達到50 μm，磨損嚴重，會引起機構間隙變大，不能忽視。

圖10 外圈磨損量Fig.10 Wear loss of outer ring

4 結束語

針對典型的航空滾輪滾針軸承進行了壽命試驗和壽命估算，發(fā)現(xiàn)試驗載荷在CTR附近時，試驗壽命與理論壽命結果非常吻合；試驗載荷在50%CTR左右時，試驗壽命高于理論壽命，且二者誤差較大。航空滾輪軸承在壽命試驗中出現(xiàn)了少量的卡死，該失效模式會引起襟縫翼機構卡死，設計人員應對此予以關注。對于滾輪滾針軸承特有的外圈旋轉工況引起的外圈磨損失效模式，在滾輪滾針軸承應用中要予以考慮。