航空發(fā)動機材料摩擦學研究進展

吳 彼 ,張振波 ,李 曙*

(1.遼寧省航發(fā)材料摩擦學重點實驗室,遼寧 沈陽 110016;2.中國科學院金屬研究所 師昌緒先進材料創(chuàng)新中心,遼寧 沈陽 110016;3.中國航發(fā)沈陽發(fā)動機設計研究所,遼寧 沈陽 110015)

20世紀80年代，我國航空發(fā)動機研制以引進與測繪仿制為主，在消化吸收方面存在短板。對航發(fā)材料摩擦磨損問題關注不足，導致航空發(fā)動機由摩擦磨損引起的故障頻發(fā)，影響飛機功能效能.90年代后期，我國逐漸形成航空發(fā)動機開發(fā)設計體系，新型號航空發(fā)動機尤其是渦扇發(fā)動機開始步入自主研發(fā)階段。隨著我國綜合國力和國際戰(zhàn)略地位提升，對航空發(fā)動機高性能、大航程半徑和長壽命的需求日益增加.航空發(fā)動機工作時動部件與動部件、動部件與靜部件、靜部件與靜部件之間，均可構成摩擦副，不可避免地產(chǎn)生摩擦，帶來多種形式的磨損，對材料摩擦學服役性能提出更高挑戰(zhàn)，由此引發(fā)的發(fā)動機服役性能衰減和穩(wěn)定性降低問題凸顯.這些已引起廣大科研人員對航空發(fā)動機中摩擦學問題的重視，并加大科技投入力度.

航空發(fā)動機中的摩擦學工況有別于常規(guī)機械設備，其摩擦副零部件常常服役于高速、高溫、重載(或動載)條件下.高速工況來自于主軸高速運轉(zhuǎn)(8 000～15 000 r/min)帶動葉片以極高的線速度(90～500 m/s)旋轉(zhuǎn)；高溫工況來自于壓氣機中被壓縮空氣升溫(250～600 ℃)，航空燃油在燃燒室中燃燒(1 200～1 500 ℃)以及局部高速滑動摩擦閃溫(300～1 000 ℃)；重載(或動載)來自于發(fā)動機中大推力高機動承力部件如主軸承和葉片葉身等(20～50 kN).

近年來，科研和工程技術人員從結構優(yōu)化和材料設計角度進行航空發(fā)動機材料摩擦學設計與開發(fā)，并搭建一系列模擬航空發(fā)動機實際極端工況的高速、高溫、重載(或動載)的摩擦磨損試驗評價平臺，成功用于航空發(fā)動機葉片損傷失效模式分析和多種密封裝置的材料與結構選型工作[1-2].在新一代航空發(fā)動機研發(fā)過程中，通過對材料摩擦學服役性能的不斷優(yōu)化和改進，期待大幅改善發(fā)動機穩(wěn)定性，提高發(fā)動機壽命[3].

本文中首先按航空發(fā)動機結構對其中關鍵部件摩擦磨損出現(xiàn)的位置、服役工況、磨損類型和危害程度進行整體介紹，然后根據(jù)其摩擦磨損規(guī)律和特點進行歸納，分析航空發(fā)動機中典型零部件的關鍵摩擦學問題，最后綜述4類關鍵零部件材料的摩擦學研究進展.

1 典型三代航空發(fā)動機中易發(fā)生摩擦磨損問題的結構及部件

以典型三代渦扇發(fā)動機為例，其基本結構主要由進氣道、風扇、中介機匣、壓氣機、燃燒室、渦輪和尾噴管組成[4]，如圖1所示.根據(jù)由冷端至熱端的結構順序和磨損機制，對其內(nèi)部主要零部件服役工況和磨損形式進行整體介紹.根據(jù)摩擦學損傷與損傷后可能引起故障的嚴重程度，將其對航空渦扇發(fā)動機系統(tǒng)的影響用事故嚴酷度進行定義.嚴酷度由I至IV逐級降低，嚴酷度為I、II和III級分別對應災難、致命和臨界事故，IV級則對應輕微事故.

Fig.1 Schematic diagram of 3rd generation turbine engine圖1 三代渦扇發(fā)動機結構簡圖

1.1 進氣口(前框架)

圖2給出進氣口、風扇和中介機匣中摩擦磨損零部件位置示意圖.進氣口前端安裝變彎度進口導向葉片，每個葉片由徑向支板和可調(diào)支板組成，其中可調(diào)支板在聯(lián)動環(huán)帶動下同步轉(zhuǎn)動，作用力和頻率較低.在可調(diào)支板轉(zhuǎn)動過程中轉(zhuǎn)動軸與軸套之間存在磨損，主要磨損形式為黏著和磨粒磨損；而當轉(zhuǎn)軸靜止時，在機械振動下，轉(zhuǎn)軸與軸套之間還會發(fā)生微動磨損.該位置發(fā)生的黏著、磨?；蛭幽p較為輕微，嚴酷度較低(IV級).

Fig.2 Schematic diagram of wear components in (a) front fame,(b) fan and fan frame圖2 (a)進氣口，(b)風扇和中介機匣中摩擦磨損零部件位置示意圖

在變彎度進口導向葉片根部下方為1號低壓軸前軸承，該軸承為圓柱滾子軸承，因此其僅承擔徑向載荷.軸承內(nèi)圈轉(zhuǎn)速與低壓軸一致，轉(zhuǎn)速范圍為8 000～9 000 r/min，噴油潤滑，其主要的摩擦磨損形式為滾道與滾動體間的滾動接觸疲勞磨損和滑擦損傷，嚴酷度為III級.

1號軸承腔石墨圓周密封裝置為1號軸承腔體提供潤滑油和氣體密封，轉(zhuǎn)速為8 000～9 000 r/min，線速度為40～80 m/s，波形彈簧密封力不低于5 N，密封滑油溫度60～80 ℃，其主要磨損形式為石墨環(huán)和摩擦對偶軸套間的黏著磨損和磨粒磨損，嚴酷度為III級.

1.2 風扇

風扇為3級軸流式設計，每級葉片均由轉(zhuǎn)子和靜子(整流)葉片組成，升壓比為3.2.第一級風扇葉片直徑約為970 mm，隨后逐級降低，轉(zhuǎn)子葉片尖端轉(zhuǎn)動線速度為300～460 m/s，壓縮氣體溫度不超過450 ℃.

從摩擦學角度分析，葉片的葉根、葉尖和葉身的主要摩擦磨損形式不盡相同，具體位置如圖2(b)所示.一方面，轉(zhuǎn)子葉片根部與輪盤通過榫槽方式連接，榫槽設計常常采用燕尾式結構.在轉(zhuǎn)子葉片高速轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的離心力和發(fā)動機工作激振下，葉根與榫槽間會發(fā)生微動損傷.微動磨損形成的表面裂紋可成為后續(xù)微動疲勞斷裂的表面疲勞源，引起葉根斷裂.高速飛出的葉片碎片可擊穿機匣引起一系列極其嚴重的二次損傷，嚴酷度為最高的I級.

另一方面，發(fā)動機在沙漠揚塵或高空懸浮火山灰環(huán)境下服役，氣流裹挾顆粒沖擊高速旋轉(zhuǎn)葉片同樣會產(chǎn)生沖蝕磨損，影響葉片外形與結構完整.沖蝕粒子直徑一般小于1 mm，沖蝕速度可達200～300 m/s[5].葉片的沖蝕磨損是1個緩慢發(fā)生的過程，其對葉形的改變會逐漸影響葉片氣動性能，降低發(fā)動機效率，嚴酷度處于較低水平(IV級).

此外，為提高氣路密封性能，盡量減小機匣內(nèi)壁與葉尖間隙，在極小間隙條件下，高速轉(zhuǎn)動葉尖因振動和熱膨脹等因素會與機匣發(fā)生意外刮擦而損傷葉尖，對葉片產(chǎn)生異常沖擊與振動，存在葉片斷裂風險，嚴酷度較高(II級).因此，一般在機匣內(nèi)壁設計封嚴環(huán)，表面噴涂可磨耗封嚴涂層用以保護葉片尖端.圖3所示為轉(zhuǎn)子葉片尖端與封嚴涂層高速過程作用示意圖.葉片尖端與封嚴涂層高速刮擦主要磨損形式為黏著和磨粒磨損.

Fig.3 Schematic diagram of interaction process between seal coating and blade tip圖3 機匣內(nèi)壁封嚴涂層與裸金屬葉尖相互作用過程示意圖

與之相似，靜子葉片葉盤環(huán)形圓柱面表面封嚴涂層或蜂窩結構與低壓軸上篦齒環(huán)形成非接觸式密封，篦齒與封嚴涂層意外刮擦也會出現(xiàn)黏著和磨粒磨損，損傷篦齒或蜂窩結構.

盡管采用封嚴涂層會對葉片尖端或篦齒起到一定的保護作用，但在不同封嚴涂層和葉片配副在高速刮擦過程中，葉尖仍會出現(xiàn)封嚴涂層側材料黏著引起封嚴涂層異常磨耗或葉尖磨損等現(xiàn)象.一方面，封嚴涂層的異常磨耗會降低發(fā)動機氣路密封性能，縮短封嚴環(huán)壽命，嚴酷度較低(IV級).另一方面，轉(zhuǎn)子葉片葉尖在高速刮擦過程中產(chǎn)生的振動沖擊可能導致葉片靠近根部位置發(fā)生疲勞斷裂，嚴酷度極高(I級).

1.3 中介機匣(風扇框架)

中介機匣位于風扇和壓氣機間，與2號和3號軸承配合安裝.航發(fā)主軸推力等聯(lián)合載荷傳遞至軸承，軸承通過軸承座將載荷繼而施加于機匣結構之上.發(fā)動機產(chǎn)生的推力主要通過中介機匣傳遞給機身，其作為連接風扇和高壓壓氣機的關鍵部件，是發(fā)動機主要承力部件之一.

2號軸承為風扇后軸承，3號軸承為高壓軸前軸承，二者均位于中介機匣內(nèi)部，軸承內(nèi)圈通過過盈配合安裝于低壓軸軸肩，在振動下存在微動損傷.微動損傷主要包括微動磨損與微動疲勞，微動磨損使軸承內(nèi)圈與軸肩接觸區(qū)域形成磨痕，并堆積大量磨屑，在特定載荷與振幅條件下產(chǎn)生應力集中，加劇微動疲勞裂紋的萌生，存在一定主軸斷裂風險[6].因此，航發(fā)軸承與主軸軸肩的微動損傷嚴酷度處于中等水平(III級).2號軸承為角接觸球軸承，承受徑向和軸向力，其內(nèi)圈轉(zhuǎn)速為(8 000～9 000 r/min)，噴油潤滑，滑油溫度為80～150 ℃；3號高壓軸前軸承同樣為角接觸球軸承，其內(nèi)圈轉(zhuǎn)速為(10 000～15 000 r/min)，潤滑狀態(tài)與2號軸承一致.軸承內(nèi)圈、外圈和滾動體間發(fā)生滾動接觸疲勞磨損，嚴酷度為III級.

航空發(fā)動機中央傳動系統(tǒng)在中介機匣區(qū)域與高壓軸通過齒輪驅(qū)動，在發(fā)動機起動時將起動機的扭矩傳遞至高壓軸，從而起動發(fā)動機.在正常工作時從高壓軸提取功率至外部附件機匣，以驅(qū)動發(fā)動機附件等.中央傳動系統(tǒng)中齒輪和軸承處于滾動接觸狀態(tài)，存在滾動接觸疲勞磨損.陶春虎等[7]通過外場故障統(tǒng)計發(fā)現(xiàn)中央傳動齒輪的滾動接觸疲勞磨損在某型渦扇發(fā)動機服役過程中曾多次發(fā)生，嚴酷度較高(II級).

此外，對應2號軸承前與3號軸承后均布置石墨圓周密封，實現(xiàn)軸承腔內(nèi)部氣體和滑油的密封，存在石墨環(huán)與摩擦對偶密封組件的磨粒和黏著磨損，嚴酷度為III級.其中摩擦磨損零部件分布位置如圖2(b)所示.

1.4 壓氣機

高壓壓氣機是將經(jīng)風扇壓縮后的氣體進一步壓縮產(chǎn)生高壓氣體的部件，主要包括轉(zhuǎn)子與靜子(轉(zhuǎn)子包括盤軸和葉片，靜子包括導向葉片與機匣).本文中主要介紹的典型三代發(fā)動機高壓壓氣機由9級轉(zhuǎn)/靜子葉片組成.在9級轉(zhuǎn)/靜子葉片前還設計有零級可調(diào)葉片.圖4給出壓氣機中各零部件摩擦磨損位置示意圖.零級可調(diào)葉片與前3級靜子葉片角度可調(diào)，其結構與進氣口導向葉片相似，同樣可發(fā)生磨粒磨損、黏著磨損和(或)微動磨損，嚴酷度為IV級.低壓壓氣機多為鈦合金葉片，工作溫度范圍450～650 ℃.高壓壓氣機葉片一般為鐵基或鎳基高溫合金，出口溫度可達800～1 000 ℃.高壓軸轉(zhuǎn)速為10 000～15 000 r/min，葉尖線速度可達300～500 m/s.與風扇類似，壓氣機葉片葉根存在微動磨損，嚴酷度為I級；葉身存在沖蝕磨損；而葉尖在高速下會與機匣內(nèi)壁封嚴涂層發(fā)生刮擦，出現(xiàn)黏著和磨粒磨損.

Fig.4 Schematic diagram of wear components in compressor and combustion chamber圖4 壓氣機和燃燒室中摩擦磨損零部件位置示意圖

1.5 燃燒室

燃燒室內(nèi)燃油通過雙錐噴嘴和小渦流杯被噴出并霧化，實現(xiàn)無煙燃燒，燃燒室內(nèi)最高溫度達1 472 ℃.燃燒室內(nèi)部環(huán)形火焰筒壁封嚴涂層或蜂窩結構與高壓軸篦齒環(huán)組成密封副將高溫氣體密封在燃燒室機匣內(nèi)部，二者形成的摩擦副間存在高速刮擦損傷，可發(fā)生磨?；蝠ぶp，其在航空發(fā)動機中的位置如圖4所示.此外，在燃燒室機匣內(nèi)部大量油、氣管路與腔體槽孔的搭接位置在振動作用下也會發(fā)生微動磨損，嚴酷度為IV級.

1.6 渦輪

在燃燒室出口高溫燃氣作用下對渦輪膨脹做功，并帶動壓氣機連續(xù)工作的部件.通常雙轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機由高壓渦輪和低壓渦輪組成[圖5(a)].典型三代發(fā)動機渦輪包括1級高壓渦輪葉片和2級低壓渦輪葉片，葉片均為定向凝固鎳基高溫合金，高壓渦輪入口氣體溫度達1 200 ℃.高壓渦輪(高壓軸)轉(zhuǎn)速為10 000～15 000 r/min，低壓渦輪(低壓軸)轉(zhuǎn)速8 000～9 000 r/min.渦輪轉(zhuǎn)子和靜子葉片尖端有非接觸式篦齒密封，葉尖或篦齒與封嚴涂層或蜂窩發(fā)生意外高速刮擦導致磨粒和黏著磨損，刮擦線速度最高可達450 m/s，嚴酷度為I級.此外，高承載能力的樅樹葉根與榫槽同樣也會發(fā)生微動損傷，嚴酷度極高，同為I級.

Fig.5 Schematic diagram of wear components in (a) turbine and (b) exhaust圖5 (a)渦輪和(b)尾噴管中摩擦磨損零部件位置示意圖

該機渦輪部件包含有4號、5號軸承，其中4號軸承是高壓轉(zhuǎn)子后軸承，5號軸承為低壓轉(zhuǎn)子后軸承，承受徑向力，為圓柱滾子軸承.4號軸承為中介軸承，其載荷通過5號軸承傳遞.在渦輪區(qū)域的高壓軸和低壓軸間安裝有4號高壓軸后中介軸承，該軸承為圓柱滾子軸承，其內(nèi)圈隨低壓軸轉(zhuǎn)動，外圈隨高壓軸轉(zhuǎn)動，內(nèi)外圈轉(zhuǎn)向相異，軸承轉(zhuǎn)速快且服役溫度高.因此，本軸承是5組主軸軸承中滾動接觸疲勞磨損和滑擦損傷風險最高的1組軸承.發(fā)動機機動過程中，當滾動體在潤滑不良狀態(tài)下與滾道直接接觸時，會使?jié)L動體與滾道間摩擦激增，在接觸表面發(fā)生黏著磨損.同時，滾動接觸疲勞磨損可引起軸承滾動體和(或)滾道表面的疲勞剝落，導致軸承的異常震動與軸承失效.

此外，高速輕載或潤滑過度狀態(tài)下，滾動體將在軸承滾道上發(fā)生滑動，在滾道表面形成滑擦損傷痕跡與剝落，高轉(zhuǎn)速條件下軸承的滾動接觸疲勞風險將大幅增加.因此，軸承的滾動接觸疲勞磨損與滑擦損傷嚴酷度均處于臨界狀態(tài)的中等水平(III級).軸承配套有篦齒圓周密封裝置，以避免軸承腔外高溫氣體進入和腔內(nèi)油氣逸出，密封裝置摩擦對偶表面會發(fā)生磨粒和黏著磨損.在低壓軸末端軸承為5號低壓軸后軸承，其同樣為圓柱滾子軸承，軸承損傷主要以滾動接觸疲勞磨損為主，嚴酷度為III級.通過端面石墨密封裝置實現(xiàn)軸承腔的密封，低壓軸轉(zhuǎn)速為8 000～9 000 r/min，密封面處滑動速度可達40～80 m/s，石墨環(huán)及摩擦對偶環(huán)會發(fā)生磨粒和黏著磨損.石墨環(huán)的磨損程度決定整個密封裝置的壽命.尤其是在高溫工況下，石墨材料氧化加劇，強度衰減，其發(fā)生粉化壓潰或偏磨等異常損傷幾率大幅提高，石墨密封裝置對油氣的密封能力將顯著降低.油氣的泄漏會影響發(fā)動機穩(wěn)定性與動力性，同時加劇滑油消耗.因此，石墨密封裝置的摩擦磨損問題也應得到充分的重視.

1.7 尾噴管

尾噴管的作用為將流出渦輪的燃氣膨脹加速(500～600 m/s)排出并產(chǎn)生推力.按流道特點可將尾噴管分為收斂型尾噴管和收斂-擴散型尾噴管.某典型三代渦扇發(fā)動機采用收斂-擴散型尾噴管，主要結構由調(diào)節(jié)片和密封片組成[圖5(b)]，服役溫度最高可達1 100 ℃，一般選用高溫合金或陶瓷基復合材料[8-9].在作動筒的驅(qū)動下，密封片在調(diào)節(jié)片表面滑動，改變噴口截面積，在滑動過程中密封片邊緣與調(diào)節(jié)片發(fā)生磨損，使調(diào)節(jié)片表面出現(xiàn)大面積磨痕，其磨損機制主要為磨粒磨損[10].此外，在保持某一固定噴口面積時，調(diào)節(jié)片與密封片搭接處在超聲氣流沖擊帶來的高頻振動和載荷作用下也會發(fā)生微動磨損[11]，該位置的微動磨損嚴酷度較低(IV級).

2 航空發(fā)動機的關鍵摩擦學問題及相關材料研究

通過前文按照航空發(fā)動機結構順序進行摩擦磨損問題的梳理可以發(fā)現(xiàn)，航空發(fā)動機各部位均存在著大量的典型共性摩擦學損傷問題，可歸類為氣路與油路密封中密封副的高速滑動或刮擦、軸承與齒輪的滾動接觸疲勞、葉片連接機構的微動損傷和葉片表面沖蝕磨損等.結合發(fā)動機制造與大修單位和外場發(fā)動機維護的經(jīng)驗總結和近年學術界研究結果，其中最具有普遍性和代表性的航空發(fā)動機關鍵摩擦學問題為葉片尖端與封嚴涂層的高速刮擦、主軸軸承滾動接觸疲勞與滑擦損傷、鈦合金葉片的微動損傷和動密封裝置中石墨的摩擦磨損等；此外，盡量模擬航空發(fā)動機實際工況的材料級臺架試驗及評價方法、新材料與表面改性技術研發(fā)也必然成為關注的熱點.

葉尖與封嚴涂層的高速刮擦，將引起葉尖損傷或葉尖表面材料黏著，降低氣路密封性能并破壞轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動平衡，引起額外激振增加葉片疲勞斷裂風險.主軸軸承的滾動接觸疲勞與滑擦損傷則會產(chǎn)生材料剝落，惡化軸承功能精度，導致軸承抱死和空中停車事故.鈦合金葉片在發(fā)生微動損傷后，其疲勞壽命將大幅度縮短，疲勞斷裂風險激增.動密封裝置中石墨材料的耐磨性決定裝置的整體泄漏量與壽命，石墨異常磨損會導致滑油泄漏與密封腔體失壓，動密封裝置失效.因此，本文針對以上4個方面航空發(fā)動機中存在中高嚴酷度(I、II和III級)的關鍵摩擦學問題以及相關的材料研究進展進行介紹與總結.

2.1 葉片尖端與封嚴涂層的高速刮擦

近年來，科研人員針對裸金屬葉尖與封嚴涂層高速刮擦過程中的相互作用進行了大量深入研究[12]，主要集中在模擬航發(fā)高速刮擦工況的相關參數(shù)和封嚴涂層結構與性能對葉尖損傷狀態(tài)(葉尖磨損和封嚴涂層材料向葉尖黏著轉(zhuǎn)移)的影響[13].

Stringer和Fois等[14-15]研究發(fā)現(xiàn)鈦合金葉尖與AlSihBN封嚴涂層在高速刮擦過程中，葉尖向封嚴涂層的單次入侵深度控制葉尖高速刮擦磨損行為.高單次入侵深度(0.3 μm)條件下，葉尖體現(xiàn)出磨粒磨損形貌.而低單次入侵深度(0.02 μm)條件下，則出現(xiàn)葉尖的磨損和封嚴涂層材料黏著特點.Wilson[16]通過大量高速刮擦摩擦學試驗建立對應工況下的葉尖磨損圖，用以指導航空發(fā)動機設計.研究發(fā)現(xiàn)葉尖損傷主要歸類為3種區(qū)域類型，分別為葉尖磨損、葉尖表面封嚴涂層黏著轉(zhuǎn)移和磨損-黏著過渡.對于Ti6Al4V葉尖與AlSihBN封嚴涂層的高速刮擦過程，在低入侵速率和刮擦線速度條件下，葉尖損傷以表面黏著封嚴涂層材料為主；而高入侵速率或高刮擦線速度條件下，葉尖則處于磨損和黏著的過渡區(qū)域.鈦合金葉尖表面Al基封嚴涂層黏著轉(zhuǎn)移主要原因為高刮擦線速度引起刮擦面溫度激增，Al封嚴涂層軟化涂抹于鈦合金葉尖表面并形成梯度TiAl金屬間化合物界面反應層，使Al黏著轉(zhuǎn)移層與鈦合金葉尖緊密結合[17-18].Gao等[19]發(fā)現(xiàn)不同葉片與封嚴涂層配副材料的熱物相容性決定其高速刮擦磨損行為，并提出熱物相容性判據(jù)NT，其與摩擦副材料熔點和熱傳導系數(shù)有關.圖6給出熱物性判據(jù)NT與葉尖損傷狀態(tài)對應關系，當NT小于1時，葉尖磨損；當NT大于1時，葉尖表面黏著封嚴涂層材料.

Fig.6 Relationship of NT and blade wear degree[19]圖6 熱物性判據(jù)NT與葉尖損傷狀態(tài)對應關系[19]

由于飛行器在服役過程中經(jīng)歷起降、巡航和機動等飛行動作時，航發(fā)主軸轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速和振幅將在較大范圍內(nèi)波動，導致葉尖刮擦線速度和入侵速率也隨之變化[20].葉尖的損傷形式將在磨損和封嚴涂層材料向葉尖黏著狀態(tài)間發(fā)生相互轉(zhuǎn)換，使葉尖呈現(xiàn)多種損傷狀態(tài)，而在實際服役中更多地希望葉尖處于磨損-黏著的過渡區(qū)域[12]，如圖7所示.因此，在不改變原有葉片和封嚴涂層材料配副設計的基礎上，對葉尖進行耐磨抗粘功能化表面改性是減小葉尖損傷的有效技術路線.通過葉尖表面改性的方法擴大葉尖磨損-黏著過渡區(qū)域?qū)姆酃r窗口，最大限度減小葉尖損傷并保持其尺寸精度，同時延長發(fā)動機檢修周期與壽命.

Fig.7 Wear map of high-speed rubbing between AlSi-hBN seal coating and Ti alloy blade[12]圖7 鈦合金葉尖與AlSi-hBN封嚴涂層高速刮擦磨損圖[12]

葉尖表面改性手段主要有激光堆焊、電鍍和物理氣相沉積等.Fu等[21]在Ti6Al4V基體上采用cBN與Ti6Al4V混合粉末制備激光堆焊改性層.堆焊層耐磨性較基體得到顯著提高，但由于工藝過程中高溫導致cBN與Ti反應形成高熱應力界面反應層，使cBN/Ti6Al4V界面出現(xiàn)開裂.

為避免高溫制備工藝對改性層與基體性能的不利影響，Liu等[22]采用電鍍工藝在Ti6Al4V葉尖表面沉積Ni-cBN和Ni-Si3N4改性層，并對比研究電鍍Ni鈦合金葉尖和裸金屬鈦合金葉尖與Al-hBN封嚴涂層的高速刮擦行為.結果表明電鍍Ni鈦合金葉尖可在一定程度上抑制Al-hBN封嚴涂層向葉尖的黏著轉(zhuǎn)移，延長葉尖壽命.但是電鍍Ni層中的cBN和Si3N4增強相會因封嚴涂層黏著轉(zhuǎn)移層在刮擦過程中的拖拽作用而出現(xiàn)脫落或破碎，進而大幅度降低電鍍Ni層對葉尖的保護作用，加劇葉尖磨損.

目前關于航發(fā)葉尖表面物理氣相沉積涂層用于高速刮擦摩擦學工況的公開研究與報道較少.Watson等[23]對比高溫合金葉尖表面物理氣相沉積CrAlN涂層和電鍍Ni-cBN的高速摩擦學行為.在改性葉尖與NiCrAl-膨潤土封嚴涂層的高速刮擦過程中，物理氣相沉積CrAlN涂層高溫合金葉尖體現(xiàn)出對封嚴涂層較高的刮擦效率和更長的刮擦壽命.而電鍍Ni-cBN涂層在高速刮擦過程中，因cBN增強相出現(xiàn)大量脫落而引起刮擦力激增和葉尖磨損.由此可見，在航發(fā)葉尖表面采用物理氣相沉積工藝可獲得對葉尖具有良好防護作用的改性涂層.

改性葉尖既要耐磨，同時也要兼具抗黏著特性.Wu等[24]采用磁控濺射工藝在Ti6Al4V葉尖表面制備TiB2涂層，其與Al-hBN封嚴涂層的高速刮擦結果表明TiB2涂層在對葉尖實現(xiàn)耐磨防護的同時也可有效抑制Al-hBN封嚴涂層的黏著轉(zhuǎn)移.高速刮擦線速度為300 m/s時，TiB2改性鈦合金葉尖表面Al黏著轉(zhuǎn)移層厚度僅為裸金屬葉尖的十分之一.此外，結合Ti6Al4V基體表面TiB2涂層與純鋁銷的高溫銷-盤摩擦磨損試驗，發(fā)現(xiàn)TiB2涂層耐磨抗黏主要通過減少高溫下Al的機械涂抹和抑制Al黏著轉(zhuǎn)移層的界面反應兩方面作用實現(xiàn).TiB2與熔融Al液間優(yōu)異的化學惰性保證了其對表面Al黏著轉(zhuǎn)移層界面反應的阻礙效果.此外，對于物理氣相沉積的硬質(zhì)涂層，通過涂層多層結構[25]或金屬元素摻雜[26]可實現(xiàn)涂層與基體材料協(xié)調(diào)變形能力的優(yōu)化，提高涂層韌性與膜基結合強度，滿足極端摩擦學工況服役要求，使物理氣相沉積功能化耐磨涂層改性葉尖有望作為常規(guī)顆粒增強復合電鍍或化學鍍?nèi)~尖強化工藝的有益補充.

2.2 主軸軸承滾動接觸疲勞與滑擦損傷

針對航空軸承材料性能的要求，軸承材料由最初的高碳和高鉻AISI 52100鋼(GCr15,工作溫度低于149 ℃)改進為具有更高高溫強度和疲勞性能的AISI M50 (Diameter Nominal,DN值可達2.4×106mm·r/min，工作溫度提高至316 ℃)軸承鋼[27].為進一步提高軸承材料的韌性，降低軸承鋼中夾雜和孔洞等顯微缺陷含量，研究者開發(fā)出采用雙真空冶煉工藝的M50NiL (DN值可達3×106mm·r/min)軸承鋼，其含碳量降至0.12%(質(zhì)量分數(shù))，并添加3%～5%(質(zhì)量分數(shù))的鎳[28]，通過表面滲碳，在軸承表面獲得硬度極高的壓應力改性層，提高了軸承表面疲勞性能和耐磨性，同時軸承內(nèi)部基體仍保持優(yōu)異的韌性.

2.2.1 滾動接觸疲勞磨損

滾動接觸疲勞指軸承在運轉(zhuǎn)過程中交變應力導致在接觸面上或接觸面亞表層形成的疲勞裂紋而造成的失效[29].滾動接觸疲勞失效是軸承最常見的失效模式，占比超過30%.以球-平面接觸為例，通過赫茲接觸理論計算滾動接觸條件下，距離接觸表面0.78b(b為接觸區(qū)域?qū)挾?處為剪應力最大位置，當軸承鋼基體中存在夾雜、孔洞和碳化物等組織缺陷時，疲勞裂紋易于在此處萌生，并向表面擴展，最終產(chǎn)生剝落，使軸承振動大幅提高.該類裂紋一般萌生后向表面擴展，不會直接引起結構斷裂，但可作為結構疲勞產(chǎn)生的裂紋源.Kang等[30]報道鋼中亞表層位置碳化物或夾雜區(qū)域的應力集中會使馬氏體或貝氏體局部轉(zhuǎn)化為硬質(zhì)納米晶結構，即白蝕區(qū).而碳化物或夾雜物附近位錯積累形成裂紋，裂紋邊緣的白蝕區(qū)類似翅膀狀，稱為蝶形組織，其一般可作為早期滾動接觸疲勞失效的標志，如圖8所示.

Fig.8 Butterflies initiated near primary carbide[31]圖8 一次碳化物附近形成的蝴蝶組織[31]

Guetard等[31]采用球-棒滾動接觸疲勞試驗機研究載荷對雙真空冶煉M50鋼中蝴蝶組織形成和演變規(guī)律，結果表明雙真空M50鋼中一次碳化物是引起應力集中的主要原因.球棒試驗載荷提高，蝴蝶組織出現(xiàn)位置會隨之加深.蝴蝶組織密度與接觸應力也密切相關，當接觸應力高于某一臨界值后蝴蝶組織密度將不再增加.Guan等[32]根據(jù)M50鋼中實際碳化物分布建立有限元模型，研究發(fā)現(xiàn)裂紋傾向于在碳化物與鋼基體界面處萌生，且高彈性模量碳化物引起的應力集中現(xiàn)象更加明顯，但這種應力集中對裂紋的擴展影響較弱.此外，在接觸區(qū)域下方深度大于1.5倍接觸半徑距離的碳化物對應力集中和裂紋萌生幾乎無明顯影響.Li等[33]采用雙低氧冶煉技術，控制冶金過程中鋼液中的氧含量與添加稀土元素中的氧含量，調(diào)控鋼中氧化物與稀土氧化物形態(tài).所制備的超純稀土鋼中夾雜多為直徑小于5 μm的球形稀土氧硫化物，該類夾雜物硬度與彈性模量較低，可避免滾動接觸疲勞過程中的應力集中，降低蝴蝶組織形成風險.因此，超純稀土軸承的疲勞壽命較非稀土鋼提高40倍，滾動接觸疲勞壽命提高40%.

Ne′lias等[34]采用雙輥滾動接觸疲勞試驗機評價表面粗糙度對M50和M50NiL鋼疲勞壽命的影響，結果表明粗糙度對表面剝落和疲勞壽命存在較大影響，2種光滑表面(Ra=0.1 μm)樣品在1.5～2.5 GPa接觸應力條件下滾動接觸疲勞壽命(L10)可達到5×107周次.而高粗糙度(Ra=0.5 μm)樣品滾動接觸疲勞壽命顯著降低，表面出現(xiàn)大量微凹坑和剝落.針對表面疲勞剝落現(xiàn)象，Rosado等[35]發(fā)現(xiàn)軸承表面剝落存在1個較為明顯的孕育期，在剝落萌生階段，軸承整體質(zhì)量失重增加較為緩慢，當超過某一臨界滾動周次后，表面剝落速度激增.以M50鋼軸承為例，在接觸應力為2.41 GPa的條件下，軸承循環(huán)滾動周次超過1.4×108后軸承表面疲勞剝落程度大幅提高.此外，軸承服役過程中接觸應力的降低也會大大延長表面剝落孕育期，同樣對于M50鋼軸承，當接觸應力降低至2.10 GPa后，軸承表面剝落孕育期可提高至2×109周次，其原因與低應力情況下，亞表層蝴蝶組織密度較低有關[36].因此，對于軸承鋼材料級(球-棒滾動接觸和雙輥滾動接觸疲勞試驗)或軸承臺架級試驗而言，合適的載荷選擇對試驗結果的準確性和試驗效率至關重要.

除表面粗糙度和接觸應力(載荷)外，潤滑對航發(fā)軸承滾動接觸疲勞行為的影響不可忽視[37].Rosado等[38]通過高溫球-棒試驗對比3種航空潤滑基礎油(PFPAE-全氟聚醚、PPE-聚苯醚和POE-多元醇酯)對M50軸承鋼滾動接觸疲勞壽命和磨損的影響.在177 ℃試驗溫度下，PFPAE和PPE潤滑油潤滑的M50鋼試樣疲勞壽命顯著優(yōu)于傳統(tǒng)POE潤滑油潤滑的M50軸承鋼.隨溫度進一步升高至274 ℃，PFPAE潤滑M50鋼仍能體現(xiàn)出較佳的疲勞壽命，但是PFPAE潤滑油中較高的路易斯酸含量會使M50鋼表面出現(xiàn)腐蝕坑.Gerardi等[38]研究航空潤滑油黏度在球-棒滾動接觸疲勞試驗中對M50鋼疲勞壽命的影響.高黏度潤滑油在高溫條件下(177 ℃)成膜性能更好，體現(xiàn)出更高的油膜厚度，其滾動接觸摩擦系數(shù)也更低.因此，使用高黏度潤滑油的M50鋼磨損體積更小，在4.83 GPa接觸應力條件下，滾動接觸疲勞壽命(L10)可達4.6×107周次，而低黏度潤滑油對比組M50鋼疲勞壽命(L10)僅為1.4×107周次.此外，航發(fā)軸承在服役過程中，常因整機大幅度機動動作而處于短暫貧油導致的潤滑不良狀態(tài).Hager等[39]通過微量注射泵控制球-環(huán)滾動接觸疲勞過程中潤滑油的供給量，模擬貧油潤滑狀態(tài)，評價M50/M50和M50/Si3N4配副材料的最小極限潤滑量.試驗結果表明，轉(zhuǎn)速和滾滑比的升高均會提高M50/M50配副所需的最小極限潤滑量，在潤滑不良狀態(tài)下M50鋼環(huán)和M50鋼球表面均會出現(xiàn)嚴重的金屬黏著轉(zhuǎn)移.而對于M50/Si3N4配副材料，當潤滑油量低至0.1 mL/min時，仍具有低而穩(wěn)定的拖動系數(shù)，抗貧油潤滑性能良好.因此，若將Si3N4作為滾動體制成復合M50軸承，可大幅延長軸承在貧油狀態(tài)下的服役壽命.

在軸承發(fā)生疲勞剝落前，軸承組件表面會出現(xiàn)大量微米或亞微米尺度微凹坑類摩擦學損傷，并同時伴隨軸承振動加速度的增加與精度的衰減[40-41].Mallipeddi等[42]認為材料表面微凸體在接觸應力作用下發(fā)生塑性變形，并萌生大量裂紋是微凹坑形成的主要原因.以此為基礎，Vr?ek等[43]報道軸承鋼表面微凹坑的形成和表面微凸體的磨損存在競爭關系，潤滑油抗磨添加劑含量提高，會抑制軸承鋼表面微凸體磨損，進而使微凹坑形成傾向增強.Oila等[44]報道高載荷促進微凹坑萌生，速度和滑滾比的提高也會加速微凹坑的擴展行為.Olver等[45]發(fā)現(xiàn)由于滾動接觸疲勞磨損形成的微凹坑傷嚴重到一定程度后，軸承組件會出現(xiàn)磨損失重，甚至會引起軸承組件幾何尺寸的明顯變化.由于M50軸承在服役過程中承載較高，接觸應力可達4 GPa以上，M50軸承鋼設計熱處理硬度一般為58～66 HRC[46].軸承鋼材料配副硬度差的提高，會加劇軟質(zhì)側材料微凹坑損傷的形成.因此，合適的軸承鋼材料硬度選擇可有效抑制微凹坑的形成與擴展[43].此外，Singh等[47]采用盤-棒式滾動接觸疲勞試驗機對軸承鋼基體和沉積含氫類類金剛石(H-DLC)涂層軸承鋼的微凹坑損傷行為進行評價研究.結果表明摩擦副一側沉積H-DLC涂層即可降低軸承鋼接觸微凸體接觸區(qū)域的邊界摩擦剪切應力，進而實現(xiàn)對微凹坑損傷的抑制作用，同時提高其滾動接觸疲勞壽命.

2.2.2 滑擦損傷與滑動磨損

軸承按照滾動接觸原理設計，在潤滑條件下盡量減小主軸承中的摩擦.但高速航空軸承中由于摩擦磨損而引起的損傷同樣不可忽視.軸承磨損失效形式主要有2種，1種為異物硬質(zhì)顆粒作為磨粒進入軸承間隙引起的磨粒磨損.另一種為滑擦損傷，由于發(fā)動機主軸高速轉(zhuǎn)動或機動動作產(chǎn)生的瞬間輕載使得滾道對滾動體拖動力不足以克服滾子滾道遇到的阻力，因此滾子和內(nèi)圈接觸點線速度產(chǎn)生偏差，出現(xiàn)打滑現(xiàn)象，使軸承溫度升高.軸承轉(zhuǎn)速越高，打滑傾向越強.當打滑嚴重到一定程度時，滾子和內(nèi)圈滾道間可能發(fā)生黏著磨損，甚至發(fā)生膠合.

據(jù)中航工業(yè)相關統(tǒng)計報道，航發(fā)軸承失效模式中，疲勞磨損和磨損失效比例達56%[48].焦育潔[49]通過收集外場維護和外場返修的3 000多臺發(fā)動機主軸軸承修理記錄和主軸軸承失效件，對數(shù)據(jù)進行分析發(fā)現(xiàn)，與普通軸承不同，絕大多數(shù)航空發(fā)動機主軸軸承在壽命期限內(nèi)均未發(fā)生疲勞剝落和斷裂，其主要失效模式為磨損失效.對于轉(zhuǎn)速較高的后中介軸承，其滑擦損傷占總失效方式比例更是高達39%.軸承壽命滿足設計要求，但由于磨損導致軸承失效，使得航空發(fā)動機主軸軸承可靠性降低成為軸承提前更換的主要原因.

軸承鋼材料抗滑擦損傷性能和其滑動磨損行為密切相關，研究者由M50鋼內(nèi)部碳化物形態(tài)調(diào)控、高溫自潤滑性能的優(yōu)化和表面改性等方面切入，以期實現(xiàn)其抗滑擦損傷性能的改善.Yang等[50]研究稀土元素添加對M50鋼滑動磨損行為的影響，稀土添加后鋼中碳化物由粗大柱狀轉(zhuǎn)變?yōu)榧毣瘓A球形狀.在滑動磨損過程中，圓球形碳化物不易破碎或被拔出且其形成磨屑更加細小，故稀土添加M50鋼耐磨性更佳.Liu等[51]采用等離子體放電燒結工藝制備M50-10% (Sn-Ag-Cu)(質(zhì)量分數(shù))材料.而在與氮化硅球配副的高溫磨損的(150～550 ℃)過程中，Sn、Ag和Cu向表面富集，其中Sn和Cu易與Fe發(fā)生反應，形成與基體結合緊密的表面潤滑膜，體現(xiàn)出自潤滑特性.和常規(guī)M50鋼對比，M50-10% (Sn-Ag-Cu)(質(zhì)量分數(shù))鋼具有較低的摩擦系數(shù)和磨損率.Dodd等[52]報道，M50鋼表面Cr高能離子注入對高溫下軸承疲勞性能無不良影響，其疲勞壽命(L10)可達349～580 h (1.7×108～2.8×108周次)，同時，表面離子注入可大幅度提高軸承的耐蝕性.Xie等[53]向M50鋼中注入Ti和N離子，使M50鋼表面硬度由10 GPa提高至15 GPa，其與未改性處理M50鋼配副的磨損率顯著降低.離子注入改變M50鋼基體摩擦氧化行為，未改性M50鋼磨痕氧化物以FeO為主，而Ti和N粒子注入的M50鋼磨痕表面形成Fe3O4和Fe2O3摩擦氧化物膜，摩擦氧化膜的存在提高了軸承鋼的抗滑擦損傷性能.

針對航發(fā)M50鋼軸承的滾動接觸疲勞磨損，通過熱處理工藝與稀土等合金元素添加，可從尺寸與形態(tài)調(diào)控角度實現(xiàn)夾雜物與碳化物細化，降低材料亞表層在滾動接觸疲勞磨損過程的應力集中.但是值得注意的是，較小尺寸的碳化物或夾雜物將降低軸承鋼表面耐磨性，對軸承鋼抗滑擦損傷性能產(chǎn)生不利影響.因此，在M50鋼材料設計時，需要將航發(fā)軸承鋼材料的滾動接觸疲勞磨損性能與抗滑擦損傷性能進行統(tǒng)一考慮，確保鋼中碳化物與夾雜物尺寸控制在合適水平.在此基礎上，再進行對M50鋼進行耐磨化表面改性，可使航發(fā)軸承滾動接觸疲勞磨損與抗滑擦損傷性能獲得綜合提升.此外，在眾多針對滾動接觸疲勞磨損的表面改性技術中，物理氣相沉積TiN、CrN和DLC等涂層已逐漸獲得工業(yè)應用.對物理氣相沉積涂層厚度、殘余應力和顯微結構的優(yōu)化調(diào)控可確保涂層-基體系統(tǒng)獲得優(yōu)異的抗?jié)L動接觸疲勞性能[54].

2.3 鈦合金葉片的微動損傷

鈦合金比強度高且耐蝕性能優(yōu)異，其目前在航空發(fā)動機，尤其是風扇等部位中大量使用.單體航空發(fā)動機中鈦合金零部件重量占比可達整機重量的25%～40%[55].鈦合金雖然可作為良好的結構材料，但其熱導率低，在磨損過程中易發(fā)生氧化，形成磨粒，因此其耐磨性較低[56].在滑動磨損條件下，與Al2O3配副時的磨損率可高達10-2～10-3mm3/(N·m)量級[57].

微動損傷一般指接觸面上小振幅振動產(chǎn)生的材料磨損與疲勞形式，其振幅一般小于300 μm.因此，發(fā)生微動損傷零部件在設計名義上處于“靜止”狀態(tài).航空發(fā)動機中鈦合金葉片的葉根與榫槽、葉片減震臺、鉚釘連接和金屬管線搭接處間均存在微動損傷現(xiàn)象[58-59].Waterhouse等[60]報道，鈦合金發(fā)生微動損傷后，其疲勞壽命將降低20%～50%[61].在確定載荷和振幅條件下，摩擦副的微動損傷行為可處于部分滑移區(qū)、混合區(qū)和滑移區(qū)，其中處于部分滑移區(qū)亦稱黏著區(qū)，摩擦副損傷較?。换旌蠀^(qū)摩擦副材料內(nèi)部萌生裂紋傾向較高，易出現(xiàn)微動疲勞現(xiàn)象；滑移區(qū)則以微動磨損為主，磨痕內(nèi)部易出現(xiàn)大量磨屑堆積[62].

從摩擦學設計角度，應盡量避免航空發(fā)動機中微動摩擦副系統(tǒng)處于混合區(qū)而帶來較高的微動疲勞風險.劉道新等[63]發(fā)現(xiàn)當鈦合金摩擦副處于滑移區(qū)時，微動磨損將抑制微動疲勞裂紋的萌生與擴展.Berthier等[64]認為微動磨損過程中三體磨屑的形成可對材料亞表層起到一定保護作用，抑制亞表層裂紋的萌生，避免微動疲勞的發(fā)生.因此，并非所有的微動磨損均會引起微動疲勞，微動磨損和微動疲勞存在相互競爭關系，當微動磨損嚴重時，微動疲勞將會受到一定程度的抑制[65].

鈦合金微動損傷行為受裂紋萌生擴展與磨屑形成過程控制[66].在微動疲勞過程中，低接觸應力條件下疲勞斷裂位置遠離微動區(qū)域；而高接觸應力條件下，裂紋在微動邊緣區(qū)域萌生并擴展[67]，當裂紋擴展到臨界長度后引起材料斷裂[67].但微動裂紋與常規(guī)疲勞裂紋不同，Araújo等[68]報道在微動區(qū)域高接觸應力和應力梯度作用下裂紋萌生，短裂紋向接觸遠端擴展后應力場迅速減弱，裂紋擴展速率驟降，裂紋出現(xiàn)閉合現(xiàn)象.對于不同材料，存在微動裂紋長度的閾值[62,69]，當微動裂紋長度小于閾值時處于自限制模式下，摩擦副中最大裂紋長度不易隨微動循環(huán)周次增加而提高，如圖9所示.這種短裂紋在鈦合金葉跟燕尾和葉片榫槽區(qū)域較為常見，榫槽結構強度高，該類短裂紋對微動疲勞壽命影響較小，但在葉根部位由于離心力作用下燕尾與榫槽的非均勻接觸，引起應力集中，導致燕尾易因微動磨損形成的短裂紋而斷裂[68,70].

Fig.9 Evolution of crack length versus fretting cycles[62]圖9 不同微動循環(huán)下裂紋長度演化過程[62]

鈦合金表面改性可以提高其抗微動磨損和疲勞性能.Ren等[71]對鈦合金進行超聲轟擊表面強化，在鈦合金表面形成大量位錯纏繞和位錯墻，產(chǎn)生高殘余壓應力硬化層，降低微動磨損率與摩擦系數(shù).Liu等[63]同樣發(fā)現(xiàn)，采用噴丸等塑性表面強化手段可提高鈦合金抗微動磨損與微動疲勞性能，但隨服役溫度提高，塑性變形層殘余應力和硬度雙雙降低，抗微動磨損和疲勞性能減弱.Fu等[72]對比研究鈦合金表面噴丸、離子束輔助沉積CrN和CuNiN涂層的微動損傷行為.結果表明噴丸鈦合金亞表層存在原生裂紋，斷裂韌性降低，因此其微動疲勞壽命僅較原始鈦合金小幅度提升；而鈦合金表面CrN涂層對鈦合金起到良好保護作用，保持微動區(qū)域表面光滑并抑制氧化磨屑形成，因此其抗微動磨損性能優(yōu)異，微動疲勞壽命最高.此外，鈦合金表面離子輔助沉積CuNiIn涂層具有固體潤滑作用，微動摩擦系數(shù)最低，但硬度較低，抗微動磨損性能較差.Du等[73]從降低微動磨損摩擦系數(shù)角度，采用磁控濺射工藝在Ti6Al4V基體表面分別沉積類金剛石(DLC)和類石墨(GLC)固體潤滑涂層.涂層與鈦合金配副微動磨損摩擦系數(shù)保持在0.10～0.25低水平范圍內(nèi)，微動疲勞壽命顯著提高.其中沉積DLC涂層鈦合金樣品因DLC涂層優(yōu)異的膜基結合強度和斷裂韌性而具有最長微動疲勞壽命.

在鈦合金微動損傷，尤其是微動磨損過程中，磨屑的形成與演變行為同樣至關重要.在微動區(qū)域高接觸應力作用下，鈦合金發(fā)生較強塑性變形，在接觸表面形成摩擦學轉(zhuǎn)變結構層(Tribologically transformed structure,TTS)，其具有納米晶結構，在金相腐蝕后與基體呈不同襯度[74].TTS層內(nèi)位錯堆積形成大量孔洞或小尺度裂紋，使表面材料被破碎并去除，形成磨屑，磨屑產(chǎn)生后會迅速發(fā)生氧化[75-76].氧化物磨屑對鈦合金微動磨損的影響顯著.Huricks[77]將微動磨損劃分為與磨屑行為密切相關的3個階段，在初期的幾千個往復循環(huán)周次內(nèi)，金屬直接接觸發(fā)生黏著與轉(zhuǎn)移，引起摩擦副焊合或表面粗糙化.在隨后的第2階段中磨屑氧化，微動磨損摩擦接觸區(qū)域直徑遠大于微動振幅，導致磨損過程中形成的磨屑難以被有效排出，若氧化物磨屑硬度大于表面金屬，其成為三體磨粒，加劇微動磨損并在微動區(qū)域積累，引起較為嚴重的磨粒磨損.當微動磨損進入穩(wěn)定的第3階段后，摩擦副間形成連續(xù)致密的磨屑粉床，粉床將摩擦副分隔并起到一定緩沖作用，降低接觸面間相對滑移，磨粒磨損得到明顯抑制，微動磨損程度減輕.

Iwabuchi[78]發(fā)現(xiàn)載荷與位移等微動工況條件能夠改變磨屑分布形式，進而影響微動磨損行為.此外，磨屑尺寸對微動磨損摩擦系數(shù)也會產(chǎn)生影響，當磨屑尺寸較小時，磨屑的存在會降低摩擦系數(shù).而當大尺寸磨屑存在時，磨屑的減摩效果消失[66,79].Varenberg等[80]在鈦合金表面通過激光織構方法制備微米尺度凹坑，用于微動損傷中磨屑的儲存.研究結果表明表面圓形凹坑織構的鈦合金樣品微動疲勞壽命較未織構樣品提高1倍.Wang等[81-82]同樣采用激光在鈦合金表面設計并制備不同角度80～120 μm寬條狀溝槽，并與鈦合金球配副摩擦.當處于滑移區(qū)時，織構角度可調(diào)控微動磨損行為.與微動方向垂直溝槽織構阻礙磨屑從接觸區(qū)的排出，而平行微動方向溝槽則會促進磨屑排出，如圖10所示.

Fig.10 Schematic description of debris distribution under different texture configuration圖10 不同織構設計下磨屑分布狀態(tài)示意圖[81]

基于微動循環(huán)圖理論中部分滑移區(qū)、混合區(qū)和滑移區(qū)的3種分類，提高法向載荷或預緊力可以使航空發(fā)動機中的微動摩擦副由混合區(qū)和滑移區(qū)向部分滑移區(qū)轉(zhuǎn)變，降低微動疲勞和微動磨損傾向.但受航空發(fā)動機零部件結構強度限制，載荷的調(diào)控范圍有限.因此，在不改變摩擦學服役工況(頻率、載荷與振幅)條件下，通過表面噴丸等塑性變形強化和硬質(zhì)涂層表面改性等方法，可以提高微動摩擦副的硬度與承載能力，降低表面微動疲勞裂紋的萌生傾向.同時，采用固體自潤滑涂層或在摩擦副間涂抹潤滑脂的方式，可降低摩擦系數(shù).一方面，低摩擦系數(shù)可促進混合區(qū)狀態(tài)下摩擦副向滑移區(qū)轉(zhuǎn)變，避免微動疲勞的出現(xiàn)；另一方面，在滑移區(qū)狀態(tài)下低摩擦系數(shù)可減緩和抑制微動磨損行為，提高摩擦副的耐磨性，從而大幅抑制微動損傷的發(fā)生.此外，配合特殊設計的表面織構，又能夠?qū)⒒茀^(qū)工況狀態(tài)下摩擦副內(nèi)積累的磨屑有效導出.因此，根據(jù)不同微動服役工況(載荷、頻率和振幅)，選擇相應的涂層和(或)表面織構等表面改性手段可實現(xiàn)對微動損傷的有效防護.

2.4 動密封裝置中石墨的摩擦磨損與壽命評價

航空發(fā)動機主軸和各種傳動附件中的軸承在得到充分潤滑的同時，還需要對軸承腔體進行密封，以實現(xiàn)腔體氣壓的維持并避免潤滑介質(zhì)泄漏[83].該類回轉(zhuǎn)機構一般采用機械密封或磁密封裝置實現(xiàn)端面或圓周密封.圖11所示為典型機械密封裝置結構示意圖，密封裝置基本結構由動環(huán)和靜環(huán)組成，通過波形彈簧為密封面提供5～20 N的法向力，保證靜環(huán)與動環(huán)面-面緊密接觸[84].

Fig.11 Schematic diagram of mechanical sealing device[85]圖11 典型機械密封裝置結構示意圖[85]

動環(huán)和靜環(huán)材料的機械性能對其摩擦磨損行為影響顯著[86].以機械動密封裝置為例，如圖11所示，其動環(huán)一般采用高速鋼或高溫合金基體，并在基體表面電鍍鉻或熱噴涂碳化鎢硬質(zhì)涂層以提高其耐磨性，其中以超音速火焰和爆炸噴涂工藝制備WC-Co涂層耐磨效果更佳[87-88]，而靜環(huán)則一般采用石墨作為密封材料[89-90].石墨為多層正六邊形網(wǎng)狀結構，當層間邊緣鍵合位置吸附水分子或與環(huán)境發(fā)生反應后，邊緣位置被解鎖，因此層間易發(fā)生相對滑移，實現(xiàn)材料的自潤滑行為，其在含水蒸汽或有機物蒸汽環(huán)境中自潤滑效果優(yōu)異[91-92].由此可見，石墨的潤滑作用是依賴自身的連續(xù)微量磨耗，在摩擦副間形成轉(zhuǎn)移膜而實現(xiàn)，因此石墨的機械性能和摩擦學行為與動密封裝置的服役壽命密切相關.

常規(guī)石墨塊體材料由石墨顆粒壓制獲得，導致石墨內(nèi)部存在大量缺陷與孔洞，大大降低其機械強度.當摩擦學服役載荷、速度與溫度超過某一臨界組合后，石墨會發(fā)生粉化現(xiàn)象，轉(zhuǎn)移膜難以穩(wěn)定存在，摩擦系數(shù)激增，石墨磨損嚴重[93].故需要對石墨材料進行浸漬處理，填充內(nèi)部孔洞與缺陷以獲得機械性能的提升，并改善石墨的抗氧化和腐蝕性能，調(diào)控優(yōu)化航空發(fā)動機復雜服役工況下石墨的摩擦學行為.一般石墨浸漬材料有樹脂聚合物、金屬和(或)無機鹽等.

2.4.1 樹脂浸漬石墨

樹脂浸漬石墨具有優(yōu)異的耐蝕性，其中環(huán)氧樹脂浸漬石墨可耐受強堿環(huán)境，而酚醛和呋喃樹脂浸漬石墨則更加適合強酸環(huán)境下使用.Zhang等[94]報道酚醛樹脂浸漬石墨的抗粉化與承載能力更強，其硬度(80 HB)和彈性模量(24 GPa)較未浸漬石墨基體顯著提高.在油或水潤滑條件下，酚醛樹脂浸漬石墨孔洞封閉表面更加容易被潤滑介質(zhì)潤濕.因此，在與鎳基碳化鎢相對摩擦時其體現(xiàn)出更低的摩擦系數(shù).Jin等[95]評價酚醛樹脂與9Cr18馬氏體不銹鋼在高速度與高載荷工況下的摩擦磨損行為(PV值范圍為3～49 MPa·m/s)，酚醛樹脂浸漬石墨磨損機制主要為黏著和磨粒磨損.速度與載荷對摩擦表面溫度和摩擦系數(shù)影響顯著.隨著接觸應力提高，摩擦面升溫更高，且達到穩(wěn)定摩擦系數(shù)的時間也更長.對比不同石墨化程度基體，中等石墨化程度的酚醛樹脂浸漬石墨更加適合高速高載荷摩擦學服役工況.

2.4.2 金屬和無機鹽浸漬石墨

當溫度高于200 ℃后，樹脂會發(fā)生熱解，導致浸漬石墨機械強度驟降[96].同時高溫也會引起石墨基體的氧化.因此，高溫條件下服役的機械動密封裝置一般采用金屬和(或)無機鹽浸漬石墨.Zhao等[97]報道銻浸漬石墨表面硬度為340 HV，分別是呋喃樹脂浸漬石墨和未浸漬石墨的2倍和3倍.對比3種石墨與軸承鋼配副的高溫摩擦學行為發(fā)現(xiàn)，隨溫度由室溫提高至350 ℃，呋喃樹脂和未浸漬石墨摩擦系數(shù)激增，而銻浸漬石墨摩擦系數(shù)隨溫度升高僅小幅度增加，銻浸漬石墨磨痕深度低于呋喃樹脂和未浸漬石墨，高溫下金屬浸漬材料結構穩(wěn)定，強度得以保持，金屬氧化物起到良好的減摩作用.Sogabe等[98]對比銅、銀和銻金屬浸漬石墨發(fā)現(xiàn)熔融金屬銻在浸漬過程中與石墨內(nèi)部孔洞更容易潤濕，且銻的熱膨脹系數(shù)更小，使得浸漬金屬與石墨界面結合更加緊密.因此，銻浸漬石墨氣體滲透率(2×10-7cm2/s)較銅和銀浸漬石墨低3個數(shù)量級.銻浸漬石墨抗氧化性能優(yōu)異，500 ℃高溫氧化后，銻浸漬石墨失重最小.

無機鹽浸漬同樣可以提高石墨的耐磨性與抗氧化能力.Xu等[99]發(fā)現(xiàn)油潤滑條件下磷酸鹽浸漬石墨與高溫合金相對摩擦時，載荷高于1 kN，則摩擦系數(shù)激增，磷酸鋅浸漬石墨磨損機制主要為磨粒磨損，石墨及摩擦對偶高溫合金的磨損行為和介質(zhì)的潤滑作用共同影響石墨損傷行為.Xu等[99]研究磷酸鋅浸漬石墨的高溫磨損行為，其在450 ℃條件下與高溫合金配副，摩擦系數(shù)較未浸漬石墨大幅降低，高溫使磷酸鹽轉(zhuǎn)變?yōu)槠姿猁}，抑制石墨基體的氧化，促進金屬與石墨混合邊界潤滑層的形成.Lee等[100]認為磷酸中的磷元素可與石墨片層邊緣活性位置反應生成C-O-P或C-P-O鍵，降低層間電子密度進而提高石墨抗氧化性能.但是Lu等報道磷酸與氫氧化鋁浸漬處理石墨的抗氧化性能得到大幅改善，而單獨采用磷酸浸漬石墨的抗氧化性能反而出現(xiàn)下降.磷酸與氫氧化鋁在浸漬過程中形成磷酸鋁是提高石墨抗氧化性能的主要原因，磷酸鋁氧化后形成的致密連續(xù)的氧化鋁可繼續(xù)保持對石墨孔洞的封閉作用，抑制外界氧的進一步擴散.

2.4.3 石墨密封裝置性能驗證與壽命評價

研究人員針對航空發(fā)動機用密封裝置中石墨磨損與油氣泄漏開展性能驗證與壽命評價研究.密封裝置性能評價試驗過程中關注潤滑油的泄漏率和石墨磨損量(磨損高度).當潤滑油泄漏率超過某一臨界值，即視為密封裝置失效.而石墨磨損量則用于預測石墨密封裝置的壽命.中國航空動力機械研究所的力寧等[2]設計1種可以模擬航發(fā)密封裝置工作溫度、壓力和轉(zhuǎn)速的高溫高速密封試驗臺架，其通過高溫氣體加熱方式可將密封裝置溫度加熱至600 ℃，轉(zhuǎn)速可達60 000 r/min，同時在線測量密封裝置的油氣泄漏狀態(tài).中國科學院金屬研究所段德莉研究員團隊開發(fā)高速密封試驗系統(tǒng)，將機械密封或磁密封裝置按照發(fā)動機中實際安裝方式在試驗系統(tǒng)上進行安裝，模擬航空發(fā)動機內(nèi)齒輪或軸承腔體氣壓、潤滑油壓力和溫度等參數(shù)，實現(xiàn)對密封裝置潤滑油泄漏的長時間監(jiān)測，其基本結構如圖12所示.最高轉(zhuǎn)速為36 000 r/min，潤滑油加熱溫度可達250 ℃.該類密封臺架試驗系統(tǒng)已用于多型號航空發(fā)動機密封裝置的評價與選型.

Fig.12 Schematic diagram of high-speed seal test rig圖12 高速密封試驗系統(tǒng)結構示意圖

大量石墨密封裝置臺架試驗結果表明，我國國產(chǎn)石墨密封裝置在動密封和靜密封泄漏指標方面均可滿足使用要求，但較進口產(chǎn)品在可靠性與穩(wěn)定性方面均存在一定差距.長壽命臺架試驗考核后，石墨材料磨損率達標，但配副硬質(zhì)合金涂層表面出現(xiàn)明顯磨痕.此外，以各向同性熱解石墨(IPG)為代表的碳/石墨復合材料也逐漸被作為石墨密封材料在特殊工況下使用.其與常規(guī)浸漬石墨相比，在機械性能與孔隙率方面優(yōu)勢顯著[101].因此，新型石墨的使用也對摩擦副材料的耐磨性提出更高要求.針對這一問題，在摩擦對偶硬質(zhì)合金涂層表面進行微米尺度螺旋槽圖案化處理，借助流體動壓效應，降低摩擦面溫度的同時實現(xiàn)零泄漏的非接觸式密封，該設計已取得良好的耐磨效果[85].

此外，根據(jù)石墨密封裝置服役工況(溫度、密封力和滑動速度)，選擇不同種類浸漬石墨或新型碳/石墨復合材料.在石墨材料選擇方面，多種石墨材料服役工況既有區(qū)別又存在重疊.目前，國內(nèi)航空發(fā)動機石墨密封選材仍更多為借鑒國外型號經(jīng)驗，缺少可靠的石墨材料的摩擦學服役性能數(shù)據(jù)作為支撐.因此，有必要開展一系列針對航空發(fā)動機高溫與高速服役條件的石墨及其摩擦副材料的近工況材料級試驗和模擬工況的石墨密封裝置臺架級試驗，用于材料設計和選型優(yōu)化.

3 結論與展望

航空發(fā)動機中轉(zhuǎn)子葉片與機匣內(nèi)壁封嚴涂層、主軸軸承滾動體與滾道、葉片燕尾與榫槽、密封裝置動環(huán)與靜環(huán)等均作為典型摩擦副，具有極強代表性的摩擦磨損問題，這些零部件主要起到氣路密封、油路密封、轉(zhuǎn)動支撐和結構聯(lián)機與緊固作用，從機械結構設計角度無法消除該類摩擦副的接觸或碰擦，摩擦磨損在所難免，而磨損的發(fā)生嚴重影響發(fā)動機整機功能精度.因此，需要從實際或近實際極端工況下材料的磨損劣化規(guī)律入手，揭示其磨損機制，進而提出對應的材料耐磨減摩功能化設計.首先，根據(jù)航發(fā)材料摩擦學服役工況，將摩擦對偶材料摩擦運動形式、載荷、溫度和氣氛等工況條件抽象提取，篩選主要試驗控制參數(shù)，開展材料級摩擦磨損試驗，復現(xiàn)服役零部件的磨損特征.進而分析材料摩擦學行為調(diào)控機制，同時從材料結構強化、機械性能優(yōu)化、表面功能化改性等角度出發(fā)，提出對現(xiàn)有航空發(fā)動機內(nèi)零部件材料耐磨減摩優(yōu)化方法.而后，借助模擬工況的臺架級考核評價手段加以驗證，最終解決從材料到零部件的摩擦學工程應用問題.

目前，國產(chǎn)三代航空發(fā)動機已逐漸替代俄羅斯等國進口發(fā)動機而全面列裝，隨著發(fā)動機服役環(huán)境的多樣化需求和發(fā)動機推重比的不斷提高，對航發(fā)耐磨減摩材料的要求也更加苛刻.航發(fā)材料的設計與評價需要兼顧疲勞、磨損和腐蝕性能的綜合提升.針對高溫服役工況下的耐磨零部件，要求其既要具有中低溫耐磨減摩性能，亦應具備一定的高溫自潤滑特性，實現(xiàn)寬溫域或全溫域耐磨減摩.針對海洋環(huán)境下，裝備零件在停放和貯存過程中表面發(fā)生腐蝕，勢必影響其摩擦學服役性能，偏離材料設計初衷，需開展航發(fā)耐磨材料腐蝕態(tài)和(或)腐蝕-磨損交互過程中摩擦磨損行為研究.此外，在國產(chǎn)新型航空發(fā)動機自主可控設計制造過程中，航發(fā)設計理念的迭代更新已經(jīng)使得科研工作者逐漸擺脫國外原有設計與選材的限制.如陶瓷基復合材料和各向同性熱解石墨等，大量新結構和新材料的應用急需不同服役工況下摩擦學配副耐磨減摩數(shù)據(jù)作為基礎技術支撐.因此，航發(fā)材料摩擦學特性數(shù)據(jù)庫的建立和參數(shù)完善工作迫在眉睫.

綜上所述，對航空發(fā)動機材料的摩擦學機制進行深入研究并優(yōu)化調(diào)控其耐磨減摩性能，可滿足新一代航空發(fā)動機對高性能材料的需求，進一步提高發(fā)動機性能的穩(wěn)定性，延長發(fā)動機的檢修周期和使用壽命，為我國航空和國防產(chǎn)業(yè)的優(yōu)質(zhì)高速發(fā)展提供有力支持.