尾操縱軸承不利狀態(tài)下極限能力及耐久性驗(yàn)證方法

張媛媛, 鄧明明, 涂德民,劉明輝,吳小力

(1.中國(guó)航發(fā)中傳機(jī)械有限公司,長(zhǎng)沙 410200;2.洛陽(yáng)LYC軸承有限公司,河南 洛陽(yáng) 471039)

尾操縱軸承作為某型直升機(jī)尾減速器尾操縱部位的重要連接結(jié)構(gòu),起著傳遞航向助力器產(chǎn)生的操縱力,保證飛機(jī)航向操縱的重要作用。該型直升機(jī)尾減速器結(jié)構(gòu)較特殊,尾操縱部位連接操縱桿與操縱軸的軸承僅一套,同時(shí)承受操縱桿、操縱軸的偏心和軸向載荷,工況復(fù)雜,其工作性能直接影響尾減速器的壽命。一旦該軸承失效,尾槳無(wú)法進(jìn)行航向操縱,將給飛行帶來(lái)嚴(yán)重的安全隱患,因此對(duì)尾操縱軸承的驗(yàn)證考核至關(guān)重要。

為研究軸承性能和可靠性的驗(yàn)證方案,國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)軸承故障模式、監(jiān)測(cè)、性能、壽命考核試驗(yàn)等方面進(jìn)行了探討:文獻(xiàn)[1]針對(duì)船舶動(dòng)力傳動(dòng)裝置滾動(dòng)軸承自主研制缺乏模擬試驗(yàn)臺(tái)架和方法的問(wèn)題,對(duì)模擬參數(shù)進(jìn)行全面分析,結(jié)合模擬參數(shù)對(duì)軸承壽命影響因子的認(rèn)知和經(jīng)驗(yàn),探討了合理可行的模擬試驗(yàn)參數(shù)和模擬試驗(yàn)方法,并提出了模擬試驗(yàn)臺(tái)架的設(shè)計(jì)方案;文獻(xiàn)[2-3]研究了航空發(fā)動(dòng)機(jī)傳動(dòng)軸承多支承臺(tái)架試驗(yàn)的失效機(jī)理,認(rèn)為支承軸承的游隙匹配使各軸承內(nèi)部載荷存在較大差異,從而導(dǎo)致軸承疲勞失效,為軸承的優(yōu)化設(shè)計(jì)提供了新思路;文獻(xiàn)[4]針對(duì)高溫、高速、重載工況下的航空發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)狀態(tài)的特殊性,引入了多傳感器軸承監(jiān)測(cè)和性能考核系統(tǒng),實(shí)現(xiàn)了對(duì)軸承運(yùn)轉(zhuǎn)狀態(tài)的監(jiān)測(cè);文獻(xiàn)[5]分析了航空發(fā)動(dòng)機(jī)主軸軸承性能和壽命試驗(yàn)中的故障,對(duì)試驗(yàn)機(jī)轉(zhuǎn)接段設(shè)計(jì)進(jìn)行了改進(jìn),有效降低了試驗(yàn)期間軸承的噪聲和溫度。

軸承的試驗(yàn)方法和監(jiān)測(cè)手段不斷完善,但缺少直升機(jī)尾減速器軸承性能和壽命試驗(yàn)的系統(tǒng)性研究。本文提出了一種最大限度模擬真實(shí)飛行姿態(tài)的軸承性能和壽命考核評(píng)價(jià)方法,并通過(guò)試飛考核驗(yàn)證了試驗(yàn)方法的可靠性。

1 尾操縱軸承結(jié)構(gòu)及安裝位置

尾操縱軸承采用雙半外圈雙列角接觸球軸承,其由2個(gè)半外圈、1個(gè)內(nèi)圈、2個(gè)保持架、1個(gè)卡圈及數(shù)粒鋼球組成,如圖1所示。軸承內(nèi)圈為一體化設(shè)計(jì),有2列溝道,雙半外圈由卡圈固定,不可分離。套圈及鋼球選用80MoCrV40鋼,耐高溫性能較好,保持架選用40NiCrMo7優(yōu)質(zhì)結(jié)構(gòu)鋼,綜合性能優(yōu)異,卡圈選用常用軸承鋼100Cr6。

圖1 尾操縱軸承結(jié)構(gòu)示意圖

軸承內(nèi)圈安裝在操縱桿上,不旋轉(zhuǎn),外圈安裝在操縱軸內(nèi)孔中,隨操縱軸旋轉(zhuǎn)。軸承工作時(shí)不僅承受尾槳軸傳遞的徑向載荷和操縱桿傳遞的軸向載荷,還要承受操縱軸與操縱桿的偏心。尾操縱軸承裝配位置如圖2所示,其額定動(dòng)載荷為21.04 kN。

1—油池;2—操縱桿;3—齒輪;4—集油槽;5—尾槳軸;6—導(dǎo)筒;7—接油螺母;8—尾操縱軸承;9—操縱軸;10—螺母。

2 尾操縱軸承使用工況

2.1 潤(rùn)滑狀態(tài)

如圖2所示,尾操縱軸承潤(rùn)滑原理為在離心力作用下,錐齒輪副飛濺出的潤(rùn)滑油在機(jī)匣封閉腔內(nèi)形成油霧, 油霧附著到內(nèi)壁上, 在重力作用下形成油滴被收集到集油槽內(nèi),從操縱桿導(dǎo)油槽進(jìn)入軸承,通過(guò)回油孔及配合面的間隙回流到油池。軸承潤(rùn)滑油量少,潤(rùn)滑線路長(zhǎng),潤(rùn)滑條件嚴(yán)苛,對(duì)軸承自身性能與可靠性要求極高。

2.2 不利狀態(tài)

尾操縱軸承的工作性能、可靠性與其工作狀態(tài)有很大關(guān)系,其不利的工作狀態(tài)主要為:

1)軸承處于不利裝配位置(即裝配尺寸鏈累積誤差最大)導(dǎo)致軸承內(nèi)、外圈變形,產(chǎn)生偏心。

2)軸承在承受較大載荷時(shí),因尾槳軸和操縱軸的變形導(dǎo)致軸承內(nèi)、外圈變形,產(chǎn)生偏心。

3)在直升機(jī)右傾飛行姿態(tài)下尾槳軸處于上翹狀態(tài),潤(rùn)滑油不能進(jìn)入軸承內(nèi)部導(dǎo)致潤(rùn)滑條件惡劣,軸承處于不利工作狀態(tài),如圖3所示。

圖3 直升機(jī)右傾飛行姿態(tài)下尾操縱軸承位置

2.3 載荷

尾操縱軸承隨著操縱桿做軸向往復(fù)運(yùn)動(dòng),承受軸向載荷。軸承兩列外圈和鋼球因承受軸向載荷方向不同而受力不同(推力和拉力),同時(shí)僅有一側(cè)外圈和鋼球受力,且大部分工作時(shí)間承受操縱拉力。當(dāng)承受操縱拉力時(shí),軸承左列(靠近操縱桿端)受力,右列不受力;當(dāng)承受操縱推力時(shí),軸承右列(靠近操縱軸端)受力,左列不受力。飛行載荷譜中規(guī)定了不同飛行狀態(tài)下的操縱載荷值、持續(xù)時(shí)間和限制載荷值,考慮到外場(chǎng)飛行的不確定性和安全裕度,采取載荷譜中限制操縱載荷15 000 N作為軸承試驗(yàn)載荷。

3 考核評(píng)價(jià)方法

3.1 試驗(yàn)方案

根據(jù)尾操縱軸承的使用工況和1 200 h壽命要求,結(jié)合行業(yè)內(nèi)軸承臺(tái)架試驗(yàn)方法,設(shè)計(jì)了軸承不利狀態(tài)下極限能力和耐久性考核評(píng)價(jià)方法,以最大限度地接近真實(shí)工況,全面考核軸承的性能和壽命。

尾操縱軸承臺(tái)架試驗(yàn)考核主要包括性能試驗(yàn)和壽命試驗(yàn):性能試驗(yàn)包括安裝及性能臺(tái)架試驗(yàn)(軸承安裝到減速器上的安裝性能試驗(yàn))、干運(yùn)轉(zhuǎn)(斷油后繼續(xù)運(yùn)轉(zhuǎn))試驗(yàn)、隨尾減速器50 h初步核準(zhǔn)試驗(yàn)、不利狀態(tài)下極限能力試驗(yàn)、隨尾減速器超轉(zhuǎn)試驗(yàn)等;壽命試驗(yàn)考核包括隨尾減速器1 800 h耐久性試驗(yàn)等。

3.2 不利狀態(tài)下尾操縱軸承極限能力

3.2.1 不利裝配位置的誤差分析計(jì)算

對(duì)尾操縱軸承在裝配時(shí)由于加工誤差可能使其處于不利位置的所有誤差項(xiàng)進(jìn)行分析計(jì)算,分為尺寸極限差和最大形位公差計(jì)算。尺寸極限偏差計(jì)算是計(jì)算兩零件之間的配合,取值為最大間隙值,如過(guò)盈配合則取值為0。最大形位公差計(jì)算只計(jì)算徑向跳動(dòng)公差和同軸度公差,取值均為規(guī)定的公差。經(jīng)對(duì)軸承安裝結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析,計(jì)算尺寸鏈為 “軸承→操縱軸→隔套→導(dǎo)筒→尾槳軸→ 圓螺母→軸承襯套→后機(jī)匣→主機(jī)匣→槳距操縱裝置”。經(jīng)尺寸鏈計(jì)算,軸承尺寸極限偏差為0.411 mm,最大形位公差為0.299 mm,故尾操縱軸承加工、裝配最大偏心量為0.710 mm。偏心角計(jì)算是通過(guò)反正切函數(shù)計(jì)算,正切值為軸承加工、裝配偏心量與主機(jī)匣尾助力器安裝面至軸承中點(diǎn)的距離之間的比值。主機(jī)匣尾助力器安裝面至軸承中點(diǎn)的距離,計(jì)算尺寸鏈為“軸承→操縱桿→主機(jī)匣”。經(jīng)計(jì)算,尾操縱軸承加工、裝配最大偏心角為

αmax=arctan(Smax/Lmin)=6.31′,

式中:αmax為軸承加工、裝配最大偏心量;Lmin為主機(jī)匣尾助力器安裝面至軸承中點(diǎn)的距離。文中αmax取7′。

為模擬不利裝配位置下軸承偏心狀態(tài),在操縱桿端與試驗(yàn)臺(tái)加載部位設(shè)計(jì)了偏心裝置(偏心座),實(shí)現(xiàn)了試驗(yàn)臺(tái)對(duì)軸承綜合施加載荷、偏心模擬的考核。

3.2.2 尾操縱軸系CAE建模分析計(jì)算

根據(jù)尾減速器裝配關(guān)系,建立尾減速器整機(jī)數(shù)字樣機(jī)模型(含尾操縱軸系),采用ANSYS進(jìn)行有限元前、后處理和線彈性有限元分析。

針對(duì)尾操縱軸系的復(fù)雜結(jié)構(gòu),采用梁?jiǎn)卧M操縱桿和操縱軸,采用MPC單元模擬尾操縱軸承,采用十節(jié)點(diǎn)四面體單元對(duì)尾減速器劃分網(wǎng)格,共包括322 939個(gè)單元,566 570個(gè)節(jié)點(diǎn),網(wǎng)格模型如圖4所示。根據(jù)機(jī)匣受載情況,約束尾減速器主機(jī)匣3個(gè)安裝腿的螺栓孔內(nèi)表面沿x,y,z方向的位移。在操縱桿施加尾助力器載荷,在尾減速器輸出齒輪軸的花鍵位置施加尾槳中心的限制載荷和中速度懸停回轉(zhuǎn)狀態(tài)(大重量)的載荷。由CAE計(jì)算得到在限制載荷作用下,尾操縱軸系綜合位移最大值為2.395 mm;在中速度懸?；剞D(zhuǎn)狀態(tài)的載荷作用下,尾操縱軸系綜合位移最大值為1.879 mm。

基于模擬梁?jiǎn)卧奈矘倏v軸系,分別在操縱軸和操縱桿沿軸線方向取點(diǎn),然后提取相應(yīng)點(diǎn)的位移,經(jīng)過(guò)換算得到操縱軸與操縱桿的變形偏心角。在限制載荷作用下,操縱桿與操縱軸形成的變形偏心角為179.748°;在中速度懸?；剞D(zhuǎn)狀態(tài)的載荷作用下,操縱桿與操縱軸形成的變形偏心角為179.832°。為考核極限能力和充分考慮安全裕度,選取限制載荷(最大載荷15 000 N)作用下的偏心角15′作為軸承內(nèi)、外圈的偏心角。

為模擬最大載荷下軸承偏心狀態(tài),充分利用尾操縱軸系結(jié)構(gòu),在尾操縱軸承的操縱軸端設(shè)計(jì)偏心軸套模擬件,實(shí)現(xiàn)了飛行狀態(tài)下尾操縱軸承內(nèi)、外圈偏心的真實(shí)模擬。

3.2.3 不利飛行姿態(tài)的模擬

當(dāng)直升機(jī)右傾飛行時(shí),尾操縱軸承隨尾槳軸向上傾斜,軸承幾乎接近干運(yùn)轉(zhuǎn)狀態(tài),為模擬尾減速器在空中的飛行姿態(tài),設(shè)計(jì)了尾操縱軸承不利狀態(tài)下極限能力的試驗(yàn)驗(yàn)證方案。將試驗(yàn)臺(tái)增加一套傾斜裝置,傾斜角度可調(diào),如圖5所示,控制安裝尾減速器的試驗(yàn)平臺(tái)在規(guī)定角度和時(shí)間下保持尾減速器正常運(yùn)轉(zhuǎn),通過(guò)軟件控制操縱軸加載機(jī)構(gòu)施加要求的載荷,驗(yàn)證尾操縱軸承在尾減速器處于不同姿態(tài)時(shí)的受力情況。

圖5 尾減速器傾斜裝置圖

根據(jù)軸承極限載荷在載荷譜中的占比設(shè)計(jì)試驗(yàn)載荷方案,分別設(shè)計(jì)軸承處于不利裝配位置、軸系變形條件下的偏心狀態(tài)及軸承在右傾飛行姿態(tài)下的模擬方案。通過(guò)對(duì)最不利裝配位置及最大載荷下的偏心計(jì)算,軸承內(nèi)、外圈理論偏心角疊加為22′,考慮到安全系數(shù),將軸承極限狀態(tài)下偏心角放大設(shè)定為1°,軸承內(nèi)、外圈的偏心角通過(guò)設(shè)計(jì)偏心裝置實(shí)現(xiàn),如圖6所示。

圖6 尾操縱軸承偏心安裝結(jié)構(gòu)圖

3.3 不利狀態(tài)下尾操縱軸承的耐久性

軸承耐久性試驗(yàn)有加速等效法和施加1∶1載荷法(試驗(yàn)載荷與載荷譜中的載荷為1∶1,模擬真實(shí)載荷,不放大或縮小)。為真實(shí)模擬各飛行狀態(tài)下的載荷和時(shí)間分配比,通過(guò)對(duì)載荷譜分析優(yōu)化,將時(shí)間和載荷值整合歸納,耐久性試驗(yàn)采用1∶1載荷法,循環(huán)運(yùn)轉(zhuǎn),按照軸承1 200 h壽命的要求,考慮到安全系數(shù),試驗(yàn)總長(zhǎng)為1 800 h,每4 h為一個(gè)循環(huán),共循環(huán)450次。在最大載荷狀態(tài)下軸承內(nèi)、外圈偏心角 22′的情況,不考慮飛行姿態(tài),試驗(yàn)臺(tái)架設(shè)為水平放置,無(wú)左傾姿態(tài)下的進(jìn)油機(jī)會(huì),比實(shí)際飛行工況下潤(rùn)滑條件更嚴(yán)苛。

為模擬尾槳軸在實(shí)際工作狀態(tài)時(shí)承受的復(fù)合載荷的大小和方向,設(shè)計(jì)了一套尾槳軸綜合加載裝置和操縱軸加載裝置,編制了一套自動(dòng)控制軟件,可詳細(xì)繪制出尾操縱軸承在1 800 h耐久性試驗(yàn)過(guò)程中的溫度、受力等變化趨勢(shì)。

4 試驗(yàn)結(jié)果

4.1 不利狀態(tài)下極限能力試驗(yàn)

試驗(yàn)臺(tái)模擬飛行不利姿態(tài),右傾20°放置(圖6),尾操縱軸承內(nèi)、外圈模擬偏心安裝。首先模擬內(nèi)、外圈偏心角22′,試驗(yàn)臺(tái)架水平放置,大載荷偏心試驗(yàn)8 h;然后在內(nèi)、外圈偏心角1°狀態(tài)下進(jìn)行極限能力試驗(yàn)1 min。為測(cè)量在不利狀態(tài)下極限能力試驗(yàn)時(shí)的軸承溫度,改制了尾操縱軸系,增加熱電偶測(cè)溫裝置。軸承加載情況如圖7所示。

圖7 不利狀態(tài)下極限能力試驗(yàn)加載

試驗(yàn)過(guò)程正常,無(wú)異常響聲,各結(jié)合面、密封處無(wú)滲漏油現(xiàn)象;試驗(yàn)后檢查外觀均無(wú)滲漏情況、磁性屑末檢測(cè)信號(hào)器未吸附金屬屑末,試驗(yàn)過(guò)程振動(dòng)無(wú)異常;軸承經(jīng)分解檢查狀態(tài)良好,處于可用狀態(tài),軸承未出現(xiàn)內(nèi)、外圈或鋼球表面基體金屬疲勞剝落、斷裂、卡死等失效情況,判定其通過(guò)了不利狀態(tài)下極限能力試驗(yàn)考核。

4.2 1 800 h耐久性試驗(yàn)

試驗(yàn)臺(tái)水平放置,尾操縱軸承模擬22′偏心安裝,完成了1 800 h的循環(huán)運(yùn)轉(zhuǎn)試驗(yàn)。

試驗(yàn)過(guò)程正常,試驗(yàn)結(jié)果與4.1節(jié)極限能力試驗(yàn)結(jié)果相同,判定其通過(guò)了1 800 h耐久性試驗(yàn)考核。

5 結(jié)束語(yǔ)

通過(guò)分析計(jì)算不利裝配位置導(dǎo)致尾操縱軸承內(nèi)、外圈變形產(chǎn)生的偏心角,采用CAE建模計(jì)算軸承在承受大載荷下尾槳軸和操縱軸的變形,結(jié)合試驗(yàn)裝置和尾減速器的結(jié)構(gòu)特點(diǎn),在試驗(yàn)裝置中增加偏心座,將尾槳軸與操縱軸之間的軸套改為偏心軸套,最大限度模擬真實(shí)飛行狀態(tài),全面考核了軸承的性能和壽命。該尾操縱軸承考核評(píng)價(jià)方法有效保障了軸承的可靠性,填補(bǔ)了國(guó)內(nèi)低速重載、長(zhǎng)潤(rùn)滑線路、不利飛行姿態(tài)下的尾減速器尾操縱軸承綜合評(píng)價(jià)技術(shù)的空白。

目前尾操縱軸承已批量裝機(jī)使用,6臺(tái)飛行時(shí)間接近1 200 h,裝機(jī)使用情況良好,進(jìn)一步驗(yàn)證了尾操縱軸承考核評(píng)價(jià)方法的正確性和全面性。

在1 800 h耐久性驗(yàn)證試驗(yàn)過(guò)程,未全程監(jiān)控軸承套圈的溫度,后續(xù)將重點(diǎn)開(kāi)展軸承溫升監(jiān)控技術(shù)研究,進(jìn)一步優(yōu)化軸承考核評(píng)價(jià)方法。