某型飛機關節軸承內圈碎裂原因分析

摘 要：某型飛機關節軸承GE35S在使用過程中發生多起關節軸承內圈碎裂故障，工程中通過采取微觀斷口失效分析、使用載荷復查、制造工藝復查等進行了原因分析。結果表明軸承存在裝球缺口、材質抗疲勞性能差、部分尖角部位引起應力集中等，是造成軸承內圈碎裂的重要影響因素。

關鍵詞：關節軸承；內圈碎裂；應力集中；因素

1 概述

某型飛機采用的GE35S關節軸承，在使用中多次出現軸承內圈裂紋或碎裂故障。統計所有發生軸承裂紋飛機的飛行起落數從121個起落至1000個起落不等。經分解飛機相關部件和故障軸承檢查，該軸承所處結構部件正常，軸承外圈結構完好，排除大的異常載荷引起軸承碎裂的可能性。為發現問題查明原因，將取得的六個故障件分別送專業機構進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行了復查。

2 軸承失效分析

2.1 外觀檢查與斷口特征

六件問題關節軸承內圈（見圖1）表面均存在不同程度開裂，有的碎裂成多個碎塊，有的僅形成多條裂紋但未斷開，部分內徑表面存在周向轉動接觸痕跡。

各關節軸承內圈故障件開裂形貌不一，目視多數裂紋沿內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徑油溝處，有3件裂紋起始于內徑油溝內的油孔邊緣，掃描電鏡觀察，斷口上未發現冶金和加工缺陷，沒有疲勞擴展特征，為脆性斷裂。

2.2 材質及成分分析

對六件故障件GE35S關節軸承進行光譜檢查，按GJB269-87《航空滾動軸承技術條件》中確定六件軸承內圈的材質符合ZGCr15鋼。在失效的軸承內圈上打硬度，硬度值在61.5～63HRC，在產品圖樣規定硬度（HRC）58.0～64.0的中上限。對失效軸承磨斷區高倍檢查顯微組織，裂紋源處和心部淬回火組織無差異，均符合標準要求。

2.3 失效分析結論

（1）裂紋源主要位于套圈內徑油溝內和油溝內的油孔兩側，該位置恰是內圈結構上易形成應力集中的部位，裂紋源處未見原始冶金缺陷和加工缺陷，材質和組織硬度均符合標準要求，因此，內圈開裂可能與軸承承受到過大沖擊載荷及軸承自身結構形成的應力集中有關。

（2）由于該型軸承是通用件，未考慮過大的沖擊載荷條件，所以該軸承內圈硬度偏高，耐沖擊性能減弱，當軸承受到較大沖擊載荷時，容易在結構最薄弱的內徑油溝或油孔處出現裂紋，裂紋不能及時發現情況下在沖擊載荷作用下最終導致內圈碎裂。

3 設計和制造工藝復查

3.1 設計載荷復查

該型飛機GE35S關節軸承安裝處在真實使用狀態下，最大的拉載荷達158kN，該沖擊載荷對軸承安裝的調節接頭和關節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力最高。此時軸承上下面受壓載作用，由于內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，造成軸承內外圈之間的游隙減小或消失，同時對內圈施加壓縮載荷。

進一步理論分析表明，一方面由于受載過程中本身就會存在偏心，軸承內圈總是單側應力偏高，而且在內圈削弱部位會產生應力集中。外場軸承破損件也體現了這一特征（內圈破裂總是傾向于一側，并且基本上都和內圈削弱部位相關，見圖1）。另一方面軸承工作時需要轉動127°，由于軸承內圈有削弱部位，在127°這個工作范圍內，內圈削弱部位和油槽孔部位都會出現應力集中，因此產生裂紋的部位也就是和這兩個高應力部位相關，對這兩個應力集中區采取改進措施也有利于提高軸承承載能力。

3.2 制造工藝復查

多年來GE35S關節軸承質量不穩定，存在個體差異，以往有的軸承在120飛行小時就出現多處穿透性裂紋，而大多數軸承在800飛行小時檢查時依然完好無損，部分關節軸承隨飛機一直在使用當中又從未出現任何問題。通過對數件軸承的測量，發現內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，容易引起應力集中。內圈球面上的油槽與削弱部位在加工時與球未做到同心，會導致兩側厚薄不均，也容易在薄的一側產生裂紋。制造裝配工藝檢查還發現存在不同批次軸承的內圈硬度值偏差大，游隙大小不同的情況。這種不足可以通過對該關節軸承的生產細節進行改進，包括降低硬度、提高表面加工質量、減小游隙等措施落實來提高產品質量。

4 結束語

通過軸承故障機理分析，可知原選用的關節軸承內圈裂紋故障的原因為：軸承受力情況復雜，載荷偏大；軸承轉動角度偏大；結構形式固有缺陷。而軸承硬度高、脆性大，抗沖擊性能差，軸承的這些結構特點在載荷偏大以及可能會有沖擊載荷的情況下更容易出現裂紋并進一步導致軸承內圈碎裂。

綜上所述，工程實際選用時像GE35S關節軸承這種帶安裝缺口的關節軸承不宜應用于擺動角度過大且載荷偏大并伴有沖擊載荷的工作環境。擺動角度大，應盡量選擇無裝球缺口的軸承，可能有沖擊載荷的工作環境，則應不宜選擇硬度太高的材料。