某型直升機傳動系統軸承失效原因分析

曹迪，曲瓊，武全有

(1.空軍駐洛陽地區軍事代表室，河南 洛陽 471039；2.洛陽LYC軸承有限公司，河南 洛陽 471039；3.航空精密軸承國家重點實驗室，河南 洛陽 471039；4.西安交通大學，西安 710049)

1 概述

某型直升機傳動系統拉力軸承的工況為典型的低速、重載(轉速不超過300 r/min，最大接觸應力超過3 000 MPa)，軸承的設計、制造難度大。為驗證軸承的壽命是否滿足使用要求，軸承在裝機前需進行試驗機耐久性試驗，以保證直升機的飛行安全。

軸承結構為雙列球軸承(圖1)，其中一列為四點接觸球軸承，另一列為角接觸球軸承，外圈為整體結構。套圈和鋼球的材料均為高溫軸承鋼8Cr4Mo4V，保持架材料為合金結構鋼40CrNiMoA。軸承內徑為130 mm，外徑為230 mm，總寬度為80 mm。為方便軸承拆裝，角接觸列內圈端面設計有拆卸用螺紋孔，外圈設計有拉拔槽。

耐久性試驗中軸承為噴射潤滑，由1個噴嘴供油，供油溫度為80 ℃，最大軸向力為250 kN，最大徑向力為180 kN。圖1中角接觸列內圈溝道1、角接觸列外圈溝道1、四點接觸列內圈溝道1及四點接觸列外圈溝道1均為承載溝道，其余溝道則均為非承載溝道。

圖1 軸承溝道示意圖

2 失效軸承故障狀態

按照飛行功率譜的要求，軸承需安裝在試驗機上進行1 200 h的耐久性試驗，在完成580 h運行時發現軸承發生剝落失效。

經檢查發現：角接觸列的內圈溝道有4處片狀剝落，其分布狀態為沿軸向從溝道頂部延伸至接近溝底位置；4處剝落區分布具有明顯的規律性，即均位于螺紋孔上方。按順時針方向分別將6個螺紋孔編為1#～6#，相應的剝落區依次編為1#～4#，其中沿圓周方向的長度分別為32，16，30，29 mm，如圖2所示。

圖2 角接觸列內圈失效編號和位置

1#～4#剝落區宏觀形貌基本相同，均可見片狀擴展特征(圖3)，為典型的接觸疲勞剝落形貌[1-2]。

圖3 角接觸列內圈溝道2#剝落區形貌

角接觸列外圈溝道承受徑向載荷最大處有一處約3 mm×5 mm的剝落(圖4)，承載區內可見大量尺寸不等、形狀各異的壓坑。兩列鋼球及四點列內、外圈溝道及保持架均未見異常。

圖4 角接觸列外圈溝道剝落區宏觀形貌

根據軸承受力情況及剝落形貌可知，角接觸列外圈溝道剝落是由于內圈溝道剝落后產生的剝落金屬屑導致的，而角接觸列內圈溝道4處剝落具有明顯的規律，即剝落源均正對螺紋孔底部。由此可初步確定，軸承的角接觸內圈為首先失效件，故對角接觸列內圈進行重點檢測分析。

3 故障分析及檢驗

3.1 故障樹

根據軸承故障情況[3-4]，建立了軸承剝落故障樹(圖5)。從設計、試制、試驗等方面進行分析，以期找出故障發生的原因。

圖5 軸承剝落故障樹

3.2 設計復查

對軸承設計參數進行了復查，結果表明，軸承接口結構和尺寸符合技術協議的要求。該軸承是在成熟機型上的改進設計，主要是在內圈端面增加了螺紋孔，鋼球及溝道曲率等參數均未變動，經復查，失效件原始出廠檢測值均符合設計要求。

3.3 常規項目檢驗

對失效軸承材料及熱處理質量進行了檢驗，結果表明，其化學成分(表1)和金相組織(表2)符合JB/T 2850—2007《滾動軸承 Cr4Mo4V高溫軸承鋼零件 熱處理技術條件》的規定，表層組織、心部組織均正常，不同部位組織無明顯差異。

表1 失效軸承材料化學成分

表2 失效軸承金相組織

3.4 試驗

從試驗載荷、潤滑、安裝定位方式、試驗工裝、配合、安裝等逐一進行復查，均符合試驗要求。

3.5 硬度檢測

由于1#～4#剝落區形貌基本相同，且均位于螺紋孔上方，故選取中間的2#，3#剝落區，同時選取未剝落的6#螺紋孔進行不同方向的取樣檢測。其中：2#剝落區沿內溝道周向切取試樣，3#剝落區沿內溝道軸向穿過螺紋孔切取試樣，6#螺紋孔沿內溝道軸向穿過螺紋孔切取試樣。

檢測結果表明：2#，3#剝落區和6#螺紋孔表面硬度為63.1～63.5 HRC，未剝落區硬度為63.1～63.6 HRC，心部硬度為62.8～63.5 HRC。軸承設計硬度為60～64 HRC，可以看出，所測硬度值及其均勻性均符合相關標準要求，剝落區與非剝落區硬度也無明顯差異。

3.6 金相檢驗

2#剝落區試樣表面組織未見異常，距剝落表面約0.94 mm處可見微裂紋(圖6)；未剝落表面組織正常，未見燒傷等異常現象，心部組織正常。

圖6 2#剝落區試樣表面下裂紋

3#剝落區試樣表面組織未見異常，與剝落區相連的裂紋擴展至基體內部(圖7)；在距剝落表面約1 mm的較深部位也可見單獨存在的微裂紋(與剝落區不相連)，且裂紋彎折延伸至螺紋部位，靠近螺紋孔底部的一扣螺紋接近脫落(圖8)，裂紋兩側的金相組織正常。另外，在溝道剝落處與螺紋孔之間有條弧形裂紋(圖9)，未剝落表面組織正常，未見燒傷等異常現象。

圖7 3#剝落區試樣表面下裂紋

圖8 3#剝落區試樣不相連的裂紋形貌

圖9 螺紋孔截面微觀顯示

2#，3#剝落區試樣的組織相似(以3#剝落區試樣為例)，組織為馬氏體+一次碳化物+二次碳化物+殘余奧氏體，參照JB/T 2850—2007約為3級。其余均未見異常。

4 失效原因分析及試驗驗證

4.1 失效原因分析

宏觀觀察結果表明，角接觸列內圈溝道4處剝落具有明顯的規律，即剝落源均正對于螺紋孔底部，外圈溝道剝落是由于內圈溝道剝落后產生的剝落金屬屑導致的，由此確定了角接觸軸承內圈為首先失效件。

軸承質量和試驗過程復查以及必要的檢驗結果表明：失效軸承的材料、熱處理、磨削質量以及整個試驗過程等均未發現任何異常；角接觸列內圈剝落區和非剝落區的硬度及金相組織也符合相關標準要求，說明軸承的失效與軸承制造質量和試驗過程無直接因果關系。

軸承內圈端面的螺紋孔底部距溝道表面較薄(最薄為1.73 mm)，淬火時容易形成應力集中，同時螺紋孔底部位于承載區，而軸承承載時為點接觸，接觸橢圓較小(在最大載荷時角接觸列鋼球與溝道接觸橢圓長半軸為6 mm，短半軸為0.59 mm)，鋼球經過螺紋孔底部上方溝道表面時，鋼球壓力直接施加在螺紋孔上方，軸承工作時鋼球對溝道輾壓會進一步使螺紋底部產生應力集中[5]。

由于軸承在試驗過程中一直處于較高的應力水平，若軸承長時間在重載下工作，也會使螺紋孔位置長時間處于較大的應力狀態，經交變循環應力作用后，最終導致螺紋孔底部產生裂紋、剝落[6-8]。

從圖7—圖9可以觀察到在內圈溝道剝落處與螺紋孔之間存在次表層微裂紋，也說明了該位置在工作中所承受的應力較大。由此可以確定，軸承的失效形式為次表面起源型疲勞，由螺紋孔處的應力集中引起。

4.2 故障排除及驗證

角接觸列內圈端面上均布的6個螺紋孔用于拆卸軸承，由于螺紋孔設計不可避免地產生應力集中，為保證直升機的飛行安全，改進了設計思路，取消了角接觸列內圈端面螺紋孔設計。經驗證，取消螺紋孔后的軸承在試驗器上順利通過了1 200 h耐久性試驗，試驗后的軸承未出現剝落。

5 結束語

經檢驗分析后認為軸承的失效模式為表面起源型疲勞，角接觸列內圈為首先失效件。螺紋孔位于軸承角接觸列內圈接觸區內，會降低溝道局部剛度，容易產生應力集中。若螺紋孔過深，會使螺紋孔處強度降低，即內圈端面螺紋孔的存在導致軸承在試驗過程中產生失效。針對此故障現象，改進了軸承設計方案，取消了螺紋孔結構，最終通過了試驗驗證。