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摘 要： 摘要：通過研究角接觸球軸承斷油故障的故障復現現象，發現斷油耐受能力不足的初期故障模式為滾動體與內圈之間發生三點接觸。使用三點接觸分析法對軸承斷油耐受能力進行計算，結合相似軸承的計算分析，結果進行研究發現：墊片角越大，軸承抗斷油能力越差，墊片角為25的
摘要：通過研究角接觸球軸承斷油故障的故障復現現象，發現斷油耐受能力不足的初期故障模式為滾動體與內圈之間發生三點接觸。使用三點接觸分析法對軸承斷油耐受能力進行計算，結合相似軸承的計算分析，結果進行研究發現：墊片角越大，軸承抗斷油能力越差，墊片角為25°的情況下軸承抗斷油能力較差。通過斷油后軸承的瞬態溫度場分析，結合三點接觸分析法，確定原設計狀態的軸承斷油耐受時間為25s，不具備耐受斷油30s的能力。根據分析的結論，將該軸承的墊片角減小到19°，落實改進措施后的軸承通過了試驗器驗證和發動機試車驗證。
關鍵詞：角接觸球軸承;大載荷;滑油中斷;三點接觸;軸承游隙
航空發動機主軸軸承是支撐發動機轉子系統正常運轉的關鍵零部件[1]。角接觸球軸承作為航空發動機推力軸承，是一種應用非常廣泛、成熟的軸承類型，其潤滑方式一般為油潤滑[2]。它主要承受發動機轉子的軸向載荷，也承擔一部分徑向載荷。為了增加鋼球數量，提高軸承的承載能力，通常使用雙半內圈角接觸球軸承。隨著發動機技術的發展，主軸軸承的工作條件越來越苛刻[3]，甚至在某些狀態下需要完成高狀態無油運轉，此時主承載面潤滑狀態迅速惡化，其性能和可靠性受到嚴峻考驗[4]，對發動機主軸軸承的抗斷油能力有相當高的要求[5]，如果軸承在設計時未能給予充分考慮，斷油過程中滾動軸承的工作游隙將迅速減小[6]，軸承溫度迅速升高，內部接觸面嚴重磨損，嚴重時會造成軸承卡死[7]，導致發動機發生嚴重故障。為了驗證軸承在斷油工況下的工作能力，GJB241A⁃2010《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規范》、美國的JSSG⁃2007B《航空渦噴渦扇渦軸渦槳發動機聯合使用規范指南》等標準中都對發動機滑油中斷的工作能力和試驗驗證提出了明確的要求[8]，型號規范上通常要求發動機在最大狀態下進行30s滑油中斷試車。美國F117等發動機也對其No.3支點軸承在起飛狀態進行了斷油試驗研究[9]。
因此，航空發動機主軸承的在高速大載荷工況下滑油中斷耐受能力分析，是航空發動機主軸軸承壽命與可靠性研究的重要內容之一[10]。
由于滑油中斷過程短，需要進行軸承的瞬態溫度場分析，國外Stein等[11]建立了類似于Burton和Steph模型的非常復雜的軸承內部熱傳遞網絡，考慮了瞬態熱變化的影響。Parker等[12⁃13]在Shaberth模型的基礎上，采用熱阻網絡法建立了角接觸球軸承溫度場分布計算模型。目前國內已經在常規計算中對軸承供油噴嘴的壓力、最佳供油、表面應力等進行較準確的分析評估[14]，針對航空發動機主軸承斷油性能，許多學者進行了較為廣泛的研究[15]，但航空發動機主軸軸承在高速大載荷工況下的滑油中斷耐受能力分析方面工作較少，主要是進行通過性試驗。
某型發動機按照型號規范要求在發動機起飛狀態開展滑油中斷試車，斷油30s后恢復滑油供給，在滑油壓力恢復過程中發動機發生喘振，發動機下臺進行分解檢查，主推力角接觸球軸承嚴重損壞，所有滾珠呈黑色，有嚴重變形，內圈滾道嚴重磨損并有高溫變色。
因此，本文以Cr4Mo4Ni4V材料的某型發動機主推力角接觸球軸承為研究對象，通過游隙變化的計算、溫度場仿真分析[16⁃17]等手段，分析和研究影響軸承斷油耐受能力的因素，將其結果用于指導工程實際應用。
1斷油損壞軸承的損傷痕跡及理化分析
1.1外圈
外圈滾道局部宏觀圖像見圖1。外圈滾道表面呈黑色，可見黑色粘著物;沿周向方向存在間隔大體相等的高溫變色現象;在滾道表面及邊緣均存在較嚴重的摩擦痕跡。
在掃描電鏡下觀察，外圈滾道表面被粘著物覆蓋，以鋼球材料Cr4Mo4V為主，如圖2所示。
外圈橫向截面試樣腐蝕后宏觀圖像見圖3，在滾道表面附近區域可見明顯的過熱區(淬火層)，外圈擋邊及其附近區域可見少量滲碳層，表明由于外圈滾道表面過熱，導致部分滾道表面發生二次淬火。
故障軸承承載內圈已經嚴重磨損，端面存在明顯的高溫變色現象，滾道表面呈黑色，有粘著物，且存在明顯的滑蹭痕跡，在滾道表面附近區域可見明顯的過熱區，見圖4。
2滑油中斷試驗未通過故障原因
由于發動機上的故障軸承損壞嚴重，已經無法進行深入的故障原因分析，因此開展了試驗器上的故障復現試驗，故障復現軸承的形貌見圖5~圖7。根據斷油試驗后損壞的軸承形貌發現，在斷油的過程中軸承初期故障模式為三點接觸。
因為三點角接觸球軸承承載能力大，所以在航空發動機的主軸軸承領域得到廣泛使用，但該軸承在工作時要有足夠大的徑向游隙(Pd)來保證兩點接觸，見圖8所示。
如果徑向游隙減小到一定程度，將導致鋼球與內圈發生三點接觸，見圖9。此時鋼球運動失穩，與滾道間會產生很大的滑動摩擦，導致軸承急劇溫升，徑向游隙進一步減小，軸承卡死損壞。
相關期刊推薦：《航空動力學報》主要刊登航空航天發動機的原理與設計、氣動熱力學、葉輪機械、燃燒學、傳熱傳質、強度與振動、自動控制、機械傳動、實驗技術以及熱動力等方面的學術論文、研究報告、綜合評述等內容。
在斷油的工況下，鋼球和內圈會迅速受熱膨脹，而外圈受到軸承座的限制，膨脹速度較慢，導致軸承的工作溫度梯度變大，軸承徑向游隙會相應減小，很快會發生三點接觸，導致軸承急劇溫升，徑向游隙進一步減小，軸承卡死損壞。
2.1避免三點接觸的極限徑向游隙
三點接觸現象的產生跟軸承的徑向游隙有直接的關聯，為了分析軸承游隙相關參數對軸承斷油耐受能力的影響，根據軸承設計方法對最大墊片角βi,max和避免三點接觸的極限徑向游隙Pd′進行計算[18⁃19]。
2.2不同軸承的對比分析
在本次斷油未通過故障之前，使用了相似型號的軸承進行了發動機30s斷油，通過了斷油試驗。在發生故障后在試驗器上進行了兩種不同型號軸承的斷油試驗，結果與故障軸承相同型號的軸承未能通過30s斷油試驗，而相似型號的軸承則通過了30s斷油試驗。
根據文中第2.1節計算方法將故障軸承與通過30s斷油的相似型號軸承進行對比計算，對比結果見表1。
由式(2)可知，隨著最大墊片角βi，max的增大，主軸軸承抗斷油徑向游隙裕度逐漸減小。因此墊片厚度偏大是造成故障軸承抗斷油能力較差的主要因素。
在不考慮材料線膨脹系數、軸和軸承座與軸承的過盈配合的情況下，從結構方面的計算結果顯示，故障軸承墊片厚度偏大，導致故障軸承抗斷油的熱敏感性更高，更容易產生三點接觸。當斷油工作時，軸承的游隙會急劇減小，裕度不足會發生三點接觸，三點接觸后鋼球與套圈滾道接觸區出現了滑動磨損，溫度急升，導致軸承卡滯破壞。
3斷油軸承溫度場計算分析
3.1有限元計算模型的建立
根據發動機軸承腔的結構，結合ANSYS建立計算模型。
針對軸承腔內外工作條件的特點，對某型發動機的軸承腔內部的滑油邊界進行了劃分。
根據簡化的軸承腔結構模型，應用赫茲計算結果對軸承進行軸對稱建模，劃分網格，建立有限元模型[20]。將相關的材料特性賦給模型，以及按照邊界條件的劃分，對有限元模型的邊界進行定義和分組，建立溫度場簡化模型。以實測外圈溫度為140℃為初始條件，確定軸承及相關部分零件換熱系數為3000W/(m2·K)，軸承運轉產生的熱量平均分配在內、外圈上。
3.2穩態熱分析
在ANSYS中將軸承腔穩態邊界條件進行加載并計算，得到穩態熱分析計算結果，其溫度分布云圖如圖11所示。可以看出，未斷油情況下，外圈溫度為140℃，內圈溫度為160℃，內外圈平均溫度差約為20℃。
3.3瞬態熱分析
在ANSYS中進行穩態熱分析計算后，將瞬態邊界條件加載到模型上，并進行瞬態熱分析計算，得到斷油后30s時的軸承腔溫度分布云圖如圖12所示。可以看出，外圈溫度為180℃，內圈溫度為240℃，斷油30s后內外圈平均溫度差約為60℃。
3.4故障機理分析
經實際測量，主推力角接觸球軸承在最大工況條件、正常供油情況下，外圈溫度為140℃，以此溫度為初始條件，計算本次故障軸承在不同的內外圈溫差下的徑向工作游隙變化情況(初始游隙取0.2mm)，計算結果見表2。
根據計算結果繪制了軸承內外圈溫差和抗斷油徑向游隙裕度隨斷油時間變化圖，見圖13。
在發動機正常的最大軸向負荷下，高壓止推球軸承的內外圈溫度梯度不超過20℃，在正常工作條件下，軸承抗斷油徑向游隙裕度為0.068mm，軸承有足夠的游隙，不會發生三點接觸。
由溫度仿真可知斷油25s后，內外圈平均溫度差約為50℃。而計算結果表明，在斷油工作條件下如果軸承工作的溫度梯度超過50℃，軸承工作徑向游隙將等于避免三點接觸的極限徑向游隙0.09mm，抗斷油徑向游隙裕度為0mm，發生三點接觸，在此情況下，軸承的鋼球運動極不穩定，產生大量的熱量，造成軸承故障。由此可見，故障軸承的實際滑油中斷耐受時間約為25s。
4軸承的改進和驗證情況
根據分析結果制定了軸承的改進方案，將該軸承的墊片角設計值從25°減小到19°。
完成改進后，選取了3套成品軸承分別進行了3次30s地面試驗器試驗，完成試驗后軸承完好，順利通過試驗。斷油自0s開始至30s恢復供油，試驗過程中軸承的溫度變化情況見圖14。
完成試驗器斷油試驗后，開展了發動機整機斷油30s試車，試驗后軸承完好，順利通過試驗。
5結論
1)三點角接觸球軸承斷油耐受能力不足的初期故障模式為鋼球與兩個內圈之間發生三點接觸。
2)墊片角過大是造成故障軸承抗斷油能力較差的主要因素，減小墊片角有利于軸承抗斷油能力的提高。
3)三點角接觸球軸承的斷油耐受時間可以用三點接觸分析法結合溫度場仿真進行分析。——論文作者：劉魯1，趙聰1，馮小川2，王黎欽3
