航空發動機軸承內圈斷裂失效機理分析*

王 全 李 青 馬 健 韓振宇

（中國航發沈陽發動機研究所）

0 引言

軸承用來支承轉動軸或其它旋轉零件，引導旋轉運動，并承受傳遞給支架的載荷[1-2]。軸承是航空發動機的關鍵部件，對航空發動機的工作性能、壽命、各項經濟指標及可靠性都有很大影響[3-6]。

某航空發動機工作后發現軸承內圈出現斷裂故障，嚴重影響了發動機的安全使用。故障軸承為滾子軸承，位于高低壓轉子之間，其外圈位于軸承座上隨低壓轉子轉動，內圈位于高壓渦輪后軸上隨高壓轉子轉動。內圈采用過盈方式裝配在高壓渦輪軸上，并裝有防轉銷。內外圈及滾動體材料均為Cr4Mo4V，防轉銷材料為1Cr11Ni2W2MoV。內圈內表面鍍鉻，以保證內圈與高壓渦輪軸的配合緊度[7]。

國內外針對滾動軸承部件故障分析及改進有較多研究。吳鵬飛[8]等利用模糊熵和分形維數結合的方法對滾動軸承振動信號進行故障特征的提取，實現了滾軸軸承的早期故障檢測；Paul[9]等通過對轉子特性分析和軸承的全新設計過程，解決了汽輪機齒輪箱中軸承的同步振動問題；李青[10]等利用掃描電鏡設備，分析得出球軸承剝落性質為滾動接觸疲勞，碳化物偏聚及殘留的氧化鋁顆粒是引起剝落的主要原因。John[11]等介紹了在正常條件下，滾動軸承表面材料受高接觸應力的反復作用，導致軸承在表面或亞表面處萌生裂紋的疲勞失效破壞模式。

國內目前對于發動機滾動軸承的多因素綜合作用故障失效分析較少。本文對軸承失效件進行了宏觀和微觀精細化失效分析，判定出了其主要失效模式，研究了多重因素導致的失效機理，并為消除該類故障提出了相應的改進建議。

1 檢查與分析結果

1.1 宏觀檢查

故障軸承內圈局部宏觀圖像如圖1所示，前后兩側端面外觀較為完好。內圈前端面存在兩個呈180 度位向關系的防轉銷槽，斷裂故障發生于其中一處防轉銷槽區域，如圖1中虛線圓圈區域。

圖1 故障軸承內圈局部宏觀圖像Fig.1 Macroscopic appearance of the fault bearing inner race

故障軸承內圈表面局部宏觀圖像見圖2。滾道表面較為完好，未見超溫變色現象；內表面嚴重磨損。放大觀察內表面，可見部分區域鍍鉻層脫落，見圖3。對磨損區域進行能譜分析，結果如表1 所示，主要為GH4169 材料，表明內圈內表面與高壓渦輪軸（材料為高溫合金GH4169）存在磨損。

圖2 故障軸承內圈表面局部宏觀圖像Fig.2 Local macro morphology of the face of fault bearing inner race

圖3 故障軸承內圈內表面放大圖像Fig.3 Macroscopic appearance of the inner surface of fault bearing inner race

表1 軸承內圈內表面磨損區域能譜分析結果（W%）Tab.1 Spectrum analysis results of the wear area of bearing inner race(w%)

放大觀察斷裂區域，可見裂紋穿過防轉銷槽底面轉角區域，形貌如圖4所示。剖取防轉銷槽周向截面并進行放大觀察，轉角處未見明顯倒角，幾乎呈90o直角，見圖5。

圖4 故障軸承斷裂區域放大圖像Fig.4 Macroscopic appearance of fracture area of fault bearing

圖5 防轉銷槽周向截面放大形貌Fig.5 Macroscopic appearance of circular cross section of anti-rotating pin slot

故障軸承防轉銷宏觀圖像如圖6所示，與斷裂側槽內壁面接觸一側發生了嚴重的塑性變形和磨損（如圖6中箭頭所指處），且表面存在軸向和徑向兩垂直方向磨痕，另一側存在較輕的變形和磨損，說明防轉銷與軸承內圈防轉銷槽側壁之間存在多次的碰磨。

圖6 防轉銷宏觀形貌Fig.6 Macro morphology of the anti-rotating pin

發生斷裂故障一側防轉銷槽底面宏觀形貌見圖7，靠近內圈內表面一側存在弧形白亮鍍鉻層，最寬處約為1.25mm，轉角處寬度約為0.61mm，且局部鍍層表皮存在脫落現象。未發生斷裂防轉銷的槽底面同樣存在弧形白亮鍍鉻層及鍍層表皮脫落現象。

圖7 斷裂故障一側防轉銷槽底面宏觀形貌Fig.7 Macro morphology of fracture side of the antirotating pin undersurface

1.2 斷口分析

故障軸承內圈斷口宏觀圖像如圖8 所示。斷口呈灰色，較平緩，起伏不大；可見到明顯的放射棱線和疲勞弧線形貌，表明斷口性質為疲勞斷口。根據疲勞弧線及放射棱線的方向判斷，疲勞起始于防轉銷槽底面根部轉角區域。疲勞區面積約占整個斷面的40%[12]。

圖8 故障軸承內圈斷口宏觀圖像Fig.8 Macro morphology of bearing inner race fracture

在掃描電鏡中觀察，斷口疲勞源區低倍形貌如圖9所示，可見放射棱線及疲勞弧線特征。從放射棱線匯聚的方向判斷，疲勞起源于防轉銷槽底面根部轉角處，呈多源特征，分布在距內表面約1.4mm范圍內。疲勞源區微觀形貌見圖10，部分區域存在磨損，未見明顯的冶金缺陷。

圖9 斷口疲勞源區低倍形貌Fig.9 Macro morphology of fracture origin area

圖10 斷口疲勞源區微觀形貌Fig.10 Microscopic morphology of fracture origin area

放大觀察斷口疲勞擴展區，可見明顯的疲勞弧線及放射棱線特征，見圖11。瞬斷區微觀形貌均為韌窩特征，如圖12所示。

圖11 斷口疲勞擴展區微觀形貌Fig.11 Microscopic morphology of expansion zones

圖12 瞬斷區微觀形貌Fig.12 Microscopic morphology of final rupture zones

1.3 源區附近表面分析

對源區附近表面進行觀察，形貌如圖13所示，未見明顯加工痕跡，部分區域存在微裂紋（圖13中箭頭所指處）。放大觀察，防轉銷槽底面靠近源區附近區域可見鍍層存在晶界腐蝕現象，見圖14。

圖13 源區附近表面微觀形貌Fig.13 Microscopic morphology of surface near the origin area

圖14 鍍層晶界腐蝕微觀形貌Fig.14 Microscopic morphology of grain boundary corrosion in coating

1.4 材質分析

1.4.1 成分分析

對故障軸承內圈基體進行能譜分析，結果如表2所示，主要合金元素含量與軸承鋼Cr4Mo4V基本相符。

表2 故障軸承內圈基體能譜分析結果（W%）Tab.2 Spectrum analysis results of the fault bearing inner race matrix(w%)

1.4.2 組織分析

對故障軸承內圈取樣進行組織檢查，基體組織形貌如圖15所示，為淬回火馬氏體和碳化物，未見明顯異常。內表面鍍鉻層形貌如圖16 所示，經測量大部分區域鍍鉻層厚度約為70 μm，局部區域鍍鉻層存在開裂脫落現象。

圖15 故障軸承內圈基體組織形貌Fig.15 Metallographic structure of the fault bearing inner race matrix

圖16 內圈內表面鍍鉻層形貌Fig.16 Morphology of chromium coating of the inner surface

在掃描電鏡下進一步放大觀察，可見鍍鉻層內存在大量微裂紋，但未觀察到擴展進入軸承內圈基體現象，如圖17所示。

圖17 鍍鉻層微裂紋微觀形貌Fig.17 Microscopic morphology of chromium coating micro-cracks

1.4.3 硬度分析

對故障軸承內圈及滾動體進行洛氏硬度測試，結果見表3，均滿足標準JB/T 2850-93要求。

表3 軸承內圈及滾動體洛氏硬度測量結果（HRC）Tab.3 Measurement results of rockwell hardness for inner race and roller(HRC)

2 分析與討論

通過斷口宏觀分析可知，故障軸承內圈斷口可見到明顯的放射棱線和疲勞弧線形貌，表明斷裂性質為疲勞斷裂，呈多源特征，疲勞起源于防轉銷槽底面根部轉角處。通過掃描電鏡微觀觀察可知，源區及斷口未發現夾雜、孔洞等明顯的冶金缺陷，表明故障產生與冶金缺陷無關。對故障軸承內圈的材質分析結果表明，軸承內圈材料成分和硬度符合技術標準要求，組織也未見異常，可以排除軸承內圈材質問題對故障的影響。

內圈斷口疲勞源于防轉銷槽底面根部轉角處，該轉角區域未見明顯倒角，觀察測量幾乎為直角，容易產生較大應力集中，大大降低了內圈的抗疲勞性能，從而促進了疲勞裂紋的萌生[13]。

軸承內圈表面鍍鉻是為了修復工作后內圈的磨損缺失量，保持其使用尺寸精度，以保證內圈與高壓渦輪軸的配合緊度。但是軸承內圈鍍鉻要提高內圈耐磨性和硬度，采用了大電流、低溫鍍工藝，致使鉻層中存在許多孔隙、微裂紋和原子點陣晶格畸變，使鉻層內部和鉻層與基體間存在較高內應力。在低溫回火去應力去氫熱處理過程中，鉻層內部及鉻層與基體間的點陣錯配得到恢復，其結果使原本結合緊密的晶團變得更加致密，原本結合松散的晶團開裂，原本的缺陷處變成微裂紋，使鉻層中微裂紋增多[14]。大量的微裂紋成為潛在開裂源，導致軸承內圈疲勞強度降低。鍍鉻層表面存在晶界腐蝕，同樣會增大故障軸承內圈開裂敏感性[15]。

防轉銷與軸承內圈防轉銷槽側壁之間的多次碰磨增加了裂紋源區域的交變載荷，從而促進裂紋擴展開裂。

綜上所述，防轉銷槽根部無明顯倒角，存在較大的應力集中，降低了內圈的抗疲勞性能，從而促進了疲勞裂紋的萌生；同時鍍鉻層內存在的大量微裂紋、表面的晶界腐蝕以及防轉銷的反復碰磨作用力也均加速了疲勞斷裂的產生。

3 結論

1）航空發動機軸承內圈斷裂性質為多源疲勞斷裂，疲勞起源于防轉銷槽底面根部轉角處；

2）轉角區域無明顯倒角，存在較大應力集中，促進了疲勞裂紋的萌生；鍍鉻層內存在的大量微裂紋和表面的晶界腐蝕以及防轉銷的多次碰磨，均會增大故障軸承內圈開裂敏感性；

3）內圈疲勞斷裂與冶金缺陷及內圈材質無直接關系。

4 改進建議

1）改進軸承內圈設計制造工藝，在防轉銷槽根部轉角處增加倒角要求，降低應力集中，改善防轉銷槽根部的應力水平。

2）熱噴涂工藝是將噴涂材料加熱熔化并霧化，然后高速噴射到基材表面，形成所需性質連續的致密涂層[16]。與鍍鉻工藝相比，具有涂層顯微組織致密、厚度容易控制和產生污染較小等優點，近年來越來越多的應用于航空發動機磨損零部件修復的耐磨涂層[17]。在保證軸承內圈耐磨性和硬度性能指標前提下，可考慮改用熱噴涂工藝代替鍍鉻工藝，進行軸承內圈尺寸的修復[18]，避免鍍鉻層內的微裂紋等潛在風險因素。