航空发动机主轴承保持架断裂故障分析

梁存良，王德伟，巩孟祥，可成河

（1.沈阳黎明航空发动机（集团）有限责任公司，沈阳 110043；2.驻沈阳黎明发动机制造公司军事代表室，沈阳 110043）

主轴承是航空发动机的关键部件，其性能质量是影响发动机寿命和可靠性的重要因素，若飞行过程中主轴承出现失效故障，后果不堪设想［1］。轴承故障种类繁多，其中保持架开裂、断裂较为常见，且危害性巨大。轴承失效的影响因素复杂，由于工作条件和失效因素的差异，产生的失效形式和形貌各不相同，因此，对发动机主轴承的失效分析具有非常重要的意义。

1 故障特征

航空发动机工厂试车过程中振动超上限，停车后高压转子抱转。经检查发现，金属屑末信号器滤网和润滑油滤网附着有少量金属屑。进一步分析金属屑末成分，确认为轴承保持架材料。发动机分解检查后，发现主轴承保持架断裂，总工作时间不足2 h。

故障轴承D1002926K1NQ1U为外圈无挡边的圆柱滚子轴承，套圈和滚子材料为Cr4Mo4V，保持架材料为硅青铜QSi3.5-3-1.5，表面采用变极脉冲镀银，采用环下供油润滑方式。复查试验机试验和历次装机记录，未出现保持架断裂记录。

2 故障检查

2.1 宏观检查

轴承套圈和30个滚子表面完好，颜色正常。

保持架其中一个兜孔的2个转角处发生断裂，将其编为30＃；从打字面朝上的方向观察，按顺时针方向依次将兜孔编号1＃～29＃，如图1所示。荧光检查发现，几乎所有兜孔的转角都存在大小不一的裂纹。

图1 保持架外观Fig.1 Appearance of cage

将30＃兜孔非打字侧的断口编为30-1＃，打字侧的断口编为30-2＃。30-1＃断口宏观形貌如图2所示。由图可知，裂纹从侧梁内表面（与滚子端面的接触面）转角处起源，呈线源特征；断口分为Ⅰ区（靠外径侧）和Ⅱ区（靠内径侧），2个区域的裂纹扩展交汇形成台阶。

图2 30-1＃断口宏观形貌Fig.2 Macro morphology of fracture 30-1＃

30＃兜孔横梁内表面（与滚子工作面的接触面）接触痕迹的宏观形貌如图3所示。由图可知，接触痕迹较重，宽约2.6 mm，且明显存在3处边界：边界3位于靠近锁点侧（外侧），向里依次为边界2和边界1。

图3 30＃兜孔横梁内表面接触痕迹宏观形貌Fig.3 Macro morphology of contact trace on beam inner surface of pocket30＃

由宏观观察结果可知，保持架除了一个兜孔转角处发生断裂，其他兜孔的4个转角处均存在裂纹；横梁内表面存在较重的接触痕迹；套圈和滚子表面完好，颜色正常。

2.2 微观检查

将兜孔裂纹断口用丙酮超声波清洗后放入扫描电镜进行微观观察。

30-1＃断口微观全貌如图4a所示，Ⅰ区可见由侧梁内表面起始的放射棱线（图4b），即裂纹从内表面起始，源区高倍下呈类解理形貌（图4c）；Ⅱ区源区低倍形貌如图4d所示，裂纹从内表面起始，源区存在明显，高倍下呈摩擦形貌（图4e）；Ⅰ区扩展中、后期的疲劳条带形貌分别如图4f和图4g所示，Ⅱ区扩展后的疲劳条带形貌如图4h所示，由图可知，该断口疲劳扩展充分，未见明显瞬断区。

图4 30-1＃断口微观形貌Fig.4 Micro morphology of fracture 30-1＃

30-2＃断口和随机选择的26＃兜孔转角裂纹的微观检查结果类似于30-1＃断口。

2.3 尺寸检测

2.3.1 轴承尺寸和形状精度

为分析故障原因，对故障轴承套圈和滚子（配新保持架）的尺寸、精度及游隙进行检测，检测结果见表1。由表可知，各项指标均符合相关标准要求。

表1 成品精度检测结果Tab.1 Test results of finished product precision μm

2.3.2 兜孔表面粗糙度

任意选取2个兜孔测量表面粗糙度Ra，测量值在0.604～0.705μm之间。因此，兜孔侧梁表面及转角表面的粗糙度Ra未超出设计要求（Ra＜1.25μm）。

2.4 金相检查

从保持架3个相邻兜孔切取金相试样8 mm×10 mm×4 mm，磨制抛光后测量兜孔转角R，R在0.203～0.279 mm之间，因此转角略小于设计要求（0.3～0.5 mm）。

将金相试样浸蚀后观察其金相组织，3个兜孔的金相组织未见明显差异，组织正常。

3 故障分析

从上述检查可知，轴承保持架断口和裂纹微观可见疲劳条带形貌，其断裂性质为疲劳断裂；荧光检查发现，几乎所有的转角都存在大小不一的裂纹。由此可知，保持架在运转过程中存在异常振动的现象。由于保持架的异常振动，滚子对圆周方向两侧的横梁均存在较大的撞击力，这点由横梁表面较重的接触痕迹（图3）可以证实。该接触痕迹分成2部分：一部分是初始痕迹，宽约1.8 mm，相对于其他使用时间更长的轴承，该痕迹较宽，说明滚子施加在兜孔横梁上的撞击力更大；另一部分（边界1与边界2之间）是保持架断裂后形成的，由于保持架向外径侧张开，痕迹沿保持架内径方向发生了窜动。

保持架发生异常振动通常与以下几方面因素有关：

1）轴承设计不合理，使得工作过程中振动较大，甚至发生共振，使保持架发生疲劳失效，但该轴承已大量使用，在试车过程中首次发生保持架断裂失效，因此轴承设计不合理导致异常振动的可能性可以排除。

2）轴承其他部件失效，如套圈滚道剥落、滚子剥落或磨损等，造成轴承运转失稳，使得振动增大，从而导致保持架疲劳断裂。由于该轴承套圈、滚子未见明显损伤，因此，这种可能性可以排除。

3）轴承尺寸精度及游隙超差。若轴承尺寸精度及游隙超出设计要求，则可能造成滚子运转异常，进而造成保持架振动异常。但从轴承出厂合格证和故障后尺寸测量可知，轴承尺寸精度及游隙均在标准值范围，因此轴承尺寸精度及游隙超差也可以排除。

4）保持架受激振动［3-4］。保持架异常振动可能与系统存在较大振动有关。经复查试车记录，该台发动机试车过程中出现不正当操作：由于转速不够，试车工人短时期内反复推动拉杆，加力20多次，导致零件受到异常振动。

另外，测得保持架兜孔侧梁及转角的表面粗糙度Ra未超出设计要求；保持架的金相组织正常。兜孔转角R略小于设计要求，使得应力集中增大，对保持架发生疲劳断裂有一定影响。

综上所述，保持架的断裂性质为疲劳断裂，兜孔转角处的裂纹性质为疲劳裂纹；保持架发生疲劳断裂主要与异常振动有关，兜孔转角R尺寸偏小也有一定影响；保持架受到异常振动与试车时不正常操作有关。

4 故障机理及预防措施

4.1 故障机理

引起轴承零件断裂和开裂的原因是零件的实际载荷（或至少在局部区域）超过其强度极限，但也可能与其他因素（如过热、磨损和片状剥落）有关［1］。文中轴承保持架断裂故障就是由发动机异常振动引起的。

航空发动机在试车过程中，因转速不够，试车工人短时期内反复推动拉杆，导致发动机振动值异常，再加上保持架兜孔转角R略小于设计要求，使得应力集中增大，造成保持架发生疲劳断裂。

4.2 预防措施

加强保持架外观检查，必要时对兜孔转角R尺寸做进一步检测；对试车工人的操作进行规范管理并制定应急预案，发现问题及时采取措施。