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|航空发动机高速轴承外圈开裂分析( 二 )



图3 外圈裂纹断口宏观形貌
Fig.3 Macroscopic morphology of outer ring crack fracture
疲劳扩展区微观形貌如图4所示 ， 可见明显的疲劳条带和二次裂纹 。

图4 疲劳扩展区微观形貌
Fig.4 Micro morphology of fatigue propagation zone
通过断口分析可知 ， 轴承外圈开裂属于高周疲劳失效 ， 但不能精确给出裂纹产生原因 。 分析裂纹产生的可能原因：1)振动应力过大导致轴承外圈疲劳开裂；2)稳态应力过大 ， 许用振动应力小 ， 即使较小的振动也会导致轴承外圈疲劳开裂；3)轴承外圈存在一定缺陷 ， 其高周疲劳强度较小 。 因此 ， 需要开展振动应力测试获得轴承外圈裂纹起始位置的振动应力 ， 开展计算分析获得轴承外圈的稳态应力 ， 并进行高周疲劳试验获取轴承外圈裂纹起始位置的高周疲劳强度 ， 进而分析轴承外圈开裂原因 。
2 振动应力测试为获得运行过程中轴承外圈振动应力分布 ， 在航空发动机整机试车过程中使用32通道DEWE-M7S应变测量仪测量轴承外圈的振动应力 。 根据轴承外圈裂纹起始位置、裂纹走向、受力情况以及模态应力分布情况 ， 确定的5个振动应力测量应变计位置如图5所示：均沿周向贴片 ， S1和S2靠近裂纹起始位置 ， S1 ， S3分别与S4 ， S5关于中面对称 。 在发动机正常运转情况下 ， 测量轴承外圈的振动应力 。

图5 应变计位置
Fig.5 Position of strain gauge
S1测点的振动应力瀑布图如图6所示：轴承外圈没有发生明显共振 ， 振动应力主要频率成分为燃气发生器转子基频及其2倍频和3倍频 ， 且基频(708.01 Hz)成分最大 ， 属于强迫振动 ， 即轴承外圈振动主要由燃气发生器转子不平衡载荷引起的激振力激起 。

图6 S1测点振动应力瀑布图
Fig.6 Waterfall diagram of vibration stress at position S1
振动应力最大时各测点的频谱图如图7所示：S1测点的振动应力最大 ， 最大振动应力总量为59.7 MPa 。

图7 振动应力最大时各测点频谱图
Fig.7 Spectrum of each position when vibration stress is maximum
因裂纹起始位置无法粘贴应变计 ， 需要通过仿真计算应变计位置与裂纹起始位置之间振动应力的比值关系 ， 进而换算出裂纹起始位置的振动应力值 。
3 仿真计算分析使用有限元软件ANSYS中的10节点四面体单元对轴承外圈进行网格划分 ， 将轴承外圈安装面固定 ， 在滚道面施加220 N径向力、35 N轴向力 ， 温度为60 ℃ ， 得到裂纹起始位置稳态应力为19 MPa 。 将轴承外圈安装面固定 ， 在滚道面施加频率为708 Hz ， 大小为1 N的激振力 ， 计算得到轴承外圈振动应力分布如图8所示 。 最大振动应力位于R处 ， 与裂纹起始位置吻合 ， 且S1测点处振动应力为R处振动应力的25% 。 上节测得S1测点振动应力为59.7 MPa ， 换算得到裂纹起始位置振动应力为238.8 MPa 。 从计算分析可知 ， 裂纹起始位置的稳态应力为19 MPa ， 远小于材料的强度极限 ， 振动应力为238.8 MPa ， 远小于材料的疲劳极限 。

图8 轴承外圈振动应力分布
Fig.8 Vibration stress distribution of bearing outer ring
4 疲劳试验【|航空发动机高速轴承外圈开裂分析】为获得轴承外圈R处的疲劳强度 ， 通过切割轴承外圈获得疲劳试验件 。 试验件安装示意图如图9所示 ， 用螺栓将试验件固定在振动试验台的台面上 ， 施加频率为试验件一阶固有频率的激振力 ， 激起试验件共振 ， 至试验件出现裂纹并扩展至一定程度 。 在夹持部位施加固定约束 ， 得到疲劳试验件振型和振动应力分布如图10所示：试验件一阶频率为1 612 Hz ， 一阶最大振动应力位于轴承外圈R处 。

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