摘 要:對鈦合金桿端自潤滑關(guān)節(jié)軸承進行疲勞試驗,在116萬次循環(huán)拉壓后,桿端體耳環(huán)處發(fā) 生斷裂。對失效件進行了化學(xué)成分、宏觀和微觀分析。結(jié)果表明:桿端體失效形式為疲勞斷裂,桿 端體耳環(huán)和軸承外圈之間發(fā)生微動磨損,在循環(huán)載荷下,桿端體內(nèi)孔薄弱處的裂紋擴展,最終發(fā)生 斷裂。 

關(guān)鍵詞:桿端體;鈦合金;循環(huán)載荷;疲勞;斷裂 

中圖分類號:TG115.5                                           文獻標志碼:B                                           文章編號:1001-4012(2022)04-0060-04

桿端自潤滑關(guān)節(jié)軸承是多方向運動機構(gòu)中不可 缺少的支撐部件,其由桿端體、軸承內(nèi)圈和軸承外 圈,以及軸承內(nèi)外圈間的自潤滑材料組成,其結(jié)構(gòu)如 圖1所示。該軸承可以承受徑向載荷和軸向載荷, 并實現(xiàn)高頻率下多方向的往復(fù)運動(圍繞軸心線的 擺動)[1]。航空桿端體材料通常為沉淀硬化型不銹 鋼05Cr17Ni4Cu4Nb,為提升桿端軸承的耐腐蝕性 能和減輕零件質(zhì)量,文獻[2]對鈦合金材料在桿端體 的應(yīng)用進行了研究。 

筆者分別在沉淀硬化型不銹鋼05Cr17Ni4Cu4Nb、 鈦合金 TC4兩種材料制備的桿端體內(nèi)孔中壓入同樣的 自潤滑關(guān)節(jié)軸承,軸承外圈通過翻邊安裝方式固定于桿端體,并將裝配好的桿端自潤滑關(guān)節(jié)軸承成對 地進行拉壓循環(huán)載荷疲勞試驗(見圖2 [1])。在116 萬次拉壓后,鈦合金桿端體發(fā)生斷裂,斷裂部位宏觀 形貌如圖3所示,而此時不銹鋼桿端體完好。桿端 體總長為84mm,斷裂部位外徑為36mm,內(nèi)徑為26mm,寬 為 10.6mm;試 驗 溫 度 為 室 溫 (23± 5)℃;試驗載荷為(2500±9600)N;載荷變化頻率 為4Hz,水平方向反復(fù)加載。 

筆者將鈦合金應(yīng)用于桿端體上,在相同的試驗 條件下,發(fā)現(xiàn)該桿端體斷裂速度比不銹鋼桿端體更 快,為提升其疲勞壽命,需要對鈦合金桿端體的失效 原因進行分析。 

1 理化檢驗 

1.1 宏觀分析

由圖3可知,斷裂發(fā)生在桿端體耳環(huán)靠近螺桿 區(qū),桿端體頭部斷裂后,沿螺桿軸線方向端體被拉 直,拉直段有裂紋,且開口較大。 

桿端體內(nèi)孔和軸承宏觀形貌分別如圖 4,5 所 示,在桿端體內(nèi)孔表面斷裂區(qū)的兩側(cè)近端面各有一 條褐色損傷帶;同時,在軸承外圈與桿端體內(nèi)孔接觸 表面的近端面位置,同樣有兩條褐色損傷帶。 

斷口的宏觀形貌如圖6所示,斷面大部分平坦 且呈銀灰色。整個斷口有左、右兩處起始點。主斷 裂起始于桿端體內(nèi)孔左側(cè)近端面位置,向右上角逐 步擴展,擴展區(qū)呈輻射狀條紋;斷面擴展至右上角方 向發(fā)生轉(zhuǎn)折,并朝上發(fā)展,呈現(xiàn)粗糙的木紋狀花樣, 以及撕裂終斷形態(tài)。該終斷區(qū)呈三角形分布,與擴 展區(qū)相連,邊緣略有變形,其面積約占整個斷區(qū)面積的1/5。在斷口右側(cè)內(nèi)孔位置,可見由桿端內(nèi)孔表 面起始的平坦臺階。左、右兩側(cè)斷面起始方向均與 內(nèi)腔表面的損傷區(qū)域相關(guān)。

1.2 化學(xué)成分分析 

失效桿端體材料的成分按標準 ASTM E1409- 13《惰性氣體熔融法測定鈦和鈦合金中氧、氮含量 標準測定方法》,ASTM E1447-09(2016)《鈦和鈦 合 金 氫 含 量 標 準 測 定 方 法 》,ASTM E 1941-10 (2016)《高熔點和活性金屬及其合金中碳含量測定 的標準測定方法》,ASTM E2371-13 《等離子體原 子發(fā)射光譜法測定鈦和鈦合金的標準測定方法》進 行測定分析,結(jié)果如表1所示。由表1可知,失效桿 端體材料成分符合標準 GJB2218A—2008《航空用 鈦及鈦合金棒料和鍛坯規(guī)范》的要求。

1.3 掃描電鏡分析 

采用掃描電鏡對失效件斷口的起始區(qū)、擴展區(qū)、 終斷區(qū)進行分析。觀察斷面左側(cè)起始區(qū)的微觀形貌 [見圖7a)],可見斷面由轉(zhuǎn)角起始,有約45°方向的 臺階,斷面基本平坦,無大顆粒夾雜。轉(zhuǎn)角起始區(qū)對 應(yīng)的內(nèi)孔表面有損傷,該區(qū)域粗糙,密集分布有平行斷面的臺階狀溝槽,其中部分溝槽較深,并存在平行 于端面的加工紋理[見圖7b)]。在斷面擴展區(qū)(見圖 8),可見斜向、朝右上角擴展的疲勞輝紋,具有典型的 疲勞特征,由循環(huán)的拉壓載荷形成,存在二次裂紋。

觀察右側(cè)斷口微觀形貌[見圖9a)],斷面也是 起始于端面和內(nèi)孔的轉(zhuǎn)角區(qū),形成小平臺,其左側(cè)與 大擴展區(qū)相交,右側(cè)與終斷面相交;轉(zhuǎn)角平臺區(qū)與內(nèi) 腔表面損傷區(qū)相關(guān)聯(lián)。近斷面邊緣的桿端體內(nèi)孔表 面上可見橫向褶皺狀損傷條紋,其方向與斷面平行,有的裂紋正在形成,有一處裂紋已由轉(zhuǎn)角向兩側(cè)擴 展[見圖9b)]。在高倍下可見該區(qū)小平臺有由表向 內(nèi)擴展的平行條紋,呈疲勞形態(tài)(見圖10)。

斷面終斷區(qū)低倍下的形貌如圖11a)所示,終斷 區(qū)呈三角形分布,與擴展區(qū)銜接。該區(qū)域高倍下可 見撕裂狀韌窩,呈過載性終斷形態(tài)[見圖11b)][3]。

1.4 金相檢驗 

分別對斷面左側(cè)的桿端體端面、平行于斷面的 內(nèi)孔截面取樣進行金相檢驗,樣品未侵蝕。

斷面左側(cè)的桿端體端面微觀形貌如圖12所示, 由圖12可知,近斷面的內(nèi)孔表面不平整,存在弧形 凹坑并伴有剝落及氧化,與軸承外圈外徑和桿端體 內(nèi)孔的異常磨損相關(guān)。平行于斷面的內(nèi)孔截面表面 起伏,同樣存在剝落及氧化,局部凹坑已發(fā)生開裂, 裂紋斜向分布(見圖13)。

在斷面左側(cè)的桿端體端面和基體取樣,經(jīng)磨拋 和硝酸氫氟酸水溶液侵蝕后觀察,均為α+β雙相組織(見圖14),α相趨于平行分布,且被拉長、大小不 一[3]。 

2 原因分析與討論 

斷 裂桿端體的化學(xué)成分符 合 標 準GJB2218A-2008的要求,顯微組織正常;斷口平坦,有明顯的 裂紋起始區(qū)、擴展區(qū)和終斷區(qū),存在疲勞輝紋和韌 窩,桿端體整體表現(xiàn)為疲勞斷裂。

鈦合金桿端體和軸承外圈的裝配面在循環(huán)拉壓 載荷下,局部發(fā)生微動磨損,表面出現(xiàn)氧化、銹蝕和 剝落,疊加桿端體內(nèi)孔出現(xiàn)表面加工損傷,在內(nèi)孔的 薄弱處誘發(fā)開裂,并最終斷裂。同時,由斷面兩個裂 紋源不同形貌可推斷,桿端體在疲勞試驗過程中兩 端的受力不均衡。 

鈦合金相對鋼鐵材料,其斷裂韌性低、缺口敏感 性高,這也是對05Cr17Ni4Cu4Nb和 TC4兩種材料 桿端 體 進 行 試 驗 時,鈦 合 金 TC4 先 開 裂 的 原 因 之一。 

3 結(jié)語和建議 

鈦合金桿端體斷裂的原因主要是桿端體耳環(huán)和 軸承外圈之間發(fā)生微動磨損,疊加桿端體內(nèi)孔的表 面加工損傷,在循環(huán)載荷下,桿端體內(nèi)孔的薄弱處萌 生裂紋,并不斷擴展最終發(fā)生斷裂。 

在存在微動磨損的配合工作面,應(yīng)提高加工表 面質(zhì)量,并加強表面強化處理,來延緩微動磨損造成 的失效。

參考文獻: 

[1] 黃雄榮,王鵬,任頌贊.某桿端自潤滑關(guān)節(jié)軸承斷裂原 因分析[J].理 化 檢 驗 (物 理 分 冊),2020,56(4):68- 71. 

[2] 朱知壽.新型航空高性能鈦合金材料技術(shù)研究與發(fā)展 [M].北京:航空工業(yè)出版社,2013. 

[3] 唐慧艷,黃雄榮,張鐵軍.自潤滑關(guān)節(jié)軸承的靜載荷試 驗與熱處 理 工 藝 改 進 [J].理 化 檢 驗 (物 理 分 冊), 2020,56(11):12-15,38. 

<文章來源 >材料與測試網(wǎng) > 期刊論文 > 理化檢驗－物理分冊 > 58卷 > 4期 (pp:60-63)>