關(guān)節(jié)軸承的三向加載技術(shù)研究

姚海濤，劉 巍，蔡 明

(中國直升機設(shè)計研究所，江西景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

關(guān)節(jié)軸承是一種通過外球面內(nèi)圈和內(nèi)球面外圈傳遞載荷和運動的滑動軸承［1］，具有傾斜角大，承受載荷與抗沖擊的能力大、自動調(diào)心和潤滑好等特點。在直升機的飛行操縱系統(tǒng)、動力系統(tǒng)和機體結(jié)構(gòu)中廣泛使用。變距拉桿(pitch link)是直升機飛行操縱系統(tǒng)中重要的部件，兩端的關(guān)節(jié)軸承用于傳遞三個方向的轉(zhuǎn)動和載荷。

關(guān)節(jié)軸承失效的主要模式是磨損失效，磨損使內(nèi)外圈的間隙增大。變距拉桿端頭軸承間隙的影響主要包括兩個方面:直接影響直升機的飛行品質(zhì)，振動加劇并通過自動傾斜器傳遞到機身［2］;變距拉桿承受的交變載荷增大，疲勞壽命急劇降低，甚至出現(xiàn)機毀人亡的嚴(yán)重事故［3］。國內(nèi)直9A型機變距拉桿端頭的關(guān)節(jié)軸承，在使用過程中曾出現(xiàn)過自潤滑層磨損、破裂等現(xiàn)象［4］。因此，用于直升機的關(guān)節(jié)軸承必須進(jìn)行試驗考核，驗證其疲勞特性或者耐久性能，確定許用徑向或軸向間隙［5］。

1 試驗要求

1.1 加載要求

在相同環(huán)境下，本項目對2個供應(yīng)商(簡稱S和R)分別提供的關(guān)節(jié)軸承同時進(jìn)行500小時耐久性試驗，試驗件均滿足同一技術(shù)要求。試驗?zāi)M直升機飛行操縱系統(tǒng)中使用的工況參數(shù)，載荷及運動加載要求如圖1所示。

載荷:外圈和內(nèi)圈之間的徑向力，正方向為X軸正方向，F(xiàn)=-1000N±3000N;

擺動:內(nèi)圈和外圈繞Y軸的相對運動，正方向為Y軸正方向，φ=±15°;

轉(zhuǎn)動:內(nèi)圈和外圈繞X軸的相對運動，正方向為X軸正方向，θ=±10°。

圖1 載荷及運動要求

載荷、轉(zhuǎn)動和擺動的加載頻率為5.25Hz;試驗幅值誤差不大于3%，載荷、轉(zhuǎn)動、擺動同相位加載。

1.2 測量要求

參照直升機維護(hù)手冊的規(guī)定和間隙測量結(jié)果，每隔25-50小時測量軸承的軸向間隙和徑向間隙。

2 試驗裝置

試驗裝置主要由加載系統(tǒng)、驅(qū)動系統(tǒng)和控制系統(tǒng)等系統(tǒng)組成。

2.1 加載系統(tǒng)

加載系統(tǒng)實現(xiàn)載荷和運動施加，包括載荷加載機構(gòu)、轉(zhuǎn)動加載機構(gòu)和擺動加載機構(gòu)，如圖2所示。載荷加載機構(gòu)中考慮載荷和擺動運動之間的影響，載荷通過回轉(zhuǎn)接頭施加到軸承柄上，接頭的輸入端和輸出端可以相對自由轉(zhuǎn)動而且載荷換向過程中不會產(chǎn)生間隙，消除了滯后現(xiàn)象以及載荷和擺動運動之間的耦合影響。

圖2 加載系統(tǒng)

軸采用一端固定一端游動的支撐方式，保持鎖緊螺母產(chǎn)生的軸向壓力值恒定。壓力通過支撐軸承、襯套施加到內(nèi)圈端面，另一方向軸的凸肩擋住內(nèi)圈。試驗中軸向壓力產(chǎn)生的摩擦力矩要始終大于受載情況下產(chǎn)生的轉(zhuǎn)動力矩(torque under load)。為了消除擺動運動的間隙，擺動加載接頭具有間隙調(diào)節(jié)功能，提高系統(tǒng)響應(yīng)特性和控制效果。

2.2 驅(qū)動系統(tǒng)

驅(qū)動系統(tǒng)實現(xiàn)作動筒的直線運動和曲柄的回轉(zhuǎn)運動轉(zhuǎn)換，主要由作動筒、位移傳感器、曲柄和支座等部件組成，結(jié)構(gòu)簡單、具有加載頻率和角度參數(shù)控制、振動水平低、運動間隙小。原理如圖3所示。

圖3 驅(qū)動系統(tǒng)原理圖

傳統(tǒng)軸承擺動試驗裝置的驅(qū)動系統(tǒng)主要由電機、減速器、變頻器和曲柄連桿機構(gòu)等組成［6］。加載頻率一般通過變頻器調(diào)頻或者減速器減速;通過調(diào)節(jié)曲柄和連桿的長度實現(xiàn)加載角度值。

確定作動筒的直線運動和曲柄的回轉(zhuǎn)運動轉(zhuǎn)換關(guān)系，也就是作動筒活塞桿的位移變化量△L和曲柄的轉(zhuǎn)動角度β的函數(shù)關(guān)系△L=F(β)。

位置關(guān)系見圖3，初始位置:

任意位置:

根據(jù)三角形余弦定理

將公式(1)、(2)和(3)代入到公式(4)中，得到函數(shù)關(guān)系式:

本文首先繪出公式(5)的圖形，如圖4所示，R取值50-100mm，Lo值等于900mm，然后用一個初等函數(shù)模擬出圖形，這個函數(shù)就是△L=F(β)的表達(dá)式。

圖4 △L和β函數(shù)關(guān)系

驅(qū)動系統(tǒng)轉(zhuǎn)化關(guān)系的一階函數(shù)關(guān)系表達(dá)式:△L=K×β，其中K-轉(zhuǎn)換系數(shù)，K的數(shù)值等于△L和β函數(shù)關(guān)系曲線的斜率。這種方法產(chǎn)生的加載誤差和曲柄的長度R、作動筒的長度Lo和加載角度值β有關(guān)。本項試驗擺動和轉(zhuǎn)動加載作動筒的位移誤差在加載過程中呈現(xiàn)周期性變化，如圖5所示。

圖5 加載誤差周期性變化

當(dāng) β=15°時，位移△L的加載誤差僅有0.571%，角度的加載誤差僅有0.582%，加載誤差不會影響試驗結(jié)果。

2.3 控制系統(tǒng)

控制系統(tǒng)使用MTS公司的Aero-ST，通過調(diào)整PID參數(shù)和采用幅值補償技術(shù)達(dá)到加載要求，試驗載荷采用力控制方式，轉(zhuǎn)動和擺動運動采用位移控制方式。

3 間隙測量

試驗過程中，關(guān)節(jié)軸承間隙測量委托第三方(國家軸承檢測中心)完成。測量項目包括軸向間隙和徑向間隙測，測量精度達(dá)到1μm。軸向間隙測量時施加60N預(yù)壓緊力;徑向間隙測量時施加20N預(yù)壓緊力。間隙測量結(jié)果如6所示。

圖6 軸承間隙測量結(jié)果

結(jié)果表明參試的關(guān)節(jié)軸承軸向和徑向間隙都隨著時間不斷增大，軸向的磨損量大約是徑向的3～8倍。S公司樣品的軸向間隙初始只有15μm，但是試驗過程中磨損情況比較嚴(yán)重，350小時的軸向和徑向間隙已經(jīng)達(dá)到350μm和103μm。R公司的試驗件的磨損特性與磨損過程的三階段模型十分吻合，0-50小時為磨合期，50-400小時為穩(wěn)定磨損階段，400小時以后為磨損加速。根據(jù)磨損特性的分析研究結(jié)果，R公司提供的產(chǎn)品更適合直升機變距拉桿的使用要求。

4 結(jié)論

在供應(yīng)商S和R的關(guān)節(jié)軸承耐久性試驗項目研究中，制訂了一套合理、可行的試驗方法，自主研制的試驗設(shè)備滿足關(guān)節(jié)軸承三向加載的各項技術(shù)要求，實現(xiàn)了高頻加載、參數(shù)化控制載荷和運動。此套軸承耐久性試驗裝置可以應(yīng)用于關(guān)節(jié)軸承的多種性能試驗和各種環(huán)境(高溫、低溫、沙塵和鹽霧等)試驗。

［1］周境.自潤滑向心關(guān)節(jié)軸承［J］.軸承.2003(7).

［2］高亞東.旋翼變距拉桿關(guān)節(jié)軸承的磨損故障特征及磨損程度識別［J］.南京航空航天大學(xué)學(xué)報，2006，38(1).

［3］McFalls M.Fatigue Life Analysis of Helicopter Components Based on Usage Monitoring［C］.The American Helicopter Society，2004.

［4］陸建明.直-九(A)型機旋翼槳葉變距拉桿軸承磨損分析［C］.第十二屆全國直升機年會論文.

［5］蔣新桐，等，編.飛機設(shè)計手冊第19冊:直升機設(shè)計［M］.北京:航空工業(yè)出版社，2005.

［6］宋云峰.PTFE銅網(wǎng)復(fù)合材料襯墊自潤滑關(guān)節(jié)軸承的試驗研究［J］.機械工程材料，2003，27(6)