吳 彼 ,張振波 ,李 曙*

(1.遼寧省航發(fā)材料摩擦學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,遼寧 沈陽 110016;2.中國(guó)科學(xué)院金屬研究所 師昌緒先進(jìn)材料創(chuàng)新中心,遼寧 沈陽 110016;3.中國(guó)航發(fā)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所,遼寧 沈陽 110015)

20世紀(jì)80年代，我國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制以引進(jìn)與測(cè)繪仿制為主，在消化吸收方面存在短板。對(duì)航發(fā)材料摩擦磨損問題關(guān)注不足，導(dǎo)致航空發(fā)動(dòng)機(jī)由摩擦磨損引起的故障頻發(fā)，影響飛機(jī)功能效能.90年代后期，我國(guó)逐漸形成航空發(fā)動(dòng)機(jī)開發(fā)設(shè)計(jì)體系，新型號(hào)航空發(fā)動(dòng)機(jī)尤其是渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)開始步入自主研發(fā)階段。隨著我國(guó)綜合國(guó)力和國(guó)際戰(zhàn)略地位提升，對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)高性能、大航程半徑和長(zhǎng)壽命的需求日益增加.航空發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)動(dòng)部件與動(dòng)部件、動(dòng)部件與靜部件、靜部件與靜部件之間，均可構(gòu)成摩擦副，不可避免地產(chǎn)生摩擦，帶來多種形式的磨損，對(duì)材料摩擦學(xué)服役性能提出更高挑戰(zhàn)，由此引發(fā)的發(fā)動(dòng)機(jī)服役性能衰減和穩(wěn)定性降低問題凸顯.這些已引起廣大科研人員對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)中摩擦學(xué)問題的重視，并加大科技投入力度.

航空發(fā)動(dòng)機(jī)中的摩擦學(xué)工況有別于常規(guī)機(jī)械設(shè)備，其摩擦副零部件常常服役于高速、高溫、重載(或動(dòng)載)條件下.高速工況來自于主軸高速運(yùn)轉(zhuǎn)(8 000～15 000 r/min)帶動(dòng)葉片以極高的線速度(90～500 m/s)旋轉(zhuǎn)；高溫工況來自于壓氣機(jī)中被壓縮空氣升溫(250～600 ℃)，航空燃油在燃燒室中燃燒(1 200～1 500 ℃)以及局部高速滑動(dòng)摩擦閃溫(300～1 000 ℃)；重載(或動(dòng)載)來自于發(fā)動(dòng)機(jī)中大推力高機(jī)動(dòng)承力部件如主軸承和葉片葉身等(20～50 kN).

近年來，科研和工程技術(shù)人員從結(jié)構(gòu)優(yōu)化和材料設(shè)計(jì)角度進(jìn)行航空發(fā)動(dòng)機(jī)材料摩擦學(xué)設(shè)計(jì)與開發(fā)，并搭建一系列模擬航空發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際極端工況的高速、高溫、重載(或動(dòng)載)的摩擦磨損試驗(yàn)評(píng)價(jià)平臺(tái)，成功用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片損傷失效模式分析和多種密封裝置的材料與結(jié)構(gòu)選型工作[1-2].在新一代航空發(fā)動(dòng)機(jī)研發(fā)過程中，通過對(duì)材料摩擦學(xué)服役性能的不斷優(yōu)化和改進(jìn)，期待大幅改善發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性，提高發(fā)動(dòng)機(jī)壽命[3].

本文中首先按航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)對(duì)其中關(guān)鍵部件摩擦磨損出現(xiàn)的位置、服役工況、磨損類型和危害程度進(jìn)行整體介紹，然后根據(jù)其摩擦磨損規(guī)律和特點(diǎn)進(jìn)行歸納，分析航空發(fā)動(dòng)機(jī)中典型零部件的關(guān)鍵摩擦學(xué)問題，最后綜述4類關(guān)鍵零部件材料的摩擦學(xué)研究進(jìn)展.

1 典型三代航空發(fā)動(dòng)機(jī)中易發(fā)生摩擦磨損問題的結(jié)構(gòu)及部件

以典型三代渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)為例，其基本結(jié)構(gòu)主要由進(jìn)氣道、風(fēng)扇、中介機(jī)匣、壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪和尾噴管組成[4]，如圖1所示.根據(jù)由冷端至熱端的結(jié)構(gòu)順序和磨損機(jī)制，對(duì)其內(nèi)部主要零部件服役工況和磨損形式進(jìn)行整體介紹.根據(jù)摩擦學(xué)損傷與損傷后可能引起故障的嚴(yán)重程度，將其對(duì)航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)的影響用事故嚴(yán)酷度進(jìn)行定義.嚴(yán)酷度由I至IV逐級(jí)降低，嚴(yán)酷度為I、II和III級(jí)分別對(duì)應(yīng)災(zāi)難、致命和臨界事故，IV級(jí)則對(duì)應(yīng)輕微事故.

Fig.1 Schematic diagram of 3rd generation turbine engine圖1 三代渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖

1.1 進(jìn)氣口(前框架)

圖2給出進(jìn)氣口、風(fēng)扇和中介機(jī)匣中摩擦磨損零部件位置示意圖.進(jìn)氣口前端安裝變彎度進(jìn)口導(dǎo)向葉片，每個(gè)葉片由徑向支板和可調(diào)支板組成，其中可調(diào)支板在聯(lián)動(dòng)環(huán)帶動(dòng)下同步轉(zhuǎn)動(dòng)，作用力和頻率較低.在可調(diào)支板轉(zhuǎn)動(dòng)過程中轉(zhuǎn)動(dòng)軸與軸套之間存在磨損，主要磨損形式為黏著和磨粒磨損；而當(dāng)轉(zhuǎn)軸靜止時(shí)，在機(jī)械振動(dòng)下，轉(zhuǎn)軸與軸套之間還會(huì)發(fā)生微動(dòng)磨損.該位置發(fā)生的黏著、磨粒或微動(dòng)磨損較為輕微，嚴(yán)酷度較低(IV級(jí)).

Fig.2 Schematic diagram of wear components in (a) front fame,(b) fan and fan frame圖2 (a)進(jìn)氣口，(b)風(fēng)扇和中介機(jī)匣中摩擦磨損零部件位置示意圖

在變彎度進(jìn)口導(dǎo)向葉片根部下方為1號(hào)低壓軸前軸承，該軸承為圓柱滾子軸承，因此其僅承擔(dān)徑向載荷.軸承內(nèi)圈轉(zhuǎn)速與低壓軸一致，轉(zhuǎn)速范圍為8 000～9 000 r/min，噴油潤(rùn)滑，其主要的摩擦磨損形式為滾道與滾動(dòng)體間的滾動(dòng)接觸疲勞磨損和滑擦損傷，嚴(yán)酷度為III級(jí).

1號(hào)軸承腔石墨圓周密封裝置為1號(hào)軸承腔體提供潤(rùn)滑油和氣體密封，轉(zhuǎn)速為8 000～9 000 r/min，線速度為40～80 m/s，波形彈簧密封力不低于5 N，密封滑油溫度60～80 ℃，其主要磨損形式為石墨環(huán)和摩擦對(duì)偶軸套間的黏著磨損和磨粒磨損，嚴(yán)酷度為III級(jí).

1.2 風(fēng)扇

風(fēng)扇為3級(jí)軸流式設(shè)計(jì)，每級(jí)葉片均由轉(zhuǎn)子和靜子(整流)葉片組成，升壓比為3.2.第一級(jí)風(fēng)扇葉片直徑約為970 mm，隨后逐級(jí)降低，轉(zhuǎn)子葉片尖端轉(zhuǎn)動(dòng)線速度為300～460 m/s，壓縮氣體溫度不超過450 ℃.

從摩擦學(xué)角度分析，葉片的葉根、葉尖和葉身的主要摩擦磨損形式不盡相同，具體位置如圖2(b)所示.一方面，轉(zhuǎn)子葉片根部與輪盤通過榫槽方式連接，榫槽設(shè)計(jì)常常采用燕尾式結(jié)構(gòu).在轉(zhuǎn)子葉片高速轉(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生的離心力和發(fā)動(dòng)機(jī)工作激振下，葉根與榫槽間會(huì)發(fā)生微動(dòng)損傷.微動(dòng)磨損形成的表面裂紋可成為后續(xù)微動(dòng)疲勞斷裂的表面疲勞源，引起葉根斷裂.高速飛出的葉片碎片可擊穿機(jī)匣引起一系列極其嚴(yán)重的二次損傷，嚴(yán)酷度為最高的I級(jí).

另一方面，發(fā)動(dòng)機(jī)在沙漠揚(yáng)塵或高空懸浮火山灰環(huán)境下服役，氣流裹挾顆粒沖擊高速旋轉(zhuǎn)葉片同樣會(huì)產(chǎn)生沖蝕磨損，影響葉片外形與結(jié)構(gòu)完整.沖蝕粒子直徑一般小于1 mm，沖蝕速度可達(dá)200～300 m/s[5].葉片的沖蝕磨損是1個(gè)緩慢發(fā)生的過程，其對(duì)葉形的改變會(huì)逐漸影響葉片氣動(dòng)性能，降低發(fā)動(dòng)機(jī)效率，嚴(yán)酷度處于較低水平(IV級(jí)).

此外，為提高氣路密封性能，盡量減小機(jī)匣內(nèi)壁與葉尖間隙，在極小間隙條件下，高速轉(zhuǎn)動(dòng)葉尖因振動(dòng)和熱膨脹等因素會(huì)與機(jī)匣發(fā)生意外刮擦而損傷葉尖，對(duì)葉片產(chǎn)生異常沖擊與振動(dòng)，存在葉片斷裂風(fēng)險(xiǎn)，嚴(yán)酷度較高(II級(jí)).因此，一般在機(jī)匣內(nèi)壁設(shè)計(jì)封嚴(yán)環(huán)，表面噴涂可磨耗封嚴(yán)涂層用以保護(hù)葉片尖端.圖3所示為轉(zhuǎn)子葉片尖端與封嚴(yán)涂層高速過程作用示意圖.葉片尖端與封嚴(yán)涂層高速刮擦主要磨損形式為黏著和磨粒磨損.

Fig.3 Schematic diagram of interaction process between seal coating and blade tip圖3 機(jī)匣內(nèi)壁封嚴(yán)涂層與裸金屬葉尖相互作用過程示意圖

與之相似，靜子葉片葉盤環(huán)形圓柱面表面封嚴(yán)涂層或蜂窩結(jié)構(gòu)與低壓軸上篦齒環(huán)形成非接觸式密封，篦齒與封嚴(yán)涂層意外刮擦也會(huì)出現(xiàn)黏著和磨粒磨損，損傷篦齒或蜂窩結(jié)構(gòu).

盡管采用封嚴(yán)涂層會(huì)對(duì)葉片尖端或篦齒起到一定的保護(hù)作用，但在不同封嚴(yán)涂層和葉片配副在高速刮擦過程中，葉尖仍會(huì)出現(xiàn)封嚴(yán)涂層側(cè)材料黏著引起封嚴(yán)涂層異常磨耗或葉尖磨損等現(xiàn)象.一方面，封嚴(yán)涂層的異常磨耗會(huì)降低發(fā)動(dòng)機(jī)氣路密封性能，縮短封嚴(yán)環(huán)壽命，嚴(yán)酷度較低(IV級(jí)).另一方面，轉(zhuǎn)子葉片葉尖在高速刮擦過程中產(chǎn)生的振動(dòng)沖擊可能導(dǎo)致葉片靠近根部位置發(fā)生疲勞斷裂，嚴(yán)酷度極高(I級(jí)).

1.3 中介機(jī)匣(風(fēng)扇框架)

中介機(jī)匣位于風(fēng)扇和壓氣機(jī)間，與2號(hào)和3號(hào)軸承配合安裝.航發(fā)主軸推力等聯(lián)合載荷傳遞至軸承，軸承通過軸承座將載荷繼而施加于機(jī)匣結(jié)構(gòu)之上.發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力主要通過中介機(jī)匣傳遞給機(jī)身，其作為連接風(fēng)扇和高壓壓氣機(jī)的關(guān)鍵部件，是發(fā)動(dòng)機(jī)主要承力部件之一.

2號(hào)軸承為風(fēng)扇后軸承，3號(hào)軸承為高壓軸前軸承，二者均位于中介機(jī)匣內(nèi)部，軸承內(nèi)圈通過過盈配合安裝于低壓軸軸肩，在振動(dòng)下存在微動(dòng)損傷.微動(dòng)損傷主要包括微動(dòng)磨損與微動(dòng)疲勞，微動(dòng)磨損使軸承內(nèi)圈與軸肩接觸區(qū)域形成磨痕，并堆積大量磨屑，在特定載荷與振幅條件下產(chǎn)生應(yīng)力集中，加劇微動(dòng)疲勞裂紋的萌生，存在一定主軸斷裂風(fēng)險(xiǎn)[6].因此，航發(fā)軸承與主軸軸肩的微動(dòng)損傷嚴(yán)酷度處于中等水平(III級(jí)).2號(hào)軸承為角接觸球軸承，承受徑向和軸向力，其內(nèi)圈轉(zhuǎn)速為(8 000～9 000 r/min)，噴油潤(rùn)滑，滑油溫度為80～150 ℃；3號(hào)高壓軸前軸承同樣為角接觸球軸承，其內(nèi)圈轉(zhuǎn)速為(10 000～15 000 r/min)，潤(rùn)滑狀態(tài)與2號(hào)軸承一致.軸承內(nèi)圈、外圈和滾動(dòng)體間發(fā)生滾動(dòng)接觸疲勞磨損，嚴(yán)酷度為III級(jí).

航空發(fā)動(dòng)機(jī)中央傳動(dòng)系統(tǒng)在中介機(jī)匣區(qū)域與高壓軸通過齒輪驅(qū)動(dòng)，在發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)將起動(dòng)機(jī)的扭矩傳遞至高壓軸，從而起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī).在正常工作時(shí)從高壓軸提取功率至外部附件機(jī)匣，以驅(qū)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)附件等.中央傳動(dòng)系統(tǒng)中齒輪和軸承處于滾動(dòng)接觸狀態(tài)，存在滾動(dòng)接觸疲勞磨損.陶春虎等[7]通過外場(chǎng)故障統(tǒng)計(jì)發(fā)現(xiàn)中央傳動(dòng)齒輪的滾動(dòng)接觸疲勞磨損在某型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)服役過程中曾多次發(fā)生，嚴(yán)酷度較高(II級(jí)).

此外，對(duì)應(yīng)2號(hào)軸承前與3號(hào)軸承后均布置石墨圓周密封，實(shí)現(xiàn)軸承腔內(nèi)部氣體和滑油的密封，存在石墨環(huán)與摩擦對(duì)偶密封組件的磨粒和黏著磨損，嚴(yán)酷度為III級(jí).其中摩擦磨損零部件分布位置如圖2(b)所示.

1.4 壓氣機(jī)

高壓壓氣機(jī)是將經(jīng)風(fēng)扇壓縮后的氣體進(jìn)一步壓縮產(chǎn)生高壓氣體的部件，主要包括轉(zhuǎn)子與靜子(轉(zhuǎn)子包括盤軸和葉片，靜子包括導(dǎo)向葉片與機(jī)匣).本文中主要介紹的典型三代發(fā)動(dòng)機(jī)高壓壓氣機(jī)由9級(jí)轉(zhuǎn)/靜子葉片組成.在9級(jí)轉(zhuǎn)/靜子葉片前還設(shè)計(jì)有零級(jí)可調(diào)葉片.圖4給出壓氣機(jī)中各零部件摩擦磨損位置示意圖.零級(jí)可調(diào)葉片與前3級(jí)靜子葉片角度可調(diào)，其結(jié)構(gòu)與進(jìn)氣口導(dǎo)向葉片相似，同樣可發(fā)生磨粒磨損、黏著磨損和(或)微動(dòng)磨損，嚴(yán)酷度為IV級(jí).低壓壓氣機(jī)多為鈦合金葉片，工作溫度范圍450～650 ℃.高壓壓氣機(jī)葉片一般為鐵基或鎳基高溫合金，出口溫度可達(dá)800～1 000 ℃.高壓軸轉(zhuǎn)速為10 000～15 000 r/min，葉尖線速度可達(dá)300～500 m/s.與風(fēng)扇類似，壓氣機(jī)葉片葉根存在微動(dòng)磨損，嚴(yán)酷度為I級(jí)；葉身存在沖蝕磨損；而葉尖在高速下會(huì)與機(jī)匣內(nèi)壁封嚴(yán)涂層發(fā)生刮擦，出現(xiàn)黏著和磨粒磨損.

Fig.4 Schematic diagram of wear components in compressor and combustion chamber圖4 壓氣機(jī)和燃燒室中摩擦磨損零部件位置示意圖

1.5 燃燒室

燃燒室內(nèi)燃油通過雙錐噴嘴和小渦流杯被噴出并霧化，實(shí)現(xiàn)無煙燃燒，燃燒室內(nèi)最高溫度達(dá)1 472 ℃.燃燒室內(nèi)部環(huán)形火焰筒壁封嚴(yán)涂層或蜂窩結(jié)構(gòu)與高壓軸篦齒環(huán)組成密封副將高溫氣體密封在燃燒室機(jī)匣內(nèi)部，二者形成的摩擦副間存在高速刮擦損傷，可發(fā)生磨?；蝠ぶp，其在航空發(fā)動(dòng)機(jī)中的位置如圖4所示.此外，在燃燒室機(jī)匣內(nèi)部大量油、氣管路與腔體槽孔的搭接位置在振動(dòng)作用下也會(huì)發(fā)生微動(dòng)磨損，嚴(yán)酷度為IV級(jí).

1.6 渦輪

在燃燒室出口高溫燃?xì)庾饔孟聦?duì)渦輪膨脹做功，并帶動(dòng)壓氣機(jī)連續(xù)工作的部件.通常雙轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)由高壓渦輪和低壓渦輪組成[圖5(a)].典型三代發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪包括1級(jí)高壓渦輪葉片和2級(jí)低壓渦輪葉片，葉片均為定向凝固鎳基高溫合金，高壓渦輪入口氣體溫度達(dá)1 200 ℃.高壓渦輪(高壓軸)轉(zhuǎn)速為10 000～15 000 r/min，低壓渦輪(低壓軸)轉(zhuǎn)速8 000～9 000 r/min.渦輪轉(zhuǎn)子和靜子葉片尖端有非接觸式篦齒密封，葉尖或篦齒與封嚴(yán)涂層或蜂窩發(fā)生意外高速刮擦導(dǎo)致磨粒和黏著磨損，刮擦線速度最高可達(dá)450 m/s，嚴(yán)酷度為I級(jí).此外，高承載能力的樅樹葉根與榫槽同樣也會(huì)發(fā)生微動(dòng)損傷，嚴(yán)酷度極高，同為I級(jí).

Fig.5 Schematic diagram of wear components in (a) turbine and (b) exhaust圖5 (a)渦輪和(b)尾噴管中摩擦磨損零部件位置示意圖

該機(jī)渦輪部件包含有4號(hào)、5號(hào)軸承，其中4號(hào)軸承是高壓轉(zhuǎn)子后軸承，5號(hào)軸承為低壓轉(zhuǎn)子后軸承，承受徑向力，為圓柱滾子軸承.4號(hào)軸承為中介軸承，其載荷通過5號(hào)軸承傳遞.在渦輪區(qū)域的高壓軸和低壓軸間安裝有4號(hào)高壓軸后中介軸承，該軸承為圓柱滾子軸承，其內(nèi)圈隨低壓軸轉(zhuǎn)動(dòng)，外圈隨高壓軸轉(zhuǎn)動(dòng)，內(nèi)外圈轉(zhuǎn)向相異，軸承轉(zhuǎn)速快且服役溫度高.因此，本軸承是5組主軸軸承中滾動(dòng)接觸疲勞磨損和滑擦損傷風(fēng)險(xiǎn)最高的1組軸承.發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)動(dòng)過程中，當(dāng)滾動(dòng)體在潤(rùn)滑不良狀態(tài)下與滾道直接接觸時(shí)，會(huì)使?jié)L動(dòng)體與滾道間摩擦激增，在接觸表面發(fā)生黏著磨損.同時(shí)，滾動(dòng)接觸疲勞磨損可引起軸承滾動(dòng)體和(或)滾道表面的疲勞剝落，導(dǎo)致軸承的異常震動(dòng)與軸承失效.

此外，高速輕載或潤(rùn)滑過度狀態(tài)下，滾動(dòng)體將在軸承滾道上發(fā)生滑動(dòng)，在滾道表面形成滑擦損傷痕跡與剝落，高轉(zhuǎn)速條件下軸承的滾動(dòng)接觸疲勞風(fēng)險(xiǎn)將大幅增加.因此，軸承的滾動(dòng)接觸疲勞磨損與滑擦損傷嚴(yán)酷度均處于臨界狀態(tài)的中等水平(III級(jí)).軸承配套有篦齒圓周密封裝置，以避免軸承腔外高溫氣體進(jìn)入和腔內(nèi)油氣逸出，密封裝置摩擦對(duì)偶表面會(huì)發(fā)生磨粒和黏著磨損.在低壓軸末端軸承為5號(hào)低壓軸后軸承，其同樣為圓柱滾子軸承，軸承損傷主要以滾動(dòng)接觸疲勞磨損為主，嚴(yán)酷度為III級(jí).通過端面石墨密封裝置實(shí)現(xiàn)軸承腔的密封，低壓軸轉(zhuǎn)速為8 000～9 000 r/min，密封面處滑動(dòng)速度可達(dá)40～80 m/s，石墨環(huán)及摩擦對(duì)偶環(huán)會(huì)發(fā)生磨粒和黏著磨損.石墨環(huán)的磨損程度決定整個(gè)密封裝置的壽命.尤其是在高溫工況下，石墨材料氧化加劇，強(qiáng)度衰減，其發(fā)生粉化壓潰或偏磨等異常損傷幾率大幅提高，石墨密封裝置對(duì)油氣的密封能力將顯著降低.油氣的泄漏會(huì)影響發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性與動(dòng)力性，同時(shí)加劇滑油消耗.因此，石墨密封裝置的摩擦磨損問題也應(yīng)得到充分的重視.

1.7 尾噴管

尾噴管的作用為將流出渦輪的燃?xì)馀蛎浖铀?500～600 m/s)排出并產(chǎn)生推力.按流道特點(diǎn)可將尾噴管分為收斂型尾噴管和收斂-擴(kuò)散型尾噴管.某典型三代渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)采用收斂-擴(kuò)散型尾噴管，主要結(jié)構(gòu)由調(diào)節(jié)片和密封片組成[圖5(b)]，服役溫度最高可達(dá)1 100 ℃，一般選用高溫合金或陶瓷基復(fù)合材料[8-9].在作動(dòng)筒的驅(qū)動(dòng)下，密封片在調(diào)節(jié)片表面滑動(dòng)，改變噴口截面積，在滑動(dòng)過程中密封片邊緣與調(diào)節(jié)片發(fā)生磨損，使調(diào)節(jié)片表面出現(xiàn)大面積磨痕，其磨損機(jī)制主要為磨粒磨損[10].此外，在保持某一固定噴口面積時(shí)，調(diào)節(jié)片與密封片搭接處在超聲氣流沖擊帶來的高頻振動(dòng)和載荷作用下也會(huì)發(fā)生微動(dòng)磨損[11]，該位置的微動(dòng)磨損嚴(yán)酷度較低(IV級(jí)).

2 航空發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵摩擦學(xué)問題及相關(guān)材料研究

通過前文按照航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)順序進(jìn)行摩擦磨損問題的梳理可以發(fā)現(xiàn)，航空發(fā)動(dòng)機(jī)各部位均存在著大量的典型共性摩擦學(xué)損傷問題，可歸類為氣路與油路密封中密封副的高速滑動(dòng)或刮擦、軸承與齒輪的滾動(dòng)接觸疲勞、葉片連接機(jī)構(gòu)的微動(dòng)損傷和葉片表面沖蝕磨損等.結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)制造與大修單位和外場(chǎng)發(fā)動(dòng)機(jī)維護(hù)的經(jīng)驗(yàn)總結(jié)和近年學(xué)術(shù)界研究結(jié)果，其中最具有普遍性和代表性的航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵摩擦學(xué)問題為葉片尖端與封嚴(yán)涂層的高速刮擦、主軸軸承滾動(dòng)接觸疲勞與滑擦損傷、鈦合金葉片的微動(dòng)損傷和動(dòng)密封裝置中石墨的摩擦磨損等；此外，盡量模擬航空發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工況的材料級(jí)臺(tái)架試驗(yàn)及評(píng)價(jià)方法、新材料與表面改性技術(shù)研發(fā)也必然成為關(guān)注的熱點(diǎn).

葉尖與封嚴(yán)涂層的高速刮擦，將引起葉尖損傷或葉尖表面材料黏著，降低氣路密封性能并破壞轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動(dòng)平衡，引起額外激振增加葉片疲勞斷裂風(fēng)險(xiǎn).主軸軸承的滾動(dòng)接觸疲勞與滑擦損傷則會(huì)產(chǎn)生材料剝落，惡化軸承功能精度，導(dǎo)致軸承抱死和空中停車事故.鈦合金葉片在發(fā)生微動(dòng)損傷后，其疲勞壽命將大幅度縮短，疲勞斷裂風(fēng)險(xiǎn)激增.動(dòng)密封裝置中石墨材料的耐磨性決定裝置的整體泄漏量與壽命，石墨異常磨損會(huì)導(dǎo)致滑油泄漏與密封腔體失壓，動(dòng)密封裝置失效.因此，本文針對(duì)以上4個(gè)方面航空發(fā)動(dòng)機(jī)中存在中高嚴(yán)酷度(I、II和III級(jí))的關(guān)鍵摩擦學(xué)問題以及相關(guān)的材料研究進(jìn)展進(jìn)行介紹與總結(jié).

2.1 葉片尖端與封嚴(yán)涂層的高速刮擦

近年來，科研人員針對(duì)裸金屬葉尖與封嚴(yán)涂層高速刮擦過程中的相互作用進(jìn)行了大量深入研究[12]，主要集中在模擬航發(fā)高速刮擦工況的相關(guān)參數(shù)和封嚴(yán)涂層結(jié)構(gòu)與性能對(duì)葉尖損傷狀態(tài)(葉尖磨損和封嚴(yán)涂層材料向葉尖黏著轉(zhuǎn)移)的影響[13].

Stringer和Fois等[14-15]研究發(fā)現(xiàn)鈦合金葉尖與AlSihBN封嚴(yán)涂層在高速刮擦過程中，葉尖向封嚴(yán)涂層的單次入侵深度控制葉尖高速刮擦磨損行為.高單次入侵深度(0.3 μm)條件下，葉尖體現(xiàn)出磨粒磨損形貌.而低單次入侵深度(0.02 μm)條件下，則出現(xiàn)葉尖的磨損和封嚴(yán)涂層材料黏著特點(diǎn).Wilson[16]通過大量高速刮擦摩擦學(xué)試驗(yàn)建立對(duì)應(yīng)工況下的葉尖磨損圖，用以指導(dǎo)航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì).研究發(fā)現(xiàn)葉尖損傷主要?dú)w類為3種區(qū)域類型，分別為葉尖磨損、葉尖表面封嚴(yán)涂層黏著轉(zhuǎn)移和磨損-黏著過渡.對(duì)于Ti6Al4V葉尖與AlSihBN封嚴(yán)涂層的高速刮擦過程，在低入侵速率和刮擦線速度條件下，葉尖損傷以表面黏著封嚴(yán)涂層材料為主；而高入侵速率或高刮擦線速度條件下，葉尖則處于磨損和黏著的過渡區(qū)域.鈦合金葉尖表面Al基封嚴(yán)涂層黏著轉(zhuǎn)移主要原因?yàn)楦吖尾辆€速度引起刮擦面溫度激增，Al封嚴(yán)涂層軟化涂抹于鈦合金葉尖表面并形成梯度TiAl金屬間化合物界面反應(yīng)層，使Al黏著轉(zhuǎn)移層與鈦合金葉尖緊密結(jié)合[17-18].Gao等[19]發(fā)現(xiàn)不同葉片與封嚴(yán)涂層配副材料的熱物相容性決定其高速刮擦磨損行為，并提出熱物相容性判據(jù)NT，其與摩擦副材料熔點(diǎn)和熱傳導(dǎo)系數(shù)有關(guān).圖6給出熱物性判據(jù)NT與葉尖損傷狀態(tài)對(duì)應(yīng)關(guān)系，當(dāng)NT小于1時(shí)，葉尖磨損；當(dāng)NT大于1時(shí)，葉尖表面黏著封嚴(yán)涂層材料.

Fig.6 Relationship of NT and blade wear degree[19]圖6 熱物性判據(jù)NT與葉尖損傷狀態(tài)對(duì)應(yīng)關(guān)系[19]

由于飛行器在服役過程中經(jīng)歷起降、巡航和機(jī)動(dòng)等飛行動(dòng)作時(shí)，航發(fā)主軸轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速和振幅將在較大范圍內(nèi)波動(dòng)，導(dǎo)致葉尖刮擦線速度和入侵速率也隨之變化[20].葉尖的損傷形式將在磨損和封嚴(yán)涂層材料向葉尖黏著狀態(tài)間發(fā)生相互轉(zhuǎn)換，使葉尖呈現(xiàn)多種損傷狀態(tài)，而在實(shí)際服役中更多地希望葉尖處于磨損-黏著的過渡區(qū)域[12]，如圖7所示.因此，在不改變?cè)腥~片和封嚴(yán)涂層材料配副設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，對(duì)葉尖進(jìn)行耐磨抗粘功能化表面改性是減小葉尖損傷的有效技術(shù)路線.通過葉尖表面改性的方法擴(kuò)大葉尖磨損-黏著過渡區(qū)域?qū)?yīng)的服役工況窗口，最大限度減小葉尖損傷并保持其尺寸精度，同時(shí)延長(zhǎng)發(fā)動(dòng)機(jī)檢修周期與壽命.

Fig.7 Wear map of high-speed rubbing between AlSi-hBN seal coating and Ti alloy blade[12]圖7 鈦合金葉尖與AlSi-hBN封嚴(yán)涂層高速刮擦磨損圖[12]

葉尖表面改性手段主要有激光堆焊、電鍍和物理氣相沉積等.Fu等[21]在Ti6Al4V基體上采用cBN與Ti6Al4V混合粉末制備激光堆焊改性層.堆焊層耐磨性較基體得到顯著提高，但由于工藝過程中高溫導(dǎo)致cBN與Ti反應(yīng)形成高熱應(yīng)力界面反應(yīng)層，使cBN/Ti6Al4V界面出現(xiàn)開裂.

為避免高溫制備工藝對(duì)改性層與基體性能的不利影響，Liu等[22]采用電鍍工藝在Ti6Al4V葉尖表面沉積Ni-cBN和Ni-Si3N4改性層，并對(duì)比研究電鍍Ni鈦合金葉尖和裸金屬鈦合金葉尖與Al-hBN封嚴(yán)涂層的高速刮擦行為.結(jié)果表明電鍍Ni鈦合金葉尖可在一定程度上抑制Al-hBN封嚴(yán)涂層向葉尖的黏著轉(zhuǎn)移，延長(zhǎng)葉尖壽命.但是電鍍Ni層中的cBN和Si3N4增強(qiáng)相會(huì)因封嚴(yán)涂層黏著轉(zhuǎn)移層在刮擦過程中的拖拽作用而出現(xiàn)脫落或破碎，進(jìn)而大幅度降低電鍍Ni層對(duì)葉尖的保護(hù)作用，加劇葉尖磨損.

目前關(guān)于航發(fā)葉尖表面物理氣相沉積涂層用于高速刮擦摩擦學(xué)工況的公開研究與報(bào)道較少.Watson等[23]對(duì)比高溫合金葉尖表面物理氣相沉積CrAlN涂層和電鍍Ni-cBN的高速摩擦學(xué)行為.在改性葉尖與NiCrAl-膨潤(rùn)土封嚴(yán)涂層的高速刮擦過程中，物理氣相沉積CrAlN涂層高溫合金葉尖體現(xiàn)出對(duì)封嚴(yán)涂層較高的刮擦效率和更長(zhǎng)的刮擦壽命.而電鍍Ni-cBN涂層在高速刮擦過程中，因cBN增強(qiáng)相出現(xiàn)大量脫落而引起刮擦力激增和葉尖磨損.由此可見，在航發(fā)葉尖表面采用物理氣相沉積工藝可獲得對(duì)葉尖具有良好防護(hù)作用的改性涂層.

改性葉尖既要耐磨，同時(shí)也要兼具抗黏著特性.Wu等[24]采用磁控濺射工藝在Ti6Al4V葉尖表面制備TiB2涂層，其與Al-hBN封嚴(yán)涂層的高速刮擦結(jié)果表明TiB2涂層在對(duì)葉尖實(shí)現(xiàn)耐磨防護(hù)的同時(shí)也可有效抑制Al-hBN封嚴(yán)涂層的黏著轉(zhuǎn)移.高速刮擦線速度為300 m/s時(shí)，TiB2改性鈦合金葉尖表面Al黏著轉(zhuǎn)移層厚度僅為裸金屬葉尖的十分之一.此外，結(jié)合Ti6Al4V基體表面TiB2涂層與純鋁銷的高溫銷-盤摩擦磨損試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)TiB2涂層耐磨抗黏主要通過減少高溫下Al的機(jī)械涂抹和抑制Al黏著轉(zhuǎn)移層的界面反應(yīng)兩方面作用實(shí)現(xiàn).TiB2與熔融Al液間優(yōu)異的化學(xué)惰性保證了其對(duì)表面Al黏著轉(zhuǎn)移層界面反應(yīng)的阻礙效果.此外，對(duì)于物理氣相沉積的硬質(zhì)涂層，通過涂層多層結(jié)構(gòu)[25]或金屬元素?fù)诫s[26]可實(shí)現(xiàn)涂層與基體材料協(xié)調(diào)變形能力的優(yōu)化，提高涂層韌性與膜基結(jié)合強(qiáng)度，滿足極端摩擦學(xué)工況服役要求，使物理氣相沉積功能化耐磨涂層改性葉尖有望作為常規(guī)顆粒增強(qiáng)復(fù)合電鍍或化學(xué)鍍?nèi)~尖強(qiáng)化工藝的有益補(bǔ)充.

2.2 主軸軸承滾動(dòng)接觸疲勞與滑擦損傷

針對(duì)航空軸承材料性能的要求，軸承材料由最初的高碳和高鉻AISI 52100鋼(GCr15,工作溫度低于149 ℃)改進(jìn)為具有更高高溫強(qiáng)度和疲勞性能的AISI M50 (Diameter Nominal,DN值可達(dá)2.4×106mm·r/min，工作溫度提高至316 ℃)軸承鋼[27].為進(jìn)一步提高軸承材料的韌性，降低軸承鋼中夾雜和孔洞等顯微缺陷含量，研究者開發(fā)出采用雙真空冶煉工藝的M50NiL (DN值可達(dá)3×106mm·r/min)軸承鋼，其含碳量降至0.12%(質(zhì)量分?jǐn)?shù))，并添加3%～5%(質(zhì)量分?jǐn)?shù))的鎳[28]，通過表面滲碳，在軸承表面獲得硬度極高的壓應(yīng)力改性層，提高了軸承表面疲勞性能和耐磨性，同時(shí)軸承內(nèi)部基體仍保持優(yōu)異的韌性.

2.2.1 滾動(dòng)接觸疲勞磨損

滾動(dòng)接觸疲勞指軸承在運(yùn)轉(zhuǎn)過程中交變應(yīng)力導(dǎo)致在接觸面上或接觸面亞表層形成的疲勞裂紋而造成的失效[29].滾動(dòng)接觸疲勞失效是軸承最常見的失效模式，占比超過30%.以球-平面接觸為例，通過赫茲接觸理論計(jì)算滾動(dòng)接觸條件下，距離接觸表面0.78b(b為接觸區(qū)域?qū)挾?處為剪應(yīng)力最大位置，當(dāng)軸承鋼基體中存在夾雜、孔洞和碳化物等組織缺陷時(shí)，疲勞裂紋易于在此處萌生，并向表面擴(kuò)展，最終產(chǎn)生剝落，使軸承振動(dòng)大幅提高.該類裂紋一般萌生后向表面擴(kuò)展，不會(huì)直接引起結(jié)構(gòu)斷裂，但可作為結(jié)構(gòu)疲勞產(chǎn)生的裂紋源.Kang等[30]報(bào)道鋼中亞表層位置碳化物或夾雜區(qū)域的應(yīng)力集中會(huì)使馬氏體或貝氏體局部轉(zhuǎn)化為硬質(zhì)納米晶結(jié)構(gòu)，即白蝕區(qū).而碳化物或夾雜物附近位錯(cuò)積累形成裂紋，裂紋邊緣的白蝕區(qū)類似翅膀狀，稱為蝶形組織，其一般可作為早期滾動(dòng)接觸疲勞失效的標(biāo)志，如圖8所示.

Fig.8 Butterflies initiated near primary carbide[31]圖8 一次碳化物附近形成的蝴蝶組織[31]

Guetard等[31]采用球-棒滾動(dòng)接觸疲勞試驗(yàn)機(jī)研究載荷對(duì)雙真空冶煉M50鋼中蝴蝶組織形成和演變規(guī)律，結(jié)果表明雙真空M50鋼中一次碳化物是引起應(yīng)力集中的主要原因.球棒試驗(yàn)載荷提高，蝴蝶組織出現(xiàn)位置會(huì)隨之加深.蝴蝶組織密度與接觸應(yīng)力也密切相關(guān)，當(dāng)接觸應(yīng)力高于某一臨界值后蝴蝶組織密度將不再增加.Guan等[32]根據(jù)M50鋼中實(shí)際碳化物分布建立有限元模型，研究發(fā)現(xiàn)裂紋傾向于在碳化物與鋼基體界面處萌生，且高彈性模量碳化物引起的應(yīng)力集中現(xiàn)象更加明顯，但這種應(yīng)力集中對(duì)裂紋的擴(kuò)展影響較弱.此外，在接觸區(qū)域下方深度大于1.5倍接觸半徑距離的碳化物對(duì)應(yīng)力集中和裂紋萌生幾乎無明顯影響.Li等[33]采用雙低氧冶煉技術(shù)，控制冶金過程中鋼液中的氧含量與添加稀土元素中的氧含量，調(diào)控鋼中氧化物與稀土氧化物形態(tài).所制備的超純稀土鋼中夾雜多為直徑小于5 μm的球形稀土氧硫化物，該類夾雜物硬度與彈性模量較低，可避免滾動(dòng)接觸疲勞過程中的應(yīng)力集中，降低蝴蝶組織形成風(fēng)險(xiǎn).因此，超純稀土軸承的疲勞壽命較非稀土鋼提高40倍，滾動(dòng)接觸疲勞壽命提高40%.

Ne′lias等[34]采用雙輥滾動(dòng)接觸疲勞試驗(yàn)機(jī)評(píng)價(jià)表面粗糙度對(duì)M50和M50NiL鋼疲勞壽命的影響，結(jié)果表明粗糙度對(duì)表面剝落和疲勞壽命存在較大影響，2種光滑表面(Ra=0.1 μm)樣品在1.5～2.5 GPa接觸應(yīng)力條件下滾動(dòng)接觸疲勞壽命(L10)可達(dá)到5×107周次.而高粗糙度(Ra=0.5 μm)樣品滾動(dòng)接觸疲勞壽命顯著降低，表面出現(xiàn)大量微凹坑和剝落.針對(duì)表面疲勞剝落現(xiàn)象，Rosado等[35]發(fā)現(xiàn)軸承表面剝落存在1個(gè)較為明顯的孕育期，在剝落萌生階段，軸承整體質(zhì)量失重增加較為緩慢，當(dāng)超過某一臨界滾動(dòng)周次后，表面剝落速度激增.以M50鋼軸承為例，在接觸應(yīng)力為2.41 GPa的條件下，軸承循環(huán)滾動(dòng)周次超過1.4×108后軸承表面疲勞剝落程度大幅提高.此外，軸承服役過程中接觸應(yīng)力的降低也會(huì)大大延長(zhǎng)表面剝落孕育期，同樣對(duì)于M50鋼軸承，當(dāng)接觸應(yīng)力降低至2.10 GPa后，軸承表面剝落孕育期可提高至2×109周次，其原因與低應(yīng)力情況下，亞表層蝴蝶組織密度較低有關(guān)[36].因此，對(duì)于軸承鋼材料級(jí)(球-棒滾動(dòng)接觸和雙輥滾動(dòng)接觸疲勞試驗(yàn))或軸承臺(tái)架級(jí)試驗(yàn)而言，合適的載荷選擇對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性和試驗(yàn)效率至關(guān)重要.

除表面粗糙度和接觸應(yīng)力(載荷)外，潤(rùn)滑對(duì)航發(fā)軸承滾動(dòng)接觸疲勞行為的影響不可忽視[37].Rosado等[38]通過高溫球-棒試驗(yàn)對(duì)比3種航空潤(rùn)滑基礎(chǔ)油(PFPAE-全氟聚醚、PPE-聚苯醚和POE-多元醇酯)對(duì)M50軸承鋼滾動(dòng)接觸疲勞壽命和磨損的影響.在177 ℃試驗(yàn)溫度下，PFPAE和PPE潤(rùn)滑油潤(rùn)滑的M50鋼試樣疲勞壽命顯著優(yōu)于傳統(tǒng)POE潤(rùn)滑油潤(rùn)滑的M50軸承鋼.隨溫度進(jìn)一步升高至274 ℃，PFPAE潤(rùn)滑M50鋼仍能體現(xiàn)出較佳的疲勞壽命，但是PFPAE潤(rùn)滑油中較高的路易斯酸含量會(huì)使M50鋼表面出現(xiàn)腐蝕坑.Gerardi等[38]研究航空潤(rùn)滑油黏度在球-棒滾動(dòng)接觸疲勞試驗(yàn)中對(duì)M50鋼疲勞壽命的影響.高黏度潤(rùn)滑油在高溫條件下(177 ℃)成膜性能更好，體現(xiàn)出更高的油膜厚度，其滾動(dòng)接觸摩擦系數(shù)也更低.因此，使用高黏度潤(rùn)滑油的M50鋼磨損體積更小，在4.83 GPa接觸應(yīng)力條件下，滾動(dòng)接觸疲勞壽命(L10)可達(dá)4.6×107周次，而低黏度潤(rùn)滑油對(duì)比組M50鋼疲勞壽命(L10)僅為1.4×107周次.此外，航發(fā)軸承在服役過程中，常因整機(jī)大幅度機(jī)動(dòng)動(dòng)作而處于短暫貧油導(dǎo)致的潤(rùn)滑不良狀態(tài).Hager等[39]通過微量注射泵控制球-環(huán)滾動(dòng)接觸疲勞過程中潤(rùn)滑油的供給量，模擬貧油潤(rùn)滑狀態(tài)，評(píng)價(jià)M50/M50和M50/Si3N4配副材料的最小極限潤(rùn)滑量.試驗(yàn)結(jié)果表明，轉(zhuǎn)速和滾滑比的升高均會(huì)提高M(jìn)50/M50配副所需的最小極限潤(rùn)滑量，在潤(rùn)滑不良狀態(tài)下M50鋼環(huán)和M50鋼球表面均會(huì)出現(xiàn)嚴(yán)重的金屬黏著轉(zhuǎn)移.而對(duì)于M50/Si3N4配副材料，當(dāng)潤(rùn)滑油量低至0.1 mL/min時(shí)，仍具有低而穩(wěn)定的拖動(dòng)系數(shù)，抗貧油潤(rùn)滑性能良好.因此，若將Si3N4作為滾動(dòng)體制成復(fù)合M50軸承，可大幅延長(zhǎng)軸承在貧油狀態(tài)下的服役壽命.

在軸承發(fā)生疲勞剝落前，軸承組件表面會(huì)出現(xiàn)大量微米或亞微米尺度微凹坑類摩擦學(xué)損傷，并同時(shí)伴隨軸承振動(dòng)加速度的增加與精度的衰減[40-41].Mallipeddi等[42]認(rèn)為材料表面微凸體在接觸應(yīng)力作用下發(fā)生塑性變形，并萌生大量裂紋是微凹坑形成的主要原因.以此為基礎(chǔ)，Vr?ek等[43]報(bào)道軸承鋼表面微凹坑的形成和表面微凸體的磨損存在競(jìng)爭(zhēng)關(guān)系，潤(rùn)滑油抗磨添加劑含量提高，會(huì)抑制軸承鋼表面微凸體磨損，進(jìn)而使微凹坑形成傾向增強(qiáng).Oila等[44]報(bào)道高載荷促進(jìn)微凹坑萌生，速度和滑滾比的提高也會(huì)加速微凹坑的擴(kuò)展行為.Olver等[45]發(fā)現(xiàn)由于滾動(dòng)接觸疲勞磨損形成的微凹坑傷嚴(yán)重到一定程度后，軸承組件會(huì)出現(xiàn)磨損失重，甚至?xí)疠S承組件幾何尺寸的明顯變化.由于M50軸承在服役過程中承載較高，接觸應(yīng)力可達(dá)4 GPa以上，M50軸承鋼設(shè)計(jì)熱處理硬度一般為58～66 HRC[46].軸承鋼材料配副硬度差的提高，會(huì)加劇軟質(zhì)側(cè)材料微凹坑損傷的形成.因此，合適的軸承鋼材料硬度選擇可有效抑制微凹坑的形成與擴(kuò)展[43].此外，Singh等[47]采用盤-棒式滾動(dòng)接觸疲勞試驗(yàn)機(jī)對(duì)軸承鋼基體和沉積含氫類類金剛石(H-DLC)涂層軸承鋼的微凹坑損傷行為進(jìn)行評(píng)價(jià)研究.結(jié)果表明摩擦副一側(cè)沉積H-DLC涂層即可降低軸承鋼接觸微凸體接觸區(qū)域的邊界摩擦剪切應(yīng)力，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)對(duì)微凹坑損傷的抑制作用，同時(shí)提高其滾動(dòng)接觸疲勞壽命.

2.2.2 滑擦損傷與滑動(dòng)磨損

軸承按照滾動(dòng)接觸原理設(shè)計(jì)，在潤(rùn)滑條件下盡量減小主軸承中的摩擦.但高速航空軸承中由于摩擦磨損而引起的損傷同樣不可忽視.軸承磨損失效形式主要有2種，1種為異物硬質(zhì)顆粒作為磨粒進(jìn)入軸承間隙引起的磨粒磨損.另一種為滑擦損傷，由于發(fā)動(dòng)機(jī)主軸高速轉(zhuǎn)動(dòng)或機(jī)動(dòng)動(dòng)作產(chǎn)生的瞬間輕載使得滾道對(duì)滾動(dòng)體拖動(dòng)力不足以克服滾子滾道遇到的阻力，因此滾子和內(nèi)圈接觸點(diǎn)線速度產(chǎn)生偏差，出現(xiàn)打滑現(xiàn)象，使軸承溫度升高.軸承轉(zhuǎn)速越高，打滑傾向越強(qiáng).當(dāng)打滑嚴(yán)重到一定程度時(shí)，滾子和內(nèi)圈滾道間可能發(fā)生黏著磨損，甚至發(fā)生膠合.

據(jù)中航工業(yè)相關(guān)統(tǒng)計(jì)報(bào)道，航發(fā)軸承失效模式中，疲勞磨損和磨損失效比例達(dá)56%[48].焦育潔[49]通過收集外場(chǎng)維護(hù)和外場(chǎng)返修的3 000多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)主軸軸承修理記錄和主軸軸承失效件，對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析發(fā)現(xiàn)，與普通軸承不同，絕大多數(shù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)主軸軸承在壽命期限內(nèi)均未發(fā)生疲勞剝落和斷裂，其主要失效模式為磨損失效.對(duì)于轉(zhuǎn)速較高的后中介軸承，其滑擦損傷占總失效方式比例更是高達(dá)39%.軸承壽命滿足設(shè)計(jì)要求，但由于磨損導(dǎo)致軸承失效，使得航空發(fā)動(dòng)機(jī)主軸軸承可靠性降低成為軸承提前更換的主要原因.

軸承鋼材料抗滑擦損傷性能和其滑動(dòng)磨損行為密切相關(guān)，研究者由M50鋼內(nèi)部碳化物形態(tài)調(diào)控、高溫自潤(rùn)滑性能的優(yōu)化和表面改性等方面切入，以期實(shí)現(xiàn)其抗滑擦損傷性能的改善.Yang等[50]研究稀土元素添加對(duì)M50鋼滑動(dòng)磨損行為的影響，稀土添加后鋼中碳化物由粗大柱狀轉(zhuǎn)變?yōu)榧?xì)化圓球形狀.在滑動(dòng)磨損過程中，圓球形碳化物不易破碎或被拔出且其形成磨屑更加細(xì)小，故稀土添加M50鋼耐磨性更佳.Liu等[51]采用等離子體放電燒結(jié)工藝制備M50-10% (Sn-Ag-Cu)(質(zhì)量分?jǐn)?shù))材料.而在與氮化硅球配副的高溫磨損的(150～550 ℃)過程中，Sn、Ag和Cu向表面富集，其中Sn和Cu易與Fe發(fā)生反應(yīng)，形成與基體結(jié)合緊密的表面潤(rùn)滑膜，體現(xiàn)出自潤(rùn)滑特性.和常規(guī)M50鋼對(duì)比，M50-10% (Sn-Ag-Cu)(質(zhì)量分?jǐn)?shù))鋼具有較低的摩擦系數(shù)和磨損率.Dodd等[52]報(bào)道，M50鋼表面Cr高能離子注入對(duì)高溫下軸承疲勞性能無不良影響，其疲勞壽命(L10)可達(dá)349～580 h (1.7×108～2.8×108周次)，同時(shí)，表面離子注入可大幅度提高軸承的耐蝕性.Xie等[53]向M50鋼中注入Ti和N離子，使M50鋼表面硬度由10 GPa提高至15 GPa，其與未改性處理M50鋼配副的磨損率顯著降低.離子注入改變M50鋼基體摩擦氧化行為，未改性M50鋼磨痕氧化物以FeO為主，而Ti和N粒子注入的M50鋼磨痕表面形成Fe3O4和Fe2O3摩擦氧化物膜，摩擦氧化膜的存在提高了軸承鋼的抗滑擦損傷性能.

針對(duì)航發(fā)M50鋼軸承的滾動(dòng)接觸疲勞磨損，通過熱處理工藝與稀土等合金元素添加，可從尺寸與形態(tài)調(diào)控角度實(shí)現(xiàn)夾雜物與碳化物細(xì)化，降低材料亞表層在滾動(dòng)接觸疲勞磨損過程的應(yīng)力集中.但是值得注意的是，較小尺寸的碳化物或夾雜物將降低軸承鋼表面耐磨性，對(duì)軸承鋼抗滑擦損傷性能產(chǎn)生不利影響.因此，在M50鋼材料設(shè)計(jì)時(shí)，需要將航發(fā)軸承鋼材料的滾動(dòng)接觸疲勞磨損性能與抗滑擦損傷性能進(jìn)行統(tǒng)一考慮，確保鋼中碳化物與夾雜物尺寸控制在合適水平.在此基礎(chǔ)上，再進(jìn)行對(duì)M50鋼進(jìn)行耐磨化表面改性，可使航發(fā)軸承滾動(dòng)接觸疲勞磨損與抗滑擦損傷性能獲得綜合提升.此外，在眾多針對(duì)滾動(dòng)接觸疲勞磨損的表面改性技術(shù)中，物理氣相沉積TiN、CrN和DLC等涂層已逐漸獲得工業(yè)應(yīng)用.對(duì)物理氣相沉積涂層厚度、殘余應(yīng)力和顯微結(jié)構(gòu)的優(yōu)化調(diào)控可確保涂層-基體系統(tǒng)獲得優(yōu)異的抗?jié)L動(dòng)接觸疲勞性能[54].

2.3 鈦合金葉片的微動(dòng)損傷

鈦合金比強(qiáng)度高且耐蝕性能優(yōu)異，其目前在航空發(fā)動(dòng)機(jī)，尤其是風(fēng)扇等部位中大量使用.單體航空發(fā)動(dòng)機(jī)中鈦合金零部件重量占比可達(dá)整機(jī)重量的25%～40%[55].鈦合金雖然可作為良好的結(jié)構(gòu)材料，但其熱導(dǎo)率低，在磨損過程中易發(fā)生氧化，形成磨粒，因此其耐磨性較低[56].在滑動(dòng)磨損條件下，與Al2O3配副時(shí)的磨損率可高達(dá)10-2～10-3mm3/(N·m)量級(jí)[57].

微動(dòng)損傷一般指接觸面上小振幅振動(dòng)產(chǎn)生的材料磨損與疲勞形式，其振幅一般小于300 μm.因此，發(fā)生微動(dòng)損傷零部件在設(shè)計(jì)名義上處于“靜止”狀態(tài).航空發(fā)動(dòng)機(jī)中鈦合金葉片的葉根與榫槽、葉片減震臺(tái)、鉚釘連接和金屬管線搭接處間均存在微動(dòng)損傷現(xiàn)象[58-59].Waterhouse等[60]報(bào)道，鈦合金發(fā)生微動(dòng)損傷后，其疲勞壽命將降低20%～50%[61].在確定載荷和振幅條件下，摩擦副的微動(dòng)損傷行為可處于部分滑移區(qū)、混合區(qū)和滑移區(qū)，其中處于部分滑移區(qū)亦稱黏著區(qū)，摩擦副損傷較??；混合區(qū)摩擦副材料內(nèi)部萌生裂紋傾向較高，易出現(xiàn)微動(dòng)疲勞現(xiàn)象；滑移區(qū)則以微動(dòng)磨損為主，磨痕內(nèi)部易出現(xiàn)大量磨屑堆積[62].

從摩擦學(xué)設(shè)計(jì)角度，應(yīng)盡量避免航空發(fā)動(dòng)機(jī)中微動(dòng)摩擦副系統(tǒng)處于混合區(qū)而帶來較高的微動(dòng)疲勞風(fēng)險(xiǎn).劉道新等[63]發(fā)現(xiàn)當(dāng)鈦合金摩擦副處于滑移區(qū)時(shí)，微動(dòng)磨損將抑制微動(dòng)疲勞裂紋的萌生與擴(kuò)展.Berthier等[64]認(rèn)為微動(dòng)磨損過程中三體磨屑的形成可對(duì)材料亞表層起到一定保護(hù)作用，抑制亞表層裂紋的萌生，避免微動(dòng)疲勞的發(fā)生.因此，并非所有的微動(dòng)磨損均會(huì)引起微動(dòng)疲勞，微動(dòng)磨損和微動(dòng)疲勞存在相互競(jìng)爭(zhēng)關(guān)系，當(dāng)微動(dòng)磨損嚴(yán)重時(shí)，微動(dòng)疲勞將會(huì)受到一定程度的抑制[65].

鈦合金微動(dòng)損傷行為受裂紋萌生擴(kuò)展與磨屑形成過程控制[66].在微動(dòng)疲勞過程中，低接觸應(yīng)力條件下疲勞斷裂位置遠(yuǎn)離微動(dòng)區(qū)域；而高接觸應(yīng)力條件下，裂紋在微動(dòng)邊緣區(qū)域萌生并擴(kuò)展[67]，當(dāng)裂紋擴(kuò)展到臨界長(zhǎng)度后引起材料斷裂[67].但微動(dòng)裂紋與常規(guī)疲勞裂紋不同，Araújo等[68]報(bào)道在微動(dòng)區(qū)域高接觸應(yīng)力和應(yīng)力梯度作用下裂紋萌生，短裂紋向接觸遠(yuǎn)端擴(kuò)展后應(yīng)力場(chǎng)迅速減弱，裂紋擴(kuò)展速率驟降，裂紋出現(xiàn)閉合現(xiàn)象.對(duì)于不同材料，存在微動(dòng)裂紋長(zhǎng)度的閾值[62,69]，當(dāng)微動(dòng)裂紋長(zhǎng)度小于閾值時(shí)處于自限制模式下，摩擦副中最大裂紋長(zhǎng)度不易隨微動(dòng)循環(huán)周次增加而提高，如圖9所示.這種短裂紋在鈦合金葉跟燕尾和葉片榫槽區(qū)域較為常見，榫槽結(jié)構(gòu)強(qiáng)度高，該類短裂紋對(duì)微動(dòng)疲勞壽命影響較小，但在葉根部位由于離心力作用下燕尾與榫槽的非均勻接觸，引起應(yīng)力集中，導(dǎo)致燕尾易因微動(dòng)磨損形成的短裂紋而斷裂[68,70].

Fig.9 Evolution of crack length versus fretting cycles[62]圖9 不同微動(dòng)循環(huán)下裂紋長(zhǎng)度演化過程[62]

鈦合金表面改性可以提高其抗微動(dòng)磨損和疲勞性能.Ren等[71]對(duì)鈦合金進(jìn)行超聲轟擊表面強(qiáng)化，在鈦合金表面形成大量位錯(cuò)纏繞和位錯(cuò)墻，產(chǎn)生高殘余壓應(yīng)力硬化層，降低微動(dòng)磨損率與摩擦系數(shù).Liu等[63]同樣發(fā)現(xiàn)，采用噴丸等塑性表面強(qiáng)化手段可提高鈦合金抗微動(dòng)磨損與微動(dòng)疲勞性能，但隨服役溫度提高，塑性變形層殘余應(yīng)力和硬度雙雙降低，抗微動(dòng)磨損和疲勞性能減弱.Fu等[72]對(duì)比研究鈦合金表面噴丸、離子束輔助沉積CrN和CuNiN涂層的微動(dòng)損傷行為.結(jié)果表明噴丸鈦合金亞表層存在原生裂紋，斷裂韌性降低，因此其微動(dòng)疲勞壽命僅較原始鈦合金小幅度提升；而鈦合金表面CrN涂層對(duì)鈦合金起到良好保護(hù)作用，保持微動(dòng)區(qū)域表面光滑并抑制氧化磨屑形成，因此其抗微動(dòng)磨損性能優(yōu)異，微動(dòng)疲勞壽命最高.此外，鈦合金表面離子輔助沉積CuNiIn涂層具有固體潤(rùn)滑作用，微動(dòng)摩擦系數(shù)最低，但硬度較低，抗微動(dòng)磨損性能較差.Du等[73]從降低微動(dòng)磨損摩擦系數(shù)角度，采用磁控濺射工藝在Ti6Al4V基體表面分別沉積類金剛石(DLC)和類石墨(GLC)固體潤(rùn)滑涂層.涂層與鈦合金配副微動(dòng)磨損摩擦系數(shù)保持在0.10～0.25低水平范圍內(nèi)，微動(dòng)疲勞壽命顯著提高.其中沉積DLC涂層鈦合金樣品因DLC涂層優(yōu)異的膜基結(jié)合強(qiáng)度和斷裂韌性而具有最長(zhǎng)微動(dòng)疲勞壽命.

在鈦合金微動(dòng)損傷，尤其是微動(dòng)磨損過程中，磨屑的形成與演變行為同樣至關(guān)重要.在微動(dòng)區(qū)域高接觸應(yīng)力作用下，鈦合金發(fā)生較強(qiáng)塑性變形，在接觸表面形成摩擦學(xué)轉(zhuǎn)變結(jié)構(gòu)層(Tribologically transformed structure,TTS)，其具有納米晶結(jié)構(gòu)，在金相腐蝕后與基體呈不同襯度[74].TTS層內(nèi)位錯(cuò)堆積形成大量孔洞或小尺度裂紋，使表面材料被破碎并去除，形成磨屑，磨屑產(chǎn)生后會(huì)迅速發(fā)生氧化[75-76].氧化物磨屑對(duì)鈦合金微動(dòng)磨損的影響顯著.Huricks[77]將微動(dòng)磨損劃分為與磨屑行為密切相關(guān)的3個(gè)階段，在初期的幾千個(gè)往復(fù)循環(huán)周次內(nèi)，金屬直接接觸發(fā)生黏著與轉(zhuǎn)移，引起摩擦副焊合或表面粗糙化.在隨后的第2階段中磨屑氧化，微動(dòng)磨損摩擦接觸區(qū)域直徑遠(yuǎn)大于微動(dòng)振幅，導(dǎo)致磨損過程中形成的磨屑難以被有效排出，若氧化物磨屑硬度大于表面金屬，其成為三體磨粒，加劇微動(dòng)磨損并在微動(dòng)區(qū)域積累，引起較為嚴(yán)重的磨粒磨損.當(dāng)微動(dòng)磨損進(jìn)入穩(wěn)定的第3階段后，摩擦副間形成連續(xù)致密的磨屑粉床，粉床將摩擦副分隔并起到一定緩沖作用，降低接觸面間相對(duì)滑移，磨粒磨損得到明顯抑制，微動(dòng)磨損程度減輕.

Iwabuchi[78]發(fā)現(xiàn)載荷與位移等微動(dòng)工況條件能夠改變磨屑分布形式，進(jìn)而影響微動(dòng)磨損行為.此外，磨屑尺寸對(duì)微動(dòng)磨損摩擦系數(shù)也會(huì)產(chǎn)生影響，當(dāng)磨屑尺寸較小時(shí)，磨屑的存在會(huì)降低摩擦系數(shù).而當(dāng)大尺寸磨屑存在時(shí)，磨屑的減摩效果消失[66,79].Varenberg等[80]在鈦合金表面通過激光織構(gòu)方法制備微米尺度凹坑，用于微動(dòng)損傷中磨屑的儲(chǔ)存.研究結(jié)果表明表面圓形凹坑織構(gòu)的鈦合金樣品微動(dòng)疲勞壽命較未織構(gòu)樣品提高1倍.Wang等[81-82]同樣采用激光在鈦合金表面設(shè)計(jì)并制備不同角度80～120 μm寬條狀溝槽，并與鈦合金球配副摩擦.當(dāng)處于滑移區(qū)時(shí)，織構(gòu)角度可調(diào)控微動(dòng)磨損行為.與微動(dòng)方向垂直溝槽織構(gòu)阻礙磨屑從接觸區(qū)的排出，而平行微動(dòng)方向溝槽則會(huì)促進(jìn)磨屑排出，如圖10所示.

Fig.10 Schematic description of debris distribution under different texture configuration圖10 不同織構(gòu)設(shè)計(jì)下磨屑分布狀態(tài)示意圖[81]

基于微動(dòng)循環(huán)圖理論中部分滑移區(qū)、混合區(qū)和滑移區(qū)的3種分類，提高法向載荷或預(yù)緊力可以使航空發(fā)動(dòng)機(jī)中的微動(dòng)摩擦副由混合區(qū)和滑移區(qū)向部分滑移區(qū)轉(zhuǎn)變，降低微動(dòng)疲勞和微動(dòng)磨損傾向.但受航空發(fā)動(dòng)機(jī)零部件結(jié)構(gòu)強(qiáng)度限制，載荷的調(diào)控范圍有限.因此，在不改變摩擦學(xué)服役工況(頻率、載荷與振幅)條件下，通過表面噴丸等塑性變形強(qiáng)化和硬質(zhì)涂層表面改性等方法，可以提高微動(dòng)摩擦副的硬度與承載能力，降低表面微動(dòng)疲勞裂紋的萌生傾向.同時(shí)，采用固體自潤(rùn)滑涂層或在摩擦副間涂抹潤(rùn)滑脂的方式，可降低摩擦系數(shù).一方面，低摩擦系數(shù)可促進(jìn)混合區(qū)狀態(tài)下摩擦副向滑移區(qū)轉(zhuǎn)變，避免微動(dòng)疲勞的出現(xiàn)；另一方面，在滑移區(qū)狀態(tài)下低摩擦系數(shù)可減緩和抑制微動(dòng)磨損行為，提高摩擦副的耐磨性，從而大幅抑制微動(dòng)損傷的發(fā)生.此外，配合特殊設(shè)計(jì)的表面織構(gòu)，又能夠?qū)⒒茀^(qū)工況狀態(tài)下摩擦副內(nèi)積累的磨屑有效導(dǎo)出.因此，根據(jù)不同微動(dòng)服役工況(載荷、頻率和振幅)，選擇相應(yīng)的涂層和(或)表面織構(gòu)等表面改性手段可實(shí)現(xiàn)對(duì)微動(dòng)損傷的有效防護(hù).

2.4 動(dòng)密封裝置中石墨的摩擦磨損與壽命評(píng)價(jià)

航空發(fā)動(dòng)機(jī)主軸和各種傳動(dòng)附件中的軸承在得到充分潤(rùn)滑的同時(shí)，還需要對(duì)軸承腔體進(jìn)行密封，以實(shí)現(xiàn)腔體氣壓的維持并避免潤(rùn)滑介質(zhì)泄漏[83].該類回轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)一般采用機(jī)械密封或磁密封裝置實(shí)現(xiàn)端面或圓周密封.圖11所示為典型機(jī)械密封裝置結(jié)構(gòu)示意圖，密封裝置基本結(jié)構(gòu)由動(dòng)環(huán)和靜環(huán)組成，通過波形彈簧為密封面提供5～20 N的法向力，保證靜環(huán)與動(dòng)環(huán)面-面緊密接觸[84].

Fig.11 Schematic diagram of mechanical sealing device[85]圖11 典型機(jī)械密封裝置結(jié)構(gòu)示意圖[85]

動(dòng)環(huán)和靜環(huán)材料的機(jī)械性能對(duì)其摩擦磨損行為影響顯著[86].以機(jī)械動(dòng)密封裝置為例，如圖11所示，其動(dòng)環(huán)一般采用高速鋼或高溫合金基體，并在基體表面電鍍鉻或熱噴涂碳化鎢硬質(zhì)涂層以提高其耐磨性，其中以超音速火焰和爆炸噴涂工藝制備WC-Co涂層耐磨效果更佳[87-88]，而靜環(huán)則一般采用石墨作為密封材料[89-90].石墨為多層正六邊形網(wǎng)狀結(jié)構(gòu)，當(dāng)層間邊緣鍵合位置吸附水分子或與環(huán)境發(fā)生反應(yīng)后，邊緣位置被解鎖，因此層間易發(fā)生相對(duì)滑移，實(shí)現(xiàn)材料的自潤(rùn)滑行為，其在含水蒸汽或有機(jī)物蒸汽環(huán)境中自潤(rùn)滑效果優(yōu)異[91-92].由此可見，石墨的潤(rùn)滑作用是依賴自身的連續(xù)微量磨耗，在摩擦副間形成轉(zhuǎn)移膜而實(shí)現(xiàn)，因此石墨的機(jī)械性能和摩擦學(xué)行為與動(dòng)密封裝置的服役壽命密切相關(guān).

常規(guī)石墨塊體材料由石墨顆粒壓制獲得，導(dǎo)致石墨內(nèi)部存在大量缺陷與孔洞，大大降低其機(jī)械強(qiáng)度.當(dāng)摩擦學(xué)服役載荷、速度與溫度超過某一臨界組合后，石墨會(huì)發(fā)生粉化現(xiàn)象，轉(zhuǎn)移膜難以穩(wěn)定存在，摩擦系數(shù)激增，石墨磨損嚴(yán)重[93].故需要對(duì)石墨材料進(jìn)行浸漬處理，填充內(nèi)部孔洞與缺陷以獲得機(jī)械性能的提升，并改善石墨的抗氧化和腐蝕性能，調(diào)控優(yōu)化航空發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)雜服役工況下石墨的摩擦學(xué)行為.一般石墨浸漬材料有樹脂聚合物、金屬和(或)無機(jī)鹽等.

2.4.1 樹脂浸漬石墨

樹脂浸漬石墨具有優(yōu)異的耐蝕性，其中環(huán)氧樹脂浸漬石墨可耐受強(qiáng)堿環(huán)境，而酚醛和呋喃樹脂浸漬石墨則更加適合強(qiáng)酸環(huán)境下使用.Zhang等[94]報(bào)道酚醛樹脂浸漬石墨的抗粉化與承載能力更強(qiáng)，其硬度(80 HB)和彈性模量(24 GPa)較未浸漬石墨基體顯著提高.在油或水潤(rùn)滑條件下，酚醛樹脂浸漬石墨孔洞封閉表面更加容易被潤(rùn)滑介質(zhì)潤(rùn)濕.因此，在與鎳基碳化鎢相對(duì)摩擦?xí)r其體現(xiàn)出更低的摩擦系數(shù).Jin等[95]評(píng)價(jià)酚醛樹脂與9Cr18馬氏體不銹鋼在高速度與高載荷工況下的摩擦磨損行為(PV值范圍為3～49 MPa·m/s)，酚醛樹脂浸漬石墨磨損機(jī)制主要為黏著和磨粒磨損.速度與載荷對(duì)摩擦表面溫度和摩擦系數(shù)影響顯著.隨著接觸應(yīng)力提高，摩擦面升溫更高，且達(dá)到穩(wěn)定摩擦系數(shù)的時(shí)間也更長(zhǎng).對(duì)比不同石墨化程度基體，中等石墨化程度的酚醛樹脂浸漬石墨更加適合高速高載荷摩擦學(xué)服役工況.

2.4.2 金屬和無機(jī)鹽浸漬石墨

當(dāng)溫度高于200 ℃后，樹脂會(huì)發(fā)生熱解，導(dǎo)致浸漬石墨機(jī)械強(qiáng)度驟降[96].同時(shí)高溫也會(huì)引起石墨基體的氧化.因此，高溫條件下服役的機(jī)械動(dòng)密封裝置一般采用金屬和(或)無機(jī)鹽浸漬石墨.Zhao等[97]報(bào)道銻浸漬石墨表面硬度為340 HV，分別是呋喃樹脂浸漬石墨和未浸漬石墨的2倍和3倍.對(duì)比3種石墨與軸承鋼配副的高溫摩擦學(xué)行為發(fā)現(xiàn)，隨溫度由室溫提高至350 ℃，呋喃樹脂和未浸漬石墨摩擦系數(shù)激增，而銻浸漬石墨摩擦系數(shù)隨溫度升高僅小幅度增加，銻浸漬石墨磨痕深度低于呋喃樹脂和未浸漬石墨，高溫下金屬浸漬材料結(jié)構(gòu)穩(wěn)定，強(qiáng)度得以保持，金屬氧化物起到良好的減摩作用.Sogabe等[98]對(duì)比銅、銀和銻金屬浸漬石墨發(fā)現(xiàn)熔融金屬銻在浸漬過程中與石墨內(nèi)部孔洞更容易潤(rùn)濕，且銻的熱膨脹系數(shù)更小，使得浸漬金屬與石墨界面結(jié)合更加緊密.因此，銻浸漬石墨氣體滲透率(2×10-7cm2/s)較銅和銀浸漬石墨低3個(gè)數(shù)量級(jí).銻浸漬石墨抗氧化性能優(yōu)異，500 ℃高溫氧化后，銻浸漬石墨失重最小.

無機(jī)鹽浸漬同樣可以提高石墨的耐磨性與抗氧化能力.Xu等[99]發(fā)現(xiàn)油潤(rùn)滑條件下磷酸鹽浸漬石墨與高溫合金相對(duì)摩擦?xí)r，載荷高于1 kN，則摩擦系數(shù)激增，磷酸鋅浸漬石墨磨損機(jī)制主要為磨粒磨損，石墨及摩擦對(duì)偶高溫合金的磨損行為和介質(zhì)的潤(rùn)滑作用共同影響石墨損傷行為.Xu等[99]研究磷酸鋅浸漬石墨的高溫磨損行為，其在450 ℃條件下與高溫合金配副，摩擦系數(shù)較未浸漬石墨大幅降低，高溫使磷酸鹽轉(zhuǎn)變?yōu)槠姿猁}，抑制石墨基體的氧化，促進(jìn)金屬與石墨混合邊界潤(rùn)滑層的形成.Lee等[100]認(rèn)為磷酸中的磷元素可與石墨片層邊緣活性位置反應(yīng)生成C-O-P或C-P-O鍵，降低層間電子密度進(jìn)而提高石墨抗氧化性能.但是Lu等報(bào)道磷酸與氫氧化鋁浸漬處理石墨的抗氧化性能得到大幅改善，而單獨(dú)采用磷酸浸漬石墨的抗氧化性能反而出現(xiàn)下降.磷酸與氫氧化鋁在浸漬過程中形成磷酸鋁是提高石墨抗氧化性能的主要原因，磷酸鋁氧化后形成的致密連續(xù)的氧化鋁可繼續(xù)保持對(duì)石墨孔洞的封閉作用，抑制外界氧的進(jìn)一步擴(kuò)散.

2.4.3 石墨密封裝置性能驗(yàn)證與壽命評(píng)價(jià)

研究人員針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)用密封裝置中石墨磨損與油氣泄漏開展性能驗(yàn)證與壽命評(píng)價(jià)研究.密封裝置性能評(píng)價(jià)試驗(yàn)過程中關(guān)注潤(rùn)滑油的泄漏率和石墨磨損量(磨損高度).當(dāng)潤(rùn)滑油泄漏率超過某一臨界值，即視為密封裝置失效.而石墨磨損量則用于預(yù)測(cè)石墨密封裝置的壽命.中國(guó)航空動(dòng)力機(jī)械研究所的力寧等[2]設(shè)計(jì)1種可以模擬航發(fā)密封裝置工作溫度、壓力和轉(zhuǎn)速的高溫高速密封試驗(yàn)臺(tái)架，其通過高溫氣體加熱方式可將密封裝置溫度加熱至600 ℃，轉(zhuǎn)速可達(dá)60 000 r/min，同時(shí)在線測(cè)量密封裝置的油氣泄漏狀態(tài).中國(guó)科學(xué)院金屬研究所段德莉研究員團(tuán)隊(duì)開發(fā)高速密封試驗(yàn)系統(tǒng)，將機(jī)械密封或磁密封裝置按照發(fā)動(dòng)機(jī)中實(shí)際安裝方式在試驗(yàn)系統(tǒng)上進(jìn)行安裝，模擬航空發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)齒輪或軸承腔體氣壓、潤(rùn)滑油壓力和溫度等參數(shù)，實(shí)現(xiàn)對(duì)密封裝置潤(rùn)滑油泄漏的長(zhǎng)時(shí)間監(jiān)測(cè)，其基本結(jié)構(gòu)如圖12所示.最高轉(zhuǎn)速為36 000 r/min，潤(rùn)滑油加熱溫度可達(dá)250 ℃.該類密封臺(tái)架試驗(yàn)系統(tǒng)已用于多型號(hào)航空發(fā)動(dòng)機(jī)密封裝置的評(píng)價(jià)與選型.

Fig.12 Schematic diagram of high-speed seal test rig圖12 高速密封試驗(yàn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖

大量石墨密封裝置臺(tái)架試驗(yàn)結(jié)果表明，我國(guó)國(guó)產(chǎn)石墨密封裝置在動(dòng)密封和靜密封泄漏指標(biāo)方面均可滿足使用要求，但較進(jìn)口產(chǎn)品在可靠性與穩(wěn)定性方面均存在一定差距.長(zhǎng)壽命臺(tái)架試驗(yàn)考核后，石墨材料磨損率達(dá)標(biāo)，但配副硬質(zhì)合金涂層表面出現(xiàn)明顯磨痕.此外，以各向同性熱解石墨(IPG)為代表的碳/石墨復(fù)合材料也逐漸被作為石墨密封材料在特殊工況下使用.其與常規(guī)浸漬石墨相比，在機(jī)械性能與孔隙率方面優(yōu)勢(shì)顯著[101].因此，新型石墨的使用也對(duì)摩擦副材料的耐磨性提出更高要求.針對(duì)這一問題，在摩擦對(duì)偶硬質(zhì)合金涂層表面進(jìn)行微米尺度螺旋槽圖案化處理，借助流體動(dòng)壓效應(yīng)，降低摩擦面溫度的同時(shí)實(shí)現(xiàn)零泄漏的非接觸式密封，該設(shè)計(jì)已取得良好的耐磨效果[85].

此外，根據(jù)石墨密封裝置服役工況(溫度、密封力和滑動(dòng)速度)，選擇不同種類浸漬石墨或新型碳/石墨復(fù)合材料.在石墨材料選擇方面，多種石墨材料服役工況既有區(qū)別又存在重疊.目前，國(guó)內(nèi)航空發(fā)動(dòng)機(jī)石墨密封選材仍更多為借鑒國(guó)外型號(hào)經(jīng)驗(yàn)，缺少可靠的石墨材料的摩擦學(xué)服役性能數(shù)據(jù)作為支撐.因此，有必要開展一系列針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫與高速服役條件的石墨及其摩擦副材料的近工況材料級(jí)試驗(yàn)和模擬工況的石墨密封裝置臺(tái)架級(jí)試驗(yàn)，用于材料設(shè)計(jì)和選型優(yōu)化.

3 結(jié)論與展望

航空發(fā)動(dòng)機(jī)中轉(zhuǎn)子葉片與機(jī)匣內(nèi)壁封嚴(yán)涂層、主軸軸承滾動(dòng)體與滾道、葉片燕尾與榫槽、密封裝置動(dòng)環(huán)與靜環(huán)等均作為典型摩擦副，具有極強(qiáng)代表性的摩擦磨損問題，這些零部件主要起到氣路密封、油路密封、轉(zhuǎn)動(dòng)支撐和結(jié)構(gòu)聯(lián)機(jī)與緊固作用，從機(jī)械結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)角度無法消除該類摩擦副的接觸或碰擦，摩擦磨損在所難免，而磨損的發(fā)生嚴(yán)重影響發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)功能精度.因此，需要從實(shí)際或近實(shí)際極端工況下材料的磨損劣化規(guī)律入手，揭示其磨損機(jī)制，進(jìn)而提出對(duì)應(yīng)的材料耐磨減摩功能化設(shè)計(jì).首先，根據(jù)航發(fā)材料摩擦學(xué)服役工況，將摩擦對(duì)偶材料摩擦運(yùn)動(dòng)形式、載荷、溫度和氣氛等工況條件抽象提取，篩選主要試驗(yàn)控制參數(shù)，開展材料級(jí)摩擦磨損試驗(yàn)，復(fù)現(xiàn)服役零部件的磨損特征.進(jìn)而分析材料摩擦學(xué)行為調(diào)控機(jī)制，同時(shí)從材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)化、機(jī)械性能優(yōu)化、表面功能化改性等角度出發(fā)，提出對(duì)現(xiàn)有航空發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)零部件材料耐磨減摩優(yōu)化方法.而后，借助模擬工況的臺(tái)架級(jí)考核評(píng)價(jià)手段加以驗(yàn)證，最終解決從材料到零部件的摩擦學(xué)工程應(yīng)用問題.

目前，國(guó)產(chǎn)三代航空發(fā)動(dòng)機(jī)已逐漸替代俄羅斯等國(guó)進(jìn)口發(fā)動(dòng)機(jī)而全面列裝，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)服役環(huán)境的多樣化需求和發(fā)動(dòng)機(jī)推重比的不斷提高，對(duì)航發(fā)耐磨減摩材料的要求也更加苛刻.航發(fā)材料的設(shè)計(jì)與評(píng)價(jià)需要兼顧疲勞、磨損和腐蝕性能的綜合提升.針對(duì)高溫服役工況下的耐磨零部件，要求其既要具有中低溫耐磨減摩性能，亦應(yīng)具備一定的高溫自潤(rùn)滑特性，實(shí)現(xiàn)寬溫域或全溫域耐磨減摩.針對(duì)海洋環(huán)境下，裝備零件在停放和貯存過程中表面發(fā)生腐蝕，勢(shì)必影響其摩擦學(xué)服役性能，偏離材料設(shè)計(jì)初衷，需開展航發(fā)耐磨材料腐蝕態(tài)和(或)腐蝕-磨損交互過程中摩擦磨損行為研究.此外，在國(guó)產(chǎn)新型航空發(fā)動(dòng)機(jī)自主可控設(shè)計(jì)制造過程中，航發(fā)設(shè)計(jì)理念的迭代更新已經(jīng)使得科研工作者逐漸擺脫國(guó)外原有設(shè)計(jì)與選材的限制.如陶瓷基復(fù)合材料和各向同性熱解石墨等，大量新結(jié)構(gòu)和新材料的應(yīng)用急需不同服役工況下摩擦學(xué)配副耐磨減摩數(shù)據(jù)作為基礎(chǔ)技術(shù)支撐.因此，航發(fā)材料摩擦學(xué)特性數(shù)據(jù)庫的建立和參數(shù)完善工作迫在眉睫.

綜上所述，對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)材料的摩擦學(xué)機(jī)制進(jìn)行深入研究并優(yōu)化調(diào)控其耐磨減摩性能，可滿足新一代航空發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)高性能材料的需求，進(jìn)一步提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能的穩(wěn)定性，延長(zhǎng)發(fā)動(dòng)機(jī)的檢修周期和使用壽命，為我國(guó)航空和國(guó)防產(chǎn)業(yè)的優(yōu)質(zhì)高速發(fā)展提供有力支持.