摘 要:對(duì)鈦合金桿端自潤(rùn)滑關(guān)節(jié)軸承進(jìn)行疲勞試驗(yàn),在116萬(wàn)次循環(huán)拉壓后,桿端體耳環(huán)處發(fā) 生斷裂。對(duì)失效件進(jìn)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(dòng)磨損,在循環(huán)載荷下,桿端體內(nèi)孔薄弱處的裂紋擴(kuò)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(hào):TG115.5 文獻(xiàn)標(biāo)志碼:B 文章編號(hào):1001-4012(2022)04-0060-04
桿端自潤(rùn)滑關(guān)節(jié)軸承是多方向運(yùn)動(dòng)機(jī)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(rùn)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(shí)現(xiàn)高頻率下多方向的往復(fù)運(yùn)動(dòng)(圍繞軸心線的 擺動(dòng))[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(xiàn)[2]對(duì)鈦合金材料在桿端體 的應(yīng)用進(jìn)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(rùn)滑關(guān)節(jié)軸承,軸承外圈通過(guò)翻邊安裝方式固定于桿端體,并將裝配好的桿端自潤(rùn)滑關(guān)節(jié)軸承成對(duì) 地進(jìn)行拉壓循環(huán)載荷疲勞試驗(yàn)(見(jiàn)圖2 [1])。在116 萬(wàn)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(shí)不銹鋼桿端體完好。桿端 體總長(zhǎng)為84mm,斷裂部位外徑為36mm,內(nèi)徑為26mm,寬 為 10.6mm;試 驗(yàn) 溫 度 為 室 溫 (23± 5)℃;試驗(yàn)載荷為(2500±9600)N;載荷變化頻率 為4Hz,水平方向反復(fù)加載。
