第 ‘1卷
1 9 8 9年
第 2期
4月
航空动力学报 V o l. 4 N o .
Jo u rn a l o f A er . Pa , Po w er A Pr il 19 8 9
航空发动机高速滚子轴承的试验研究
沈阳航空发动机研 究所 冯仰园 邵嘉兴 战明学
1
. 探索性试验 为适应我国航空工业发展 , 就要提高发动机主轴的旋转速度 , 而主轴滚
子轴承成为发展的障碍 , 因此提出了研究 仍 , (D 为轴承内径 ~ , 万 为转速 rP m ) 值为 2
.
5 义
; O气的滚子轴承课题 。先选 用某型发动机涡轮前滚子轴承 E1 0 3 2 9 3 2斓 进行探索性试验 。
首先将 刀J 值提高到2 . 2 义 1。‘, 分解检查 , 基本完好 , 无明显异样 。然后提高到 2 . 5 火 1。‘ ,
按大纲试验后分解检查 , 在滚子端面有明显磨痕 。这是滚子不稳定性引起偏扭磨损所致 。
滚子偏扭主要原因 , 一是 由于装配不当或者受外载作用使轴产生弯曲 , 一般称为非直线
性 偏扭 。随着滚子端面磨损 , 偏扭会强烈到使滚子轴线偏转9 0’ , 卡在保持架中 , 致使保持架横
梁折断 , 造成轴承严重破坏 。
滚子的直线性直接影响着滚子的偏扭 , 低速轴承对滚子不作直线性要求 。随着速度的提
高 , 滚子的精度等级也相应提高 , 刀万 值在 l x l。, 以上时 , 滚子一般已采用一级以上精度 , 滚
子 的直线性不作特殊要求 , 通常仍能满足要求 j 八尸值继续提高 , 直线度就必须限止 .
采用带凸度的滚子能减少非直线性对滚子偏扭的影响 , 为了获得好的调整性能 , 必须采
取相对大凸度的滚子 , 当然凸度过大必然局部接触应力偏大 , 影响轴承的疲劳寿命 。
滚子偏扭以旋转偏扭为主因素 , 有滚子 圆角偏差 , 凸度径向偏差 , 及滚子端面轴向偏差 。
2
. 新试验件
试验件 6 D 2 0 0 2 8 3 2入w ,轴承滚子技术要求如下 : 直线度每 1 00 m m 在
0
.
OZm m 以下 ; 凸度为 0 . 01 ~ 0 . 0 1 5 , 滚子圆角偏差不大于0 . 02 mln ; 凸度偏差不大于 0
.
00 7m 。 ;
端面轴向偏差不大于 0 . OO3 m m 。此外 , 限制偏扭还采取了其他相应措施 。将滚子在保持架兜几
内的轴向间隙 , 以及滚子与内套圈挡边的间隙选择在合理范围内 , 可限制偏扭的作 用 。其滚子
与挡边的间隙为0 . 05 ~ 0 . 1~
, 滚子与保持架的间隙为 0 . 02 ~ 0 . 1 3~
。为防止挡边尖端与液
子端面接触和易于形成油膜 , 内挡边做成倾斜55 ‘土 15 , .
高速轴承的润滑和冷却十分重要 。试验后发现滚子和滚道在喷入滑油一端与另一端颜色
有明显差异 , 说明两端温度有差别 。如继续采用喷咀润滑巳不适应 . 在这样高 D*\’ 值下喷射滑
油的穿透性受到限制 , 同时滑油受离心力作用 向外甩出 , 使内圈接触处得不到适当的冷却和
润滑 。如果保持架选用内引导 , 喷咀必然对准外圈间隙处 , 这样对内圈更加不利 。环下润滑为
适应高速轴承而发展起来的 , 新试验件也是按这一原理设计的 .
3
. 对比试验 本试验在高温高速轴承试验器上进行 , 试验参数如下 : 试验轴承转速9 0。〔
~ z 5 6 2 5 rp m , 径向负荷 3 9 2 0八 ; 供油温度 6 0 ~ 8 0 ℃ ; 回油温度沪 1 7 5 ,C (短期超温笋 2 0 0 ,C ) , 润
滑油‘1 09 合成润滑油 。试验共进行 1 0 0小时 , 2 0小时后分解检查 , 除保持架引导面和 兜孔横梁
处有轻微磨痕外 , 其他皆正常 。继续试验直至累积 1 00 小时后分解检查 , 除内套圈供油槽上两
本文 于 1 9 8 8年1 0 月收到 .
1 8 4 航 空 动 力 学 报 第 4卷
油孔间有一条裂纹外其他都正常 , 滚子保持架外观质量明显优于原轴承 。
试验录取了内外套圈的温度 , 消耗功率以及进回油温度 , 结果示于图 l 、 2 、 3 。
从图 1可见 . 内外套圈温度随转速增加而升高 , 另外 刀万 值相同时轴承 6D2 0 0 2 8 3 2八飞犷:的温
度低 , D’v 值大于 Z x l护差别明显扩大 , 这说明其高速性 良好 。
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2 2
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3 5 2
.
S X I O.
图 l 轴承内外套圈沮度随 DN 值变
化 (进油沮度7 0一容0℃ )
从图2可见随着毋 值增加功率必然增大 ,
但新试件在相同 刀万 值所消耗功率小 , 这
明
其动态磨阻特性 良好 。轴承内部结构 、 润滑油路
对功率影 响也不可忽视 , E 1 0 3 2 9 32 八啥 轴承虽
采用环下供油 , 但外套圈带挡边 , 离心力抛到
外套圈的油在挡边处堆积 , 增加搅拌阻力 。
同样从图 3的进回油温差随 刀八, 值的变化 ,
也可见 6刀2 0 0 2 8 3 2八飞犷j轴承性能优越 。
关于轴承内套圈出现裂纹 , 主要是
的
断裂韧性不能满足要求 , 有的报告提 出 DN 值
为 2 . 峨x 1 0‘是 。 .腼“‘断裂的门槛值〔, 〕, 当然在
环下供油开的油槽和油孔 , 不仅削弱了强度 , 而
且应力集力明显增加 。加上该处有加工引起的烧伤 ,
5 6 2
.
0 2
.
2 2
.
3 5
图2 消耗功率与 DN 值变
化 (进油沮度 7 0一 8 0℃ )
D N
2 5 火 I Qr
进油服度 7Q ~ 8 。℃
原轴承夕 z
5 6 2
.
0 2
.
2 2
.
3 5 2
.
5 又 1 0 .
℃加507060初3020100
图3 滑油进回油沮差随洲 值变
化 (进油沮度7 0 9 ~ 8 0℃ )
这些也是引起断裂的原因 。
4
. 结论 本文研究了适用于航空发动机的 盯 值为2 . 5 义 l沪的滚子轴承 , 经试验证明 :
( l) 该轴承主要参数选择合理 , 高速性能 良好 , 能适应中等负荷条件下工作 。
( 2) 应选用环下供油润滑 , 并且结构也应作相应考虑 。
〔3) 高速轴承的断裂应给予重视 。
参 考 文 献
〔,〕R 父h 盯d J. Pa r k o r 尸 Pr二n r T ec 助0 10 ‘y o f R汕 n 吕一E 拓打比 n t E比a d 。 , , N s^ ^ 一N 8 32 0 1 2 1 , 19 8 2 .
2 00 J
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sho w th a t rh e n ew be ar in s can m 忱t th e r e q u ire m e n 妞
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PR IMA R Y E X PE R IME N T A L IN V E S T IG A T IO N
O N E R O S IV E B U R N IN G
IN A N O Z Z L E L E S S SO L ID PR O PE L LA N T R O CK E T M O T O R
Z h an g C h a o ca i
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S u n X u q u a n , L u Z hen 幼a n g
(N a tio ” a z U n 诬叨r 吕泣ty o f 肠f e”e 口 T 口ch ”成o g y )
A厌汀R A CI , A n e w aPPar a tu s fo r in ves tl助 ti n s th e er os iv e e ha ra c te ris tie s o f the n o z z le less
加lid Pr o pe llan t roc k e t m ot o r b y in 姗r u Pt fo n o f bu rn in g 15 Pr创姆n te d . T h e e r o‘加e e har a ete r is tics o f
H T PB c o刃。P谓ite Pr o pe llan t ar e o bta in ed . Th e e uJ , es 夕一t c o刀。训ted w ith the er OSj v e c h arac te risite s a re
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om 伸red w ith th e ex 钾rlm en 垃1 d a ta . Th e e x pe rlme n ta l resu lts sh ow th a t th e e ros iv e ehar a ct e r is tscs o f
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