滾動軸承是航空發動機的精密部件之一，其性能和壽命對航空發動機的穩定運行起著關鍵性作用。隨著航空領域高端技術的發展，航空發動機滾動軸承要在持續過載、振動載荷、冷熱交替等復雜環境下工作，其中載荷是滾動軸承早期失效和制約其使用壽命的關鍵影響因素。2009~2014年，因載荷引起的航空軸承失效比例達到40%。

某型號航空球軸承由內外套圈、滾動體和保持架組成，其外圈無擋邊，內圈由雙半內圈組成，無擋邊，內含16粒滾珠。軸承內圈、外圈、滾動體材料均為8Cr4Mo4V鋼，保持架材料為40CrNiMoA鋼。在軸承上施加超載的徑向載荷，每30min為一階段，在軸承出現失效后停止施加載荷，整個過程中，外圈靜止不動，內圈隨軸轉動。

向蘋、胡宸等研究人員采用宏觀觀察、掃描電鏡(SEM)和能譜分析、金相檢驗、硬度測試等方法分析了滾動軸承的損傷原因，研究了載荷對軸承材料組織與性能的影響規律，以防止該類問題再次發生。

01 理化檢驗

1.1宏觀觀察

滾動軸承各組件宏觀形貌如圖1所示，由圖1可知：外圈和滾動體損傷最為嚴重，外圈表面存在1處長條形不規則的剝落區域，尺寸(長度×寬度，下同)為100mm×20mm，剝落凹坑最大尺寸為2.7mm×1.6mm，滾動體剝落區域的尺寸約為9mm×3mm，其余組件存在凹坑、麻點等輕微損傷，這些損傷產生的原因為航空發動機滾動軸承在高速運轉的工作環境下，載荷施加過大時，外圈滾道與滾動體不斷接觸。外圈最下方位置在靜止時的受力最大，易發生損傷。

1.2掃描電鏡及能譜分析

采用場發射掃描電鏡觀察外圈滾道剝落區域，結果如圖2所示。由圖2可知：軸承外圈凹坑區域損傷主要以剝落坑為主，剝落坑坑底形貌凹凸不平；大部分滾道剝落區域呈現碾壓磨損形貌，破碎且不連續，呈光亮磨損特征，損傷程度較凹坑區域小；局部區域呈疲勞條帶特征。結合宏觀形貌特征判斷，外圈滾道表面剝落的原因為滾動接觸疲勞。

剝落麻點滾珠以及嚴重剝落滾珠表面的SEM形貌呈碾壓磨損特征(見圖3)，由圖3可知：剝落滾珠源區位于外表面，且相較于外圈剝落區而言，剝落面積相對較小，深度較淺。在整個試驗過程中，外圈為首先失效部件。在剝落的地方形成新的疲勞源，進而引起滾動體的非正常運轉，循環往復的載荷會促進滾動體與外圈剝落區域的磨損，造成剝落。

對外圈滾道剝落區域的白色“蝶形”組織進行觀察，“蝶形”組織SEM形貌如圖4所示，由圖4可知：“蝶形”組織內部含有較多微裂紋，內部裂紋沿著“蝶形”組織與基體的交界處或“蝶形”組織內的碳化物擴展，且隨著“蝶形”組織的雙翼擴展，多處裂紋存在樹枝狀分叉現象。

對白色“蝶形”組織與附近基體組織進行能譜分析,面掃描結果如圖5所示。“蝶形”組織及附近基體元素質量分數如表1所示，由表1可知：“蝶形”組織元素組成與基體無明顯差異，表明“蝶形”組織在形成過程中不存在元素的偏聚，基體之間無明顯的元素遷移現象。

采用聚焦等離子束法(FIB)，沿白色“蝶形”組織寬度方向制取試樣，截取的試樣包括基體材料和白色“蝶形”組織?；w與白色“蝶形”組織的透射電鏡形貌如圖6所示，可清晰地看出白色“蝶形”組織與基體是由約5nm到數十納米的黑色納米晶和灰色結構組成的,呈現多晶狀態；白色“蝶形”組織的選區斑點衍射圖表明白色“蝶形”組織是由納米級的α鐵素體顆粒組成的。

1.3金相檢驗

垂直于外圈剝落區周向方向以及滾珠和內圈的縱向方向截取試樣，將試樣鑲嵌、磨拋后，置于4%(體積分數)的硝酸乙醇溶液中。在光學顯微鏡下觀察試樣，發現外圈滾道存在類似蝴蝶狀的白色“蝶形”組織，長度為0.3~0.6mm，這些白色“蝶形”組織大多與滾道周向呈45°角，內圈以及滾動體的顯微組織正常，由回火馬氏體組織與細小碳化物組成。軸承組件的顯微組織形貌如圖7所示。

制取外圈、滾珠截面的金相試樣，依據GB/T10561—2005《鋼中非金屬夾雜物含量的測定標準評級圖顯微檢驗法》進行非金屬夾雜物含量的測定，結果均滿足技術要求，夾雜物等級為0.5級。外圈與滾珠剝落區附近未見異常的夾雜物堆積，外圈與滾珠夾雜物微觀形貌如圖8所示。

1.4硬度測試

對“蝶形”組織和基體進行維氏硬度測試，結果如表2所示。由表2可知：“蝶形”組織的硬度比基體高160HV。載荷對組織的硬度也會產生影響，高硬度的“蝶形”組織會破壞基體之間的變形協調性，隨著滾動體的運轉，基體易形成疲勞裂紋，加快剝落的過程。

02 綜合分析

滾動軸承的外圈以及滾動體表面發生嚴重剝落，損傷區域呈碾壓磨損形貌，局部可見疲勞條帶，軸承外圈以及滾動體發生接觸疲勞剝落。接觸疲勞剝落是零件的表面或次表面在周期性的接觸應力下形成

裂紋，引起表面材料去除的現象，其形貌特征主要以剝落為主。疲勞條帶是裂紋擴展至一定距離后形成的，因此在接觸疲勞載荷作用下，接觸區域形成的巨大切應力致使次表面形成微裂紋，在持續作用的循環應力下，次表面的裂紋不斷擴展直至表面剝落。

金相檢驗結果發現，軸承外圈次表面區可見較多成片分布的“蝶形”組織，較大的“蝶形”組織長度可達0.2mm，部分“蝶形”組織上可見細小的微裂紋。在對白色“蝶形”組織進行分析時，發現“蝶形”組織由體心立方結構的α鐵素體納米晶以及非晶相組成，晶粒的細化增加了“蝶形”組織的硬度，維氏硬度測試結果進一步驗證了白色“蝶形”組織的硬度遠高于基體。“蝶形”組織與基體組織的成分未見明顯差異，說明“蝶形”組織為基體的變異組織。

目前研究結果表明，以下兩種因素均可能會導致“蝶形”組織：①軸承承受較大的接觸應力；②軸承內部存在缺陷。白色“蝶形”組織是在載荷試驗后產生的，且在對外圈滾道顯微組織進行非金屬夾雜物評定時，未見異常的夾雜物形態。此外，“蝶形”組織的長度方向與接觸疲勞中的剪切應力方向(45°)接近，與載荷作用下次表面的循環交變剪切應力密切相關。因此，“蝶形”組織是在循環接觸載荷作用下，由塑性應變累積形成的，每一次循環作用產生的塑性變形都會伴隨著顯微組織的滑移，并累積至一定程度，導致顯微組織結構的變化。“蝶形”組織一方面割斷了材料的連續性，降低了材料的抗疲勞能力；另一方面，“蝶形”組織的硬度高，脆性大，變形協調能力差，在外力作用下會引起應力集中，可能成為疲勞裂紋源，致使材料發生剝落。

03 結論

(1)載荷試驗對軸承的外圈、內圈、滾動體、保持架都造成了一定程度的損傷。外圈以及滾動體發生剝落，內圈、保持架有周向劃痕和凹坑，產生原因為塑性變形以及磨粒磨損。

(2)金相檢驗發現軸承外圈剝落區域存在白色“蝶形”組織，表明軸承材料組織受到了疲勞損傷。白色“蝶形”組織是具有高硬度的納米細晶組織，與基體的硬度差異較大，導致在其邊緣以及內部產生疲勞裂紋。“蝶形”組織是滾道次表面組織疲勞損傷的產物，其破壞了基體組織的連續性，降低了材料的均勻變形能力，在與基體組織的界面位置形成應力集中，降低了軸承的疲勞性能，萌生了疲勞裂紋，在循環往復應力的作用下，裂紋不斷擴展,直至材料表面發生剝離，導致材料發生接觸疲勞損傷。

(3)高載荷下的軸承失效模式以接觸疲勞失效為主，還有塑性變形、磨損，在這些因素的共同作用下，軸承發生損傷。