【摘要】：軸承是航空電機(jī)的關(guān)鍵承載零件,航空電機(jī)軸承的工作環(huán)境復(fù)雜,高溫、高空極低溫、多軸的隨機(jī)振動(dòng)、制造工藝和材料等都是引起航空電機(jī)軸承疲勞失效的原因。因此,研究航空軸承疲勞壽命具有重要的理論價(jià)值和實(shí)際意義。本文基于線性疲勞損傷累計(jì)理論,對航空電機(jī)主軸角接觸軸承在溫升和多軸隨機(jī)振動(dòng)載荷共同作用下的疲勞壽命進(jìn)行了研究。本文首先分析了疲勞損傷累計(jì)理論和疲勞壽命分析方法,通過將平面(二軸)振動(dòng)應(yīng)力分布的擬合方法推廣到三軸振動(dòng)應(yīng)力分布上面,建立了航向、垂向和側(cè)向三軸隨機(jī)振動(dòng)的應(yīng)力幅值概率密度曲線的模型。其次,根據(jù)軸承機(jī)械損耗和電機(jī)電磁損耗分析,采用有限元軟件ANSYS對軸承進(jìn)行溫度場分析,對主軸后端軸承進(jìn)行熱-機(jī)耦合應(yīng)力分析,以此耦合應(yīng)力為預(yù)應(yīng)力對軸承進(jìn)行模態(tài)分析,再對軸承進(jìn)行多軸隨機(jī)振動(dòng)應(yīng)力分析,獲得軸承應(yīng)力幅值危險(xiǎn)點(diǎn)與振動(dòng)危險(xiǎn)點(diǎn)處的應(yīng)力功率譜密度曲線和三個(gè)方向的響應(yīng)加速度功率譜密度。最后,基于應(yīng)力功率譜密度曲線,采用Bandat模型修正法和Dirlik法進(jìn)行疲勞壽命計(jì)算;基于響應(yīng)加速度功率譜密度,通過ANSYS仿真對軸承航向、垂向和側(cè)向單軸情況下進(jìn)行疲勞損傷分析,采用Miner線性疲勞損傷累計(jì)理論對軸承多軸疲勞壽命進(jìn)行計(jì)算,研究加速度功率、溫升和不同頻率段的加速度功率等對軸承疲勞壽命的影響。通過與軸承的疲勞壽命實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比分析,驗(yàn)證了仿真分析結(jié)果的可行性和正確性。本文的研究為更有效地延長軸承使用壽命,為我國航空機(jī)載設(shè)備的可靠性設(shè)計(jì)提供依據(jù)。
【圖文】：

實(shí)際飛機(jī)上電機(jī)的主軸軸承破壞的形式較多，主要有以下幾種形式：(1)軸承預(yù)緊不當(dāng)引發(fā)軸承失效。這是由于非預(yù)期的預(yù)緊所產(chǎn)生，使軸承產(chǎn)生附加軸向載荷，引發(fā)軸承早期失效，如圖1.1～圖1.4所示。由圖可知，軸承內(nèi)外圈溝道均已嚴(yán)重剝落，內(nèi)圈局部滾道碾壓變深且偏向軸臺(tái)肩一側(cè)，保持架斷裂為四塊，10粒鋼球有2粒呈碎塊狀。圖 1.1 外滾道剝落形貌 圖 1.2 內(nèi)滾道剝落變形形貌圖 1.3 保持架碎斷磨損形貌 圖 1.4 鋼球碎塊形貌(2)異常軸向力引發(fā)軸承失效。軸承在工作過程中承受異常的軸向力，該軸向力很可能是由于軸承裝配不當(dāng)產(chǎn)生的，使得軸承內(nèi)、外套圈溝道均出現(xiàn)了嚴(yán)重的剝落。剝落位置均偏離軸承內(nèi)、外圈溝道的溝底，并且內(nèi)、外圈溝道的剝落位置相對分布在溝底兩側(cè)，偏離溝底位置較大，呈現(xiàn)明顯的“爬坡”現(xiàn)象，，如圖 1.5 和圖 1.6 所示。圖 1.5 軸承內(nèi)圈溝道剝落形貌 圖 1.6 軸承外圈溝道剝落形貌

第 1 章 緒論軸承失效原因分析飛機(jī)上電機(jī)的主軸軸承破壞的形式較多，主要有以下幾種形式：承預(yù)緊不當(dāng)引發(fā)軸承失效。這是由于非預(yù)期的預(yù)緊所產(chǎn)生，使軸承荷，引發(fā)軸承早期失效，如圖1.1～圖1.4所示。由圖可知，軸承內(nèi)外剝落，內(nèi)圈局部滾道碾壓變深且偏向軸臺(tái)肩一側(cè)，保持架斷裂為四2粒呈碎塊狀。
【學(xué)位授予單位】：貴州大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號(hào)】：V242.44

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：2672207