風(fēng)力發(fā)電機齒輪箱軸承次表面損傷的微觀研究

[英]Jasim H Al-Bedhany等

風(fēng)力發(fā)電機組的設(shè)計壽命為20～25年，但因白色組織剝落(WSF)引起風(fēng)力發(fā)電機齒輪箱軸承過早失效的報道屢見不鮮。失效與軸承滾道與滾動體的滾動接觸面下的顯微組織變化有關(guān)。盡管對由WSF引起的軸承過早失效進(jìn)行了廣泛研究，但其主要原因以及損傷的萌生和擴展機制仍是值得商榷的課題。對在風(fēng)場運行的風(fēng)力發(fā)電機齒輪箱用失效軸承試樣進(jìn)行微觀研究，可深入了解顯微組織變化和各種形式的損傷。能量色散X射線分析(EDX)技術(shù)通常用于確定軸承材料的化學(xué)成分和其他顯微組織缺陷(如非金屬夾雜物)。大量研究分析了不同形式的顯微組織損傷，特別是蝶翼裂紋。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，顯微組織變化的形成發(fā)生在距滾動接觸面一定深度的范圍內(nèi)。蝶翼裂紋看似與接觸應(yīng)力引起的剪切應(yīng)力分布相近，這表明剪切應(yīng)力對損傷萌生有重要影響。非金屬夾雜物和材料清潔度對損傷萌生有重要影響。夾雜物的類型、尺寸和分布是影響損傷萌生的主要參數(shù)。通過對風(fēng)力發(fā)電機齒輪箱軸承失效區(qū)截面進(jìn)行破壞性研究，提供了研究平面的二維視圖，同時一系列截面技術(shù)能對裂紋網(wǎng)進(jìn)行三維觀察。本文對2種失效的風(fēng)力發(fā)電機齒輪箱行星軸承進(jìn)行了破壞性研究，微觀研究了軸承滾道的嚴(yán)重受損區(qū)域，并描述了蝶翼裂紋、微裂紋和受損夾雜物等不同形式損傷的特征。結(jié)果表明，除了非金屬夾雜物引起的WSF外，次表面微裂紋是WSF的另一種引發(fā)源。次表面最大剪切應(yīng)力對不同形式的損傷(如蝶翼裂紋、帶內(nèi)部裂紋的夾雜物和夾雜物-鋼基體界面處的夾雜物分離)萌生有重要影響。

1 微觀研究

對2套行星軸承的嚴(yán)重受損區(qū)域進(jìn)行了破壞性研究。在軸承滾道的軸向和周向上切割和檢查用于微觀研究的試樣，如圖1所示。使用導(dǎo)電樹脂安裝試樣，以顯示所研究的表面。采用該切割流程可對位于嚴(yán)重受損區(qū)域中心線的整個軸向平面以及滾道的6個等距圓周截面進(jìn)行微觀研究。試樣經(jīng)研磨、拋光后用2%硝酸溶液(2%硝酸和98%乙醇)浸蝕。采用光學(xué)顯微鏡和掃描電子顯微鏡(SEM)與EDX技術(shù)相結(jié)合的方法研究了材料的顯微組織變化和不同形式的損傷。損傷形式(如夾雜物引發(fā)的裂紋和蝶翼裂紋)是根據(jù)尺寸、滾動接觸面下的深度、相對于滾動面的傾角和夾雜物長寬比(AR)定義的損傷特征來描述。通過將損傷特征與軸承在運行過程中可能遇到的載荷條件相關(guān)聯(lián)，分析了次表面損傷萌生。利用Hertz接觸理論確定了接觸面下的次表面應(yīng)力分布和不同載荷水平下的應(yīng)力變化。計算了表面拖動作用下的應(yīng)力分布，以分析表面拖動對損傷萌生的預(yù)期作用。

2 結(jié)果和討論

本研究中共發(fā)現(xiàn)149個受損夾雜物，其中55個夾雜物(37%)位于2個軸向截面試樣中，94個夾雜物(63%)位于2個周向截面試樣中。這些試樣選自軸向和周向截面試樣的中間，即圖1所示的試樣3和4。所研究的這些試樣深度在滾動接觸面下1 mm內(nèi)，因為最大接觸應(yīng)力的影響不會超過該深度。

圖1 所研究的失效軸承和試樣位置(逆風(fēng)和順風(fēng)軸承滾道)

受損夾雜物既有分離損傷(即夾雜物-鋼基體界面處的夾雜物分離)、開裂損傷，也有分離與開裂的混合損傷。這些損傷形式的說明見表1。通過分離(上分離、下分離、上下分離和側(cè)分離)識別出4類受損夾雜物。

表1 夾雜物引發(fā)的不同類型的顯微組織損傷

最明顯的顯微組織變化是蝶翼裂紋，因此對該損傷形式進(jìn)行了研究和分析。蝶翼裂紋分為單翼裂紋和雙翼裂紋，單翼裂紋又進(jìn)一步分為上單翼裂紋和下單翼裂紋。上翼裂紋位于引發(fā)損傷的夾雜物上方，即從夾雜物到滾動接觸面。下翼裂紋從滾動接觸面開裂。對49條蝶翼裂紋的翼長、夾角、深度等表征參數(shù)進(jìn)行了分析。

2.1 引發(fā)損傷的夾雜物表征

根據(jù)國際標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定的設(shè)計應(yīng)力水平，通過施加壓縮載荷和拖動力，采用Hertz接觸理論計算接觸面下的次表面應(yīng)力分布。僅在壓縮狀態(tài)下以及在壓縮和拖動聯(lián)合作用下的最大剪切應(yīng)力分布如圖2所示。增加壓縮載荷使最大剪切應(yīng)力區(qū)進(jìn)一步遠(yuǎn)離接觸面。在壓縮過程中引入表面拖動力使最大剪切應(yīng)力區(qū)更靠近接觸面。最大剪切應(yīng)力區(qū)將與以下章節(jié)中發(fā)現(xiàn)各種形式損傷的位置進(jìn)行比較。圖2 在1.8 GPa壓縮載荷(左)以及1.8 GPa壓縮載荷和0.2%拖動力聯(lián)合作用下(右)的最大剪切應(yīng)力(單位GPa)分布在軸承滾動接觸次表面存在不同形式的受損夾雜物，包括從基體中分離的夾雜物、裂紋從夾雜物擴展到基體中并形成蝶翼裂紋。不同類型受損夾雜物與其深度的百分比關(guān)系如圖3和圖4所示。所有分離的夾雜物均位于接觸次表面最大剪切應(yīng)力區(qū)的深度內(nèi)。對于夾雜物邊界上側(cè)中心分離的夾雜物，由于拖動效應(yīng)使最大剪切應(yīng)力區(qū)更靠近接觸面，因此損傷可能由表面拖動力引發(fā)的剪切應(yīng)力造成。隨著深度的增加，夾雜物下側(cè)分離的夾雜物數(shù)量增加。通過將圖3a中分離的受損夾雜物深度與圖2所示的最大剪切應(yīng)力深度進(jìn)行比較，可清楚看出其深度密切相關(guān)。

圖3 分離的受損夾雜物

分離的夾雜物是最主要的損傷形式，但也觀察到由受損夾雜物引發(fā)的裂紋。裂紋以不同形式呈現(xiàn)：夾雜物上側(cè)(朝向滾動接觸面)、夾雜物下側(cè)、夾雜物自身內(nèi)部裂紋或這些不同形式的組合裂紋。與裂紋相關(guān)的夾雜物大致位于接觸次表面最大剪切應(yīng)力的深度內(nèi)，如圖4所示。受損夾雜物的表征支持了先前的觀點，即次表面夾雜物引發(fā)的損傷可能是由于剪切應(yīng)力的影響，并且沿最大剪切應(yīng)力面出現(xiàn)裂紋。

圖4 開裂的受損夾雜物

2.2 蝶翼裂紋

49條蝶翼裂紋的深度分布如圖5a所示。所有蝶翼裂紋為周向截面試樣，約位于最大剪切應(yīng)力的深度處。觀察到的蝶翼裂紋數(shù)量隨著深度的增加而增加，但在深度大于700 μm處未發(fā)現(xiàn)蝶翼裂紋，僅有1條與接觸面平行的小蝶翼裂紋。大部分蝶翼裂紋與滾動接觸面呈25°或40°的傾斜角，分別占所有蝶翼裂紋的29%和21%，如圖5b所示。按長度排列的蝶翼裂紋分布如圖5c所示。由于所研究試樣源于軸承滾道最嚴(yán)重受損區(qū)域，在該區(qū)域內(nèi)，由于嚴(yán)重剝落會掉落一些接觸面，因此在滾動接觸面淺層未發(fā)現(xiàn)蝶翼裂紋。

圖5 蝶翼裂紋

約71%的蝶翼裂紋為雙翼裂紋，而其余蝶翼裂紋的57%(所有蝶翼裂紋的29%)為源于夾雜物上側(cè)的單翼裂紋，剩余的蝶翼裂紋為位于下側(cè)的單翼裂紋。與雙翼裂紋相比，單翼裂紋的長度更短。這就產(chǎn)生了一種假設(shè)，即可能先從一個翼開始，隨后出現(xiàn)另一個翼，兩者一起擴展生成更長的蝶翼裂紋。沒有證據(jù)支持是上翼裂紋還是下翼裂紋先產(chǎn)生，但蝶翼裂紋的起始點可能取決于引發(fā)損傷的夾雜物位置，而這與最大剪切應(yīng)力位置有關(guān)。這些觀察支持這樣一種觀點：最大剪切應(yīng)力是蝶狀顯微組織損傷萌生的一種影響因素。觀察發(fā)現(xiàn)，與蝶翼相關(guān)的裂紋很可能不是與滾動接觸面相連的宏觀裂紋網(wǎng)的一部分，因為重新研磨蝶翼裂紋試樣表面后發(fā)現(xiàn)蝶翼裂紋消失。無論如何，蝶翼裂紋對次表面損傷擴展并不起重要作用，所有形式的損傷或許是因為剪切應(yīng)力水平超過了軸承材料的臨界極限。受損夾雜物深度與上下翼裂紋的發(fā)生并無明顯相關(guān)性。深度大致相同(約320 μm)的2個夾雜物如圖6a所示；然而，一個夾雜物帶有上單翼，而另一個帶有下單翼。帶有蝶翼裂紋的2個夾雜物如圖6b所示。帶有上翼的夾雜物位于約250 μm的深度處；帶有下翼的夾雜物位于約148 μm的深度處。

圖6 蝶翼裂紋深度

受損夾雜物、微裂紋和蝶翼裂紋的位置比所計算的最大剪切應(yīng)力區(qū)更深，這表明接觸面可能承受比國際標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定的設(shè)計應(yīng)力水平高得多的載荷水平，可能超過軸承材料的屈服強度。為證實這點，在軸承滾道接觸面載荷區(qū)內(nèi)、外取25個點進(jìn)行硬度測量，然后取平均值。載荷區(qū)內(nèi)、外的表面硬度分別為788和746 HV，這表明載荷區(qū)內(nèi)的表面硬度由于過載而硬化。本研究所發(fā)現(xiàn)的最大蝶翼裂紋如圖7a所示，其位于遠(yuǎn)離順風(fēng)軸承邊緣的嚴(yán)重剝落區(qū)域的末端(圖1中的6#樣品)。在圖2所示的最大剪切應(yīng)力區(qū)內(nèi)，該蝶翼裂紋在滾動接觸面下的深度約為470 μm。相比淺灰色MnS夾雜物，蝶翼裂紋中心的夾雜物顏色更深，如圖7b所示。采用EDX分析確定夾雜物的化學(xué)成分，如圖7c所示。分析表明，其是MnS、氧化鋁、硅和其他化學(xué)成分組成的復(fù)合夾雜物。因此，根據(jù)國際標(biāo)準(zhǔn)ISO-4967∶2013，其為DDup型夾雜物。長寬比(AR)指夾雜物長軸與短軸的長度之比，用來評價夾雜物的形狀。結(jié)果表明，大多數(shù)蝶翼裂紋萌生于低長寬比約為2∶1的夾雜物處。還觀察到蝶翼裂紋很可能與帶內(nèi)部裂紋的夾雜物有關(guān)，帶內(nèi)部裂紋的夾雜物方向大致平行于最長蝶翼裂紋的方向。

圖7 源于夾雜物的最大蝶翼裂紋

2.3 次表面微裂紋

如圖8a所示，在過度腐蝕的試樣上觀察到大量沿宏觀裂紋的微裂紋(用白色箭頭標(biāo)記)。進(jìn)一步檢查發(fā)現(xiàn)，其他試樣在軸向和周向上都存在大量微裂紋，如圖8b和圖8c所示。以前的研究中也觀察到相當(dāng)數(shù)量的次表面微裂紋和宏觀裂紋，但到目前為止，解釋其對WSF作用的研究有限。

圖8 呈現(xiàn)微裂紋的過度腐蝕試樣：(a)和(b)周向切片試樣；(c)軸向切片試樣

在宏觀裂紋的側(cè)面和端部附近發(fā)現(xiàn)的微裂紋數(shù)量遠(yuǎn)高于受損夾雜物數(shù)量。這引發(fā)了一種假設(shè)：夾雜物和微裂紋均為導(dǎo)致WSF的次表面顯微組織損傷的引發(fā)源。然而，夾雜物周圍的弱邊界和殘余應(yīng)力對次表面損傷萌生起著重要作用。圖9中的軸向切片試樣也顯示了次表面微裂紋對損傷萌生作用的證據(jù)。靠近接觸面的較大夾雜物不與周圍的宏觀裂紋網(wǎng)相連，盡管該夾雜物與另一個帶有裂紋的小夾雜物相連，但2個相連的夾雜物并不與宏觀裂紋網(wǎng)相連。在這2個夾雜物周圍可見大量的微裂紋(用白色箭頭標(biāo)記)。這引發(fā)了一種假設(shè)：次表面微裂紋和/或由夾雜物邊界分離引起的裂紋可能相互擴展，這取決于高應(yīng)力位置處的最大剪切應(yīng)力方向，然后向接觸面擴展，從而導(dǎo)致WSF。

圖9 軸向切片試樣中與表面裂紋網(wǎng)不相連的大夾雜物

3 結(jié)論

對2套失效的風(fēng)力發(fā)電機齒輪箱行星軸承進(jìn)行破壞性研究，通過顯微鏡檢查發(fā)現(xiàn)了不同形式的損傷，包括蝶翼裂紋、微裂紋和受損夾雜物。可得出以下結(jié)論：1)次表面微裂紋是除非金屬夾雜物外的另一種損傷引發(fā)源，能產(chǎn)生導(dǎo)致WSF的次表面顯微組織損傷。2)蝶翼裂紋與低長寬比的復(fù)合型非金屬夾雜物有關(guān)，帶內(nèi)部裂紋的夾雜物方向大致平行于最長蝶翼裂紋的軸線。3)蝶翼裂紋和相關(guān)的裂紋可能不是宏觀裂紋網(wǎng)的一部分；蝶翼裂紋可能首先出現(xiàn)一個翼，隨后出現(xiàn)另一個翼。4)不同顯微組織損傷形式的表征證實最大剪切應(yīng)力與次表面顯微組織損傷位置密切相關(guān)。END參考文獻(xiàn)(略)Microscopic Investigation of Subsurface Initiated Damage of Wind Turbine Gearbox Bearings譯自《JournalofPhysics: ConferenceSeries》，2018，1106:012029.

翻譯：侯俊  校對：劉耀中

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