旋翼轴是直升机传动系统中的关键结构部件，对整机的动力传递、操控性能和飞行安全具有决定性影响。在直升机执行起降、转向及悬停等飞行动作时，旋翼轴频繁经历旋转弯曲循环，其表面接触部位如花键啮合面、轴承支撑面及桨毂配合面均为典型的高应力集中区
［1-2］。这些区域因长期服役于高接触应力与微动环境中，极易发生表面磨损、塑性变形及疲劳裂纹萌生，成为影响旋翼轴寿命与可靠性的关键薄弱环节。研究表明，旋翼轴服役失效多源于接触界面微动疲劳损伤。微动是指在交变载荷作用下接触表面间发生的微小相对位移，其特点是在极小位移范围内引起应力集中、磨损及裂纹萌生
［3-4］。这种被称为“现代工程疲劳之癌”的损伤形式常在高精度配合部位潜伏发展，难以通过常规检测手段提前发现。一旦裂纹贯穿或扩展至危险尺寸，极易引发灾难性失效
［5-8］。例如，空客EC225直升机坠毁事故的调查结果表明，其主旋翼传动系统内齿轮的表面微裂纹在长期服役应力下扩展导致断裂，最终造成旋翼脱落。可见，微动疲劳对旋翼轴等关键部件的安全服役构成了极大威胁。
针对微动损伤问题，研究者从接触力学、摩擦学及材料学等角度提出了多种抑制策略，其中表面强化与涂层防护是最有效的途径之一
［9-14］。通过在接触表面引入高硬度、低摩擦系数的表面涂层，可显著改善界面摩擦状态，降低接触应力集中，从而延缓疲劳裂纹的萌生与扩展。碳化钨（WC）因其优异的硬度、耐磨性和热稳定性，在航空关键部件表面强化领域得到了广泛关注。相关研究表明，碳化物涂层能够通过构建致密的硬质界面层，有效抑制粘着磨损与表面微动损伤
［15-18］。钛合金作为旋翼轴主流基体材料，常采用碳化钨涂层进行表面改性防护。然而，目前针对旋翼轴用钛合金在旋转弯曲复合载荷下的微动疲劳行为及碳化钨涂层的作用机理研究仍较为有限。
基于此，本研究以旋翼轴常用钛合金为研究对象，采用旋转弯曲微动疲劳试验方法，系统探讨碳化钨涂层对其表面损伤演化与疲劳寿命的影响机制。结合显微组织表征及损伤断口形貌分析，揭示涂层对钛合金旋转弯曲微动疲劳损伤特性的影响机制。研究结果可为直升机旋翼轴关键界面的表面强化设计与疲劳寿命提升提供理论依据与技术支撑。
1 试验方法
1.1 初始试样准备
本工作选用某型号直升机旋翼轴用TC4钛合金作为初始试验材料，采用电火花线切割加工制备圆棒状疲劳试样，试样具体尺寸见
图1a。随后对试样表面进行机械抛光处理，表面粗糙度控制为0.1 μm左右。根据实际旋翼轴桨轴/桨毂接触界面的材料匹配关系，选取TB6钛合金作为微动垫材料，加工尺寸如
图1b所示。微动垫表面同样进行机械抛光，粗糙度控制为0.1 μm左右，保证接触条件统一。同时，选取部分TC4试样，表面采用超音速火焰喷涂工艺制备WC-10Co4Cr碳化物涂层，涂层厚度约100 μm。
1.2 旋转弯曲微动疲劳试验
本工作中的疲劳试验在西南交通大学自主设计旋转弯曲微动疲劳试验系统中进行。该系统实物图和示意图见
图2。为最大程度地模拟真实直升机桨轴和桨轴的接触特征，微动疲劳试验夹具的设计采用“抱箍式”微动垫结构。该试验系统主要由旋转驱动轴、应变测量系统、试样夹持机构以及法向加载系统组成。法向载荷由螺栓提供，以控制接触压力；弯曲载荷由砝码提供。
表1为本工作中具体的微动试验参数。相同试验参数下，每组试验重复开展3次。
1.3 有限元仿真分析
接触应力和位移幅值是微动疲劳试验中最重要的两个参数。但是，由于法向载荷和弯曲载荷的耦合作用，接触应力和位移幅值无法被准确测量。因此，本工作采用有限元数值仿真的方式，对实际加载工况下的界面接触应力和相对运动位移进行分析。首先，基于实验夹具和试样的实际尺寸，在Abaqus2022中建立1∶1的三维几何模型，整体形貌见
图3。为简化计算并提高收敛性，做出以下假设： 1） 忽略螺纹细节，将螺栓连接简化为在螺栓外圆与微动环的接触； 2） 所有材料均视为均匀、各向同性的线弹性材料，力学性能参数均通过力学实验获得，具体数值详见
表2。网格单元设置：整体使用十节点二次四面体单元；为确保接触应力与位移幅值的计算精度，在抱箍与试样接触区域设置至少3层网格，最小单元尺寸为10 μm；非关键区域采用相对稀疏的网格以控制模型总规模；模型的网格总数约为64万个单元（见
图3）。
1.4 表征分析
在旋转弯曲微动疲劳试验前，对初始TC4合金材料的显微组织进行扫描电子显微镜（Scanning Electron Microscope，SEM）表征，以获取其基体的组织特征。疲劳试验完成后，仍然采用SEM对试样的断口及表面磨损形貌进行观察与分析，用以揭示有/无涂层样品在旋转弯曲微动作用下的损伤特征及其形成机制。
2 结果与讨论
2.1 初始材料微结构和涂层的微观结构特点
图4a、b为初始TC4钛合金的显微组织形貌，可以观察到典型的α+β双相结构，其中α相主要呈等轴状或片层状分布，β相呈细条状分布于α相之间。
图4c、d分别对应WC-10Co4Cr涂层的表面和截面SEM照片。可见，涂层表面平坦，无明显缺陷和颗粒堆积。由截面图像可知，该涂层厚度约为100 μm，与基体结合界面平整且致密，未发现明显脱层、孔洞或裂纹等缺陷。
2.2 接触应力和位移幅值仿真分析
对已建立的有限元模型施加如
表1所示的法向载荷与弯曲载荷组合，仿真结果如
图5a~c所示。对比
图5a、b发现，在保持法向载荷4 kN不变的情况下，当弯曲载荷由2.2 kg增加至4 kg时，接触区最大应力由约350 MPa升至640 MPa，界面位移幅值也由约20 μm增至38 μm。应力集中区明显扩大，表明弯曲载荷的增加显著增强了切向变形与摩擦能输入。对比
图5b、c发现，在保持弯曲载荷不变的情况下，将法向载荷由4 kN降至3 kN后，接触区最大应力降至约350 MPa，而位移幅值增至约40 μm。可见法向载荷的减小降低了接触压力与法向应力集中，但由于界面黏着程度降低，位移幅值反而有所增大。由此可知，位移幅值主要受弯曲载荷控制，而界面接触应力则由法向载荷与弯曲载荷共同决定。弯曲载荷增加会导致切向应力与位移幅值同步增大，从而加速疲劳裂纹萌生；而法向载荷的变化主要影响界面接触状态与摩擦耦合强度，二者共同决定微动疲劳损伤的演化趋势。
2.3 疲劳寿命分析
图5d给出了不同微动参数下，表面有/无涂层试样的旋转弯曲微动疲劳寿命对比结果。可以看出，对于相同类型试样，当接触应力相同（350 MPa）但位移幅值由20 μm增至40 μm时，疲劳寿命由约3.5×10⁵次降至约1.5×10⁵次，说明位移幅值对疲劳寿命的影响尤为显著。随着位移幅值增大，界面相对位移和摩擦耗能明显提升，导致表层损伤加剧、裂纹更易萌生，从而显著缩短寿命。当位移幅值保持恒定（40 μm），而接触应力由640 MPa降至350 MPa时，疲劳寿命明显提升，约增加2×10⁵次。这表明接触应力是影响寿命的另一关键因素，高应力下更强的法向压缩会增强摩擦副间的塑性变形与氧化膜破裂，促使裂纹在应力集中区快速扩展。
进一步比较有无涂层样品可发现，在相同微动载荷条件下，WC-10Co4Cr涂层显著改善了疲劳性能。涂层样品的寿命曲线整体右移，表明其能有效减缓摩擦磨损与应力积累，延迟裂纹萌生。具体而言，在350 MPa、20 μm条件下，涂层使疲劳寿命提高约2×10⁵次；但当接触应力升至640 MPa且位移幅值不变时，寿命仅提高约1×10⁴次。可见，涂层的强化效果在高载荷条件下逐渐减弱，主要原因在于高应力下涂层易发生开裂、剥落及界面脱层，导致防护作用退化。
2.4 损伤微结构特征分析
图6展示了3种微动参数下有/无涂层样品的断口形貌及其典型损伤差异。可见，在350 MPa、20 μm条件下，疲劳源集中于表层接触区，并伴随明显的氧化带形成（衬度发黑）。
图6a~c中点A~F的具体元素含量详见
表3。该氧化区为微动摩擦下的热-力耦合产物，反映了金属表面反复位移、粘着与氧化交替作用的过程。裂纹多沿氧化层边缘萌生并向基体扩展，表现出磨损-疲劳耦合特征。随着位移幅值增至40 μm，剥落与次生裂纹明显，裂纹源呈多点分布，导致疲劳寿命下降近1/2。当载荷进一步升至640 MPa、40 μm时，断口表层粗糙、氧化加剧、裂纹贯通速度显著加快，表明高法向载荷与位移耦合作用下，接触区塑性变形与温升协同强化，促使失效由渐进式扩展转为快速断裂，对应疲劳寿命曲线中的最短寿命区间。
相较之下，涂层样品6d~f在相同载荷条件下断口形貌明显不同。在微动参数为350 MPa、20 μm时，WC-10Co₄Cr涂层表面完整、界面结合良好，仅观察到局部微裂纹，氧化迹象极弱，说明涂层在初期阶段有效抑制了表面位移磨损与氧化膜破裂；350 MPa、40 μm时，位移幅值增大引起界面应变集中，出现细密的界面裂纹，疲劳裂纹源逐渐向涂层/基体过渡区转移；当载荷增至640 MPa时，涂层内部和界面出现贯穿性裂纹及局部分层，表明在高应力与高位移条件下，涂层的缓冲作用削弱，界面结合区成为新的主裂纹源。结合疲劳寿命曲线可知，涂层样品在低应力阶段寿命提升显著（提升约2×10⁵次），但在高应力下保护作用减弱，寿命优势缩小。
图7展示了3种不同微动参数下，有/无涂层样品断口附近的表面形貌特征。对于无涂层样品（
图7a~c），表面损伤明显，且随微动参数增大而加剧。在350 MPa、20 μm时，仅观察到局部轻微剥落，说明此阶段的磨损仍处于初始阶段，疲劳裂纹萌生点主要分布于磨损痕附近；当位移幅值增至40 μm时（
图7b），剥落区显著增大、表层变得粗糙且不连续，出现大量磨屑脱落与疲劳裂纹交织的迹象，说明大位移引起了更强烈的塑性变形与氧化剥离作用；在高应力640 MPa、大位移幅值40 μm条件下（
图7c），表层完全失去连续性，剥落层深度增加并伴有严重的塑性沟槽，揭示出磨损、氧化与疲劳裂纹的高度协同效应，失效特征为典型的“磨损-疲劳复合型断裂”。
相较之下，涂层样品表面损伤显著减轻（
图7d~f）。350 MPa、20 μm时，涂层表面仍较为完整，仅见少量浅沟槽和早期裂纹，表明WC涂层有效降低了基体表层摩擦与塑性变形；当位移幅值增至40 μm时，表面沟槽加深且出现部分裂纹，但涂层整体仍保持连续性，疲劳裂纹主要沿界面或沟槽底萌生；640 MPa、40 μm时，尽管局部区域出现涂层剥落，但磨损沟槽仍较浅，裂纹扩展路径集中于涂层/基体界面而非表面氧化层，显示出高应力下涂层由“防护层”转为“界面损伤层”。
3 结论
结合有限元数值仿真和试验表征分析，本文对比探究了WC涂层对TC4钛合金旋转弯曲微动疲劳损伤特性和寿命的影响规律。主要结论如下：
1） 钛合金旋转弯曲微动疲劳损伤受接触应力与位移幅值的协同影响。位移幅值由20 μm增至40 μm时，寿命下降约50%；接触应力由640 MPa降至350 MPa时，寿命提升约2×10⁵次。
2） 无涂层样品的裂纹多源于表层氧化区，失效机制以“磨损-氧化-疲劳协同”为主；而涂层样品主要表现为涂层/基体界面裂纹形核，说明循环应力下，涂层与基体界面应力不协调是导致裂纹萌生的主要原因。
综合可知，WC涂层在中低微动强度下可显著提升抗疲劳寿命，其强化机制主要体现在降低摩擦损伤与延缓裂纹萌生；但在高应力、大位移幅值条件下，涂层硬化与界面应力集中导致防护作用退化。未来应重点优化涂层韧性与界面结合强度，或采用梯度功能化设计，以实现旋翼轴表面在复杂载荷下的长期服役可靠性提升。
直升机旋翼动力学国家级重点实验室基金(2023-HA-LB-067-09)
中央高校基本科研业务费专项资金(2682025XJ002)
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