关于飞机襟翼副翼的研究

毕业设计（论文）
题目：正交实验在飞机襟缝翼机构环境试验中的
应用研究
学院：飞行器工程学院
专业名称：飞行器制造工程（航空维修工程与技术）班级学号：
学生姓名：
指导教师：
二O一四年六月
毕业设计（论文）任务书
I、毕业设计(论文)题目：
正交实验在飞机襟缝翼机构环境试验中的应用研究
II、毕业设计(论文)使用的原始资料(数据)及设计技术要求：
在飞机使用过程中，由于磨损导致的可靠性降低问题广泛存在，其中襟、缝翼的磨损与可靠性问题是影响飞机安全性的关键问题之一，相关问题已经在ARJ21支线客机研制过程中有所体现。

论文以襟、缝翼机构关键元件为研究对象，以提高襟、缝翼系统的可靠性和经济性为目标，研究了襟、缝翼关键元件的磨损、试验。

首先分析飞机襟、缝翼机构结构、关键元件、使用工况环境，研究环境试验和可靠性试验关系，民用飞机襟、缝翼的机构单一环境实验（含环境因素分类，单一环境下失效分析，环境试验方法条件、设备等），正交试验方法研究，综合实验及其设备。

I I I、毕业设计(论文)工作内容及完成时间：
1．查阅资料，撰写开题报告；（3周）2013.12.30～2014.01.17 2．英文资料翻译（6000字符）；（2周）2014.02.17～2014.03.02 3．分析襟缝翼机构结构、关键元件、使用工况环境；（3周）2014.03.03～2014.03.23 4．研究环境试验和可靠性试验关系；（1周）2014.03.24～2014.03.30 5．民用飞机襟、缝翼的机构单一环境实验；（3周）2014.04.01～2014.04.20 6．正交试验方法研究；（2周）2014.04.21～2014.05.04 6．综合实验及其设备；（3周）2014.05.05～2014.05.25 7．编写设计计算说明书（毕业论文）一份；（1周）2014.05.26～2014.06.01 8．毕业设计审查、毕业答辩。

（2周）2014.06.02～2014.06.15
Ⅳ、主要参考资料：
[1]陈循,温熙森.环境试验技术的现状综述与集成环境应力试验分析系统[J].国防科技大学学
报,1998
[2]贺东斌,冯元生.航空关节轴承可靠性分析[J]. 机械强度. 1995, 17(1)29-31.
[3]范炯,戴振东,姜澄宇.多功能摩擦试验机的研制与应用[J].南京航空航天大学学报,2003,32(4)
[4]师忠秀,王锋.机构运动精度可靠性分析方法的研究[J].机械科学与技术,1997,16(1):115-121
[5]李占科.结构-机构可靠性实验设计方法研究[D].西安:西北工业大学,2002
[6]宋洪波.环境试验管理体系研究[D].西安:西北工业大学,2002.5。

[7]陈谋义.环境试验的重要性及环境试验设备的有关问题[J].环境技术,1999,2:
[8]Yan, D S , Qu, N S , Li, H S, et al. Significance of Dimple Parameters on the Friction of Sliding Surfaces Investigated by Orthogonal Experiments[J], Tribology Transactions, 53: 5, 703-712
[9]杨玉峰,胡寿根,王宗龙.基于正交实验法的淹没磨料射流冲蚀性能实验研究[J].力学季
刊,2006,
[10]林海彬,蔡景.正交分析法在滚轮滑轨环境试验中的应用研究[J].飞机设计,2012,32(3):32-34
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[12]康志萍.环境试验特点及其发展方向[J]. 环境技术, 2012,8:15-18,35
飞行器工程学院飞行器制造工程（航空维修工程与技术）专业类100631 班
学生（签名）：
日期：自2013 年12月30 日至2014 年6月15 日
指导教师（签名）：
助理指导教师(并指出所负责的部分)：
航空维修工程系（室）主任（签名）：
附注:任务书应该附在已完成的毕业设计说明书首页。

学士学位论文原创性声明
本人声明，所呈交的论文是本人在导师的指导下独立完成的研究成果。

除了文中特别加以标注引用的内容外，本论文不包含法律意义上已属于他人的任何形式的研究成果,也不包含本人已用于其他学位申请的论文或成果。

对本文的研究作出重要贡献的个人和集体，均已在文中以明确方式表明。

本人完全意识到本声明的法律后果由本人承担。

作者签名：日期：
学位论文版权使用授权书
本学位论文作者完全了解学校有关保留、使用学位论文的规定，同意学校保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子版，允许论文被查阅和借阅。

本人授权南昌航空大学可以将本论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存和汇编本学位论文。

作者签名：日期：
导师签名：日期：
正交实验在飞机襟缝翼机构环境试验中的应用研究
学生姓名：班级：
指导老师：
摘要：飞机襟、缝翼的基本作用是在飞行中起增升作用，在飞行过程中运动的也较为频繁。

由于飞机的特殊使用性，在不同的地域飞行所面临的环境不同，则环境对飞机襟、缝翼是否能正常工作造成很大的影响。

因为飞机在制造生产阶段，只有一小部分会根据买方的要求进行特别的定制，大多数飞机都要适应各种飞行环境。

湿度、温度、盐雾以及砂尘等环境因素都会影响襟、缝翼关键元件的摩擦磨损状况，不同的状态下磨损情况会有所不同。

因为环境因素多的特点，如果一个个进行试验则是件很繁琐的过程也浪费了大量的人力物力，通过正交试验则可以有效的解决这一问题。

正交试验就是从众多的环境因素中选出对试验指标影响程度大的因子，再设计试验。

然后利用正交表的特点对试验结果进行计算和分析，从而分析出环境因素中哪些因素重要，哪些因素次要，以便选出最合理的方案，为提高飞机襟、缝翼的可靠性提供依据。

本文通过正交试验原理，针对影响襟缝翼磨损程度较高的几种环境因素设计了两个三因素综合环境试验。

分别是振动—温度—盐雾试验与湿度—温度—盐雾试验。

振动—温度—盐雾试验中通过极值分析法得出对试验指标影响程度最大的环境因素是振动，湿度—温度—盐雾试验中通过方差分析法得出对试验指标影响程度最大的环境因素是盐雾浓度。

关键词：飞机襟缝翼，环境试验，综合试验，正交实验方法
指导老师签名：
Application of orthogonal experiment on the plane fly slats institution environment test
Student name:wang bao shan Class:100631
Supervisor:chen zhi xiong
Abstract：Aircraft flap wing and seam wing is the basic role of rising and they move frequent. Due to the special of aircraft, the different environment has an effect on aircraft for whether the flap, slats can work normally . When the plane in the manufacturing stage, only a small part of purchaser have special requirement . Humidity, temperature, salt mist and dust such as environmental factors will affect the the friction and wear conditions of the key components of the flap wing and seam wing.The wear degree will change as the different condition .Because of too many characteristics of environmental factors to test .But through the orthogonal experiment can solve the problem effectively .Orthogonal experiment is from a large extent factors choosing a obvious one, and then re-design tests. Following take advantage of the characteristics of orthogonal table for calculation .At last,we can learn which factors are important ,which is next.For improve the stability of aircraft flap wing and seam wing ,which provides a basis.
Through the principle of orthogonal test for high impact wear lapel slats several environmental factors, the two three factors combined environmental testing was designed,Which named vibration - temperature - salt spray test and humidity - temperature - salt spray test. Vibration - temperature - salt spray test through extreme value analysis it is concluded that the vibration is the biggest environmental factors for test index. Humidity - temperature - salt spray test through variance analysis it is concluded that the salt spray concentration is the biggest environmental factors for test index.
KeyWords:flap wing and seam wing, environmental experiment , Comprehensive test ,orthogonal experiment method
Signature of Supervisor:
目录
1 绪论 (1)
1.1 课题的来源及研究意义 (1)
1.2 国内外研究现状 (1)
1.2.1飞机襟缝翼 (1)
1.2.2环境试验 (2)
1.2.3试验方法 (3)
2 襟、缝翼机构 (6)
2.1 襟、缝翼机构简介 (6)
2.1.1襟翼 (6)
2.1.2缝翼 (7)
2.2 襟、缝翼机构关键元件及失效分析 (7)
2.2.1滚针轴承 (8)
2.2.2滚轮滑轨 (8)
2.2.3关节轴承 (9)
2.3 飞机襟、缝翼使用工况环境 (9)
3 民用飞机襟、缝翼的机构单一环境试验 (10)
3.1 环境因素分类 (10)
3.1.1分类方法与分类 (10)
3.1.2全寿命环境因素 (11)
3.2 单一环境因素引起襟、缝翼失效的分析 (12)
3.2.1温度 (12)
3.2.2湿度 (13)
3.2.3砂尘 (13)
3.2.4盐雾 (13)
3.2.5振动 (14)
3.2.6其他因素 (14)
4 环境试验条件、方法及设备 (15)
4.1 盐雾环境条件试验方法 (15)
4.2 温度和湿度环境条件试验方法 (16)
4.3 砂尘环境条件试验方法 (17)
5 正交试验方法研究 (19)
5.1 正交试验概述 (19)
5.2 正交表 (19)
5.3 正交试验设计及分析 (20)
5.3.1试验设计 (20)
5.3.2试验结果分析 (22)
6 综合试验方法研究 (24)
6.1 试验一（振动—温度—盐雾试验） (24)
6.2 试验二（湿度—温度—盐雾试验） (26)
7 总结 (30)
参考文献 (31)
致谢 (32)
图表目录
图2.1 各种襟翼 (6)
图2.2 关节轴承失效分析 (9)
图4.1 盐雾浓度测量点示意图 (15)
图4.2 温度与湿度测量点示意图 (16)
图4.3 风速测量点示意图 (17)
图5.1 正交表()342
L的含义 (20)
图5.2 极差分析法流程图 (23)
表1.1 环境试验和可靠性试验的区别 (3)
表1.2 回归设计的优缺点分析 (4)
表1.3 均匀设计试验法的优缺点 (5)
表3.1 主要环境因素及其分类 (10)
表3.2 运输阶段环境因素 (11)
表3.3 储存阶段环境因素 (11)
表3.4 作战使用阶段环境因素 (12)
表3.5 温度引起的失效分析 (12)
表3.6 湿度引起的失效分析 (13)
表3.7 砂尘引起的失效分析 (13)
表3.8 盐雾引起的失效分析 (13)
表3.9 振动引起的失效分析 (14)
表3.10 其他因素引起的失效分析 (14)
表4.1 盐雾试验条件 (16)
表4.2 温度和湿度试验条件 (17)
表4.3 砂尘试验条件 (18)
表5.1 正交表()342
L (19)
表5.2 影响因素确定 (21)
表5.3 表头设计方法 (21)
L (21)
表5.4 ()493
表5.5 试验计划表 (22)
表6.1 试验一因素及其水平的确定 (24)
表6.2 试验一表头设计 (24)
表6.3 试验一试验计划及试验结果 (25)
表6.4 试验一试验结果分析表 (25)
表6.5 试验二因素及其水平的确定 (26)
表6.6 试验二表头设计 (26)
表6.7 试验二试验计划及试验结果 (27)
表6.8 试验二各列平方和的计算表 (28)
表6.9 试验二方差分析表 (29)
正交实验在飞机襟缝翼机构环境试验中的应用研究
1 绪论
1.1课题的来源及研究意义
飞机襟、缝翼的基本作用是在飞行中增加升力，尤其近年来随着大型运输机和中短城市民航客机的发展，要在跑道不加长的条件下满足起飞要求，飞机襟缝翼的增升作用起到了关键。

襟、缝翼在飞机起飞、着陆、低速飞行等使用过程中具有重要作用，在飞行过程中运动的也较为频繁，因此襟、缝翼机构问题导致的故障也比较多。

尤其在民航中，襟缝翼频繁的收放使得磨损过大影响零件间的配合，从而造成襟缝翼故障，飞机的可靠性被降低。

在2004年以来，收集到航空器与飞行操纵系统故障有关事件138起，造成飞机中断起飞13次，返航/备降44次，换机15次，滑回15次[1]。

襟翼、缝翼系统故障导致的重要事件88起，占整个飞行操纵系统总数的64.7％，该系统也是多年以来发生重要事件最多的系统之一。

所以针对襟、缝翼机构的研究必要性很大。

飞机在飞行时经历多种多样的环境，从低空到高空，从沿海到内陆。

即使在同一地点也会因为各种因素的变化受到不同环境的作用，可以说环境无时无刻不再变化。

而飞机要在这种多变的环境中生存，保证其安全性和环境的适应性就显得尤为重要，特别是增加升力的襟缝翼机构。

因此，有必要对襟、缝翼进行环境的适应性研究。

1.2国内外研究现状
1.2.1飞机襟缝翼
飞机襟缝翼在飞机起飞、降落等运动时起到了关键的作用。

尤其近年来二线城市航线的开通，在短距离下起飞和降落飞机，襟缝翼的增升作用起到了至关重要的作用。

研究人员也将目标转移到飞机襟缝翼的研究，对于大飞机，因为其自身重量的问题，如果增大机翼面积来提供更大的升力则显得不合理，若在设计时考虑襟缝翼则能有效的解决这一问题。

运20大型运输机的成功试飞肯定了襟缝翼的增升作用。

飞机襟缝翼在飞行时出现的主要故障是襟缝翼卡阻，襟缝翼卡阻使得襟缝翼不能正常的收放，从而不能提供合适的升力与阻力，影响飞机飞行。

目前主要研究的对象是襟缝翼的材料选择以及模型设计，襟缝翼从安装后直到飞机退役，一直都受到环境因素的影响。

这些环境因素会给关键元件造成持续影响，最直接的是关键元件的腐蚀，同时襟缝翼不停的缩放也造成了持续的磨损消耗作用。

研
究襟缝翼关键元件的材料选择，减少环境因素的影响是目前提高飞机襟缝翼可靠性的主要研究方向。

1.2.2环境试验
（1）环境试验在航空产品制造工程中的地位
近年来随着对可靠性要求的提高，环境试验的研究已被航空、航天、军工、电子、医疗器械等领域所运用。

尤其在航空产品制造领域，产品从设计、研制、使用以及后期的维护都离不开环境试验，提高飞机可靠性的方法有很多但环境试验对于提高可靠性却是不可或缺的。

环境试验的作用：
●用于产品研究和开发；
●用于产品的定型；
●用于生产检查；
●用于产品的验收；
●用于安全性检验；
●用于可靠性试验。

（2）环境试验和可靠性试验的关系
（2.1）环境试验和可靠性试验的联系
环境工程的基础与前提在于环境试验，这一点是毋庸置疑的。

在产品现代化发展的过程中，环境试验已逐步融入产品研制、产品生产、产品贮存以及产品使用等多个方面，其可以说是保障产品环境适应性的重要方式之一。

同时，环境试验在区别于可靠性的基础上，又与可靠性有着密不可分的联系[2]。

总结起来可以概括为两点。

①可靠性试验需要以环境试验中对于环境条件的研究结果为基础
产品从设计、制造、维护再到报废这一过程是漫长的，但在这个过程中会有许多因素影响其使用性，降低其可靠性。

通过对以往众多产品的失效分析，不难看出环境因素带来的影响是最多的且也是最为根本的。

为了保证产品的可靠性，延长其寿命周期，就必须得分析所设计的产品以后的工作环境，所受影响程度大的环境因素有哪些。

而要分析出具体的环境因素需要进行必要的试验，通过环境试验可以研究出具体的影响因素和影响程度最大时的水平，这些研究结果可以为可靠性试验提供依据。

②环境试验是可靠性试验的先决条件
需要注意的一点是，环境试验的最关键目的在于实现对产品对象环境适应能力的考查与评估，而产品对象相对于环境的适应能力同样是产品在各个阶段所需要重点关
注的质量特性之一，同时也是产品对象进一步开展可靠性试验的基础所在。

简单来说，产品对象环境适应能力主要是指在产品对象预计的使用寿命周期内，可能涉及到的各种环境条件因素在共同作用于产品状态下，产品性能的实现能力。

从实践经验的角度上来说，产品对象若无法适应其未来可能应用的环境，无论产品具备怎样的技术性能优势，其均不具备可靠性特征。

从而验证了环境试验是可靠性试验的先决条件这一论点。

（2.2）环境试验和可靠性试验的区别
虽然环境试验和可靠性试验联系紧密，但也存在明显区别，具体表现在试验目的，环境应力类型、环境应力选用标准、应力施加方式、试验时间、试验终止判据等方面[3]。

表1.1 环境试验和可靠性试验的区别
项目环境试验可靠性试验
试验目的定性分析产品对环境的适应能力，
同时为产品设计的改善以及验收
提供信息
定量鉴定产品的可靠性水平，确定产
品固有可靠性是否达到了合同规定
的指标
环境应力类型涉及产品使用中会遇到的大部分
有重要影响的气候、力学和电磁环
境应力
一般仅考虑温度、湿度、振动三个环
境因素和电应力
环境应力选用标准合理极值
尽可能模拟真实环境，应力大小和施
加次序与实际环境尽量一致
应力施加方式单因素试验和多因素综合实验，以
一定次序组合施加
多种环境应力按试验剖面综合施加
试验时间基本取决于选用的试验及具体的
试验程序，试验时间一般比可靠性
试验短[4]
试验时间主要由试验指标、所选择的
试验方案以及产品自身的特性决定，
一般时间较长
试验终止判据试验中产品一旦出现故障，即判为
不合格
试验中发生的关联故障只要不超过
所选统计方案规定的故障数，产品判
为合格
1.2.3试验方法
试验设计经历了较长时间的发展，设计方法也随着科学技术的进步不断改进。

从
最早的区组设计、拉丁方设计到现在运用比较普遍的正交试验设计、回归设计以及均匀设计等，可以说试验设计这门学科已经得到较高水平的完善。

只有了解这些试验设计方法的特点，才能为自己所要研究的试验选择最合适的试验设计方法。

本小节将依次分析这几种试验设计方法，提出在飞机的襟缝翼磨损中拟采用正交试验进行试验研究。

（1）单因子试验
单因子试验时只考虑一个因子及其各个水平的具体影响，其他因子及水平控制在特定的范围。

单因子试验的优点：在试验设计过程中单因子试验只会考虑一个因子的作用，对于单个因子而言所得到的试验结果的准确性比多个因子一起研究时的准确性要高。

缺点是当研究的对象所受影响因素较多时，则需要做大量的试验，需耗费大量的物力财力。

同时当各因子间有交互作用时，采用单因子试验会使得实验结果不准确。

单因子试验设计是正交试验设计的基础。

（2）正交试验
正交试验在进行试验设计时最根本的特点是通过所要研究的因素个数来选择最佳的正交表，然后由正交表原理安排试验，最后再由极差分析法或者方差分析法对试验结果进行分析。

正交试验法的优点：
①根据正交表格安排试验，试验设计简单快捷；
②布点均衡、试验次数较少；
③通过方差分析法可以确定正交试验中的最优点，即各个因素及其水平的组合对试验指标影响最大的点。

正交试验法的缺点：所设计的试验都是具体的值，没有一定的连续性，不能很好的预判试验结果的走向。

同时各因素间不可避免的会有交互作用，会根据试验的目的选择性的假设没有交互作用，这样就增大试验结果的误差。

（3）回归设计
回归试验在进行试验设计时也有其特有的方式，它是在多元线性回归的基础上利用建立回归方程来处理数据，从而定量表示试验指标与个因素间的关系。

表1.2 回归设计的优缺点分析
优点回归方程的建立只需要选择适当的试验点，有效的控制了试验次数缺点不适合非数量性因素
（4）参数设计
参数试验设计是选择系统中的参数，选出各个参数合适的水平组合，以避免产品本身的影响，提高产品的稳定性。

（5）均匀设计
均匀试验设计在设计方法上与正交试验类似，但它是利用均匀设计表来安排试验。

在试验结果的处理上则是利用回归分析法。

表1.3 均匀设计试验法的优缺点
优点试验过程中各试验因子自动分类，数字化处理
缺点模型会因为较少的试验次数而难以建立
通过上述对目前较常用的五种试验设计方法进行分析、比较。

结合本课题的研究思路以及襟缝翼在寿命周期内所经历的各种复杂环境，考虑在试验设计上的可行性，决定采用正交试验方法研究襟缝翼机构的失效问题。

正交试验的优点前面已经解释过，在本课题的研究中，环境因素多，而且试验周期不能过长，同时除了要分析出各因素的重要程度还需要精准到各因素在试验指标达到特定值时所处的水平。

2 襟、缝翼机构
2.1 襟、缝翼机构简介
本课题主要目的是研究正交试验在飞机襟缝翼环境试验中的应用，飞机的安全性与襟缝翼机构的可靠性紧密相关。

了解飞机襟缝翼运动机构的基本结构、关键元件以及使用的工况环境等，可以清晰的分析出环境因素对襟缝翼造成的磨损情况，下面对飞机襟、缝翼的结构做简单的介绍。

2.1.1襟翼
襟翼指机翼边缘部分的一种翼面形可动装置，襟翼可装在机翼后缘或前缘，可向下偏转或（和）向后（前）滑动，其基本效用是在飞行中增加升力[5]。

襟翼根据其作用的不同分为后缘襟翼、前缘襟翼。

图2.1各种襟翼
后缘襟翼：在机翼的后缘靠近机身部位有块可活动的翼面称为后缘襟翼。

飞机上常见的襟翼有四种分别是：简单襟翼、分裂襟翼、开缝襟翼和后退襟翼。

常见襟翼如图2.1所示。

富勒襟翼：与后缘襟翼一样也是装在机翼的后缘，可以通过滑轨向下方运动。

与后缘襟翼不同的是，它的襟翼设计是具有双开或三开的缝。

同时富勒襟翼可以有效的提高升力系数，最高可达95％，但是在结构设计上较为复杂。

现在大飞机的设计大多会采用富勒襟翼。

前缘襟翼：由字面意思不难理解前缘襟翼是安装在机翼前缘上靠近机身的活动翼面。

前缘襟翼在活动时可以通过滑轨向前下方移动。

克鲁格襟翼：安装位置处于机翼前缘，它的运动是靠作动筒来完成。

克鲁格襟翼除了能增大机翼面积，在翼型弯度上也有不俗的表现。

相比前缘襟翼它的机构更加简单。

前缘襟翼和后缘襟翼都具有增升作用，但是在设计上还是会有一些不可避免的缺陷。

在飞机设计时同时结合前缘襟翼和后缘襟翼，那么可以通过互补，弥补缺陷，更好的起到增升作用，效果更加显著。

2.1.2缝翼
缝翼：一般指前缘缝翼，主要安装在机翼前缘靠近机翼外侧，由几段狭长的小翼构成。

前缘缝翼的作用主要有两个：一是提高了飞机的临界迎角，使飞机不容易失速；二是增大机翼的升力系数。

前缘缝翼的种类包括固定式前缘缝翼和自动式前缘缝翼。

固定式前缘缝翼：固定式前缘缝翼通过特定的结构与机翼相连接而被固定，不能运动。

尽管固定式前缘缝翼结构简单，但却不适用与高速飞机，目前已逐渐被淘汰。

自动式前缘缝翼：自动式前缘缝翼通过滑轨与机翼连接，迎角的改变带动前缘缝翼运动。

在小迎角情况下，前缘缝翼处于闭合状态。

随着迎角的增大，当达到一定程度时，前缘缝翼开始运动。

目前自动式前缘缝翼应用广泛。

2.2襟、缝翼机构关键元件及失效分析
襟缝翼卡阻是导致其失效的主要原因，卡阻多与机械运动结构有关。

仔细分析襟缝翼运动机构，得到襟缝翼机构的关键元件包括三大部分：滚针轴承、滚轮滑轨和关节轴承。

（1）滚轮元件失效包括滚动体、保持架、内外环失效。

第一类是磨损类失效，包括4类形式[6]：
①疲劳磨损失效（滚动体表面、内外环滚道表面）；
②粘着磨损失效（滚动体表面、内外环滚道表面、保持架表面）；
③磨料磨损失效（滚动体表面、内外环滚道表面、保持架表面）；
④腐蚀磨损失效（滚动体表面、内外环滚道表面、保持架表面）。

第二类是碎裂，包括滚动体、内外环、保持架的过载断裂和疲劳断裂。

（2）滚轮轴承失效原因：
滚轮轴承的主要失效形式包括以下五点：
①润滑不充分：
典型成因包括油脂粘度不当，油脂泄漏。

可能导致元件擦伤或者严重的轴承变形。

②疲劳剥落：
典型成因包括高应力疲劳，应力集中。

③粘合磨损：
典型成因包括不合适的油膜厚度，保持架过度摩擦，或者大量滚子滑动。

④生锈与腐蚀：
当工作环境的湿度达到一定值时，轴承会在水分的侵蚀下生锈。

既而在随后的运动过程中，生锈部分慢慢剥落。

⑤异物侵入：
侵入的磨损性残渣会在轴承运动时挤压滚轮轴承使得工作面被擦伤。

2.2.2滚轮滑轨
疲劳磨损是滚轮滑轨主要的磨损形式。

滚轮滑轨的失效方式主要包括疲劳断裂和磨损失效[7]。

①过载断裂：在设计时就会考虑滚轮滑轨所能承受的极限载荷，且还会设置一定的过载保护空间，因此很少会出现过载断裂。

②疲劳断裂：襟缝翼收放时会产生交变的载荷，滚轮滑轨在这些交变载荷长时间的作用下会使得滑轨表面的强度降低。

当达到一定值时，材料不足以承受载荷作用便发生断裂。

③磨损：襟缝翼的往复运动时会与滑轨产生摩擦，当润滑油润滑不充分，或者异物入侵到工作界面。

在交变载荷的作用下，滑轨的表面逐渐被磨损，影响滑动面应力的传递[8]。