航空发动机中的轴承和齿轮传动等典型摩擦部件的滑滚摩擦副长期工作在高速、重载、高温、低温和高低温交变的环境和工作条件下。随着航空发动机向大推重比、高可靠性和长寿命的趋势发展,摩擦副表面常因高接触应力、摩擦生热加剧和润滑失效而发生多种表面损伤,并存在疲劳、胶合、微疲劳、微胶合、磨损等多种损伤模式共存和竞争转化的现象。为了满足航空发动机发展的需要,轴承和齿轮等零部件的材料和结构不断改进,然而越来越苛刻的工况已经逼近当前材料的极限。因此,开展高速滑滚摩擦副的表面损伤研究,揭示苛刻工况下摩擦副表面损伤规律和损伤机制以指导新材料的设计和评价,发展航空摩擦学设计规范体系,对推动航空发动机技术的发展有重要理论和实际应用价值。本文对航空发动机用高速滑滚摩擦副的表面损伤行为进行研究,为航空发动机轴承的延寿和可靠性增长提供理论基础。　　针对未来航空发动机技术发展带来更苛刻的工况条件,分析现役航空发动机轴承和齿轮摩擦副的接触特性,确定了摩擦副的极限工况参数,研制了满足此极限工况条件的高速控温滑滚接触试验台,为摩擦副表面损伤行为的研究提供了基础试验条件。试验台可以模拟高速、重载和高温喷油润滑工况条件下,点、线接触摩擦副的变工况滑滚接触运动,其技术性能指标为:最大接触应力4.0GPa以上,最大滑滚比0.31,最大滚动速度83.61m/s,最大滑动速度25.15m/s,润滑油温度为室温RT～300℃。同时,通过GCr15摩擦副在喷油温度为室温RT±2℃和80±5℃的表面损伤试验验证了试验台运行的可靠性。　　采用周期递增加载直到表面发生失效的试验方法,在高速控温滑滚接触试验台上,试验研究了多种滑滚比的M50和9Cr18摩擦副在Ⅱ型4050航空润滑油室温和高温润滑条件下的表面损伤行为。试验结果表明,滑动速度增大比滚动速度增大引起的摩擦副表面温升幅度大;高温润滑下M50和9Cr18摩擦副材料达到极限性能发生胶合时,接触表面的损伤模式具有定向性,表现为线速度低的慢速表面损伤主要为剥落,线速度高的快速表面损伤主要为粘着,慢速表面比快速表面材料磨损去除深。　　考虑接触区摩擦热在两表面的不等量分配和摩擦副元件与润滑油和空气的对流散热作用,以摩擦热分配到快速表面上的比例作为热分配系数,基于移动热源法,建立了润滑状态下引入热分配系数的高速滑滚摩擦副的热传导模型,用 Crank-Nicolson隐式法对该模型进行了数值求解,并与试验实测温度对比。结果表明,摩擦副中的快速表面在接触区获得的热量较多,热量分配比例系数在0.883～0.656之间。用确定的热分配系数预测的摩擦副接触表面温度变化规律与实测值基本一致,为进一步探讨定向损伤模式和机理提供了依据。　　为探讨高速滑滚摩擦副接触表面的损伤机制,分析了高速滑滚摩擦副在变热分配系数条件下接触微区的表面闪温及沿深度方向的瞬时温度分布,检测了损伤表面和磨痕横截面形貌、硬度、化学元素成分和残余应力,同时对M50摩擦副表面经升温离子注氮改性后的抗损伤性能进行了初探。结果表明,计及油膜的热影响效应,各滑滚比下的摩擦副表面发生胶合时的油膜厚度趋近相等。较大滑滚比下接触表面因闪温较高,近表层剪切应力较大,造成“白层”较厚,损伤层较深。同一摩擦副中,慢速表面损伤层比快速表面深,主要原因是:接触区内相对较长时间的高温作用造成氧化层较厚;较小的塑性变形致使表层硬度较低;较大的残余压应力导致裂纹起源位置较深。而快速表面损伤层较浅主要因为接触区内热分配系数较大,获得的摩擦热较多,较高的表层温度对剪切强度的降低作用较大。相同工况条件下,经改性的M50摩擦副极限承载能力有所提高,表层材料磨损深度减小,表明升温离子注氮改性可以增强M50摩擦副在重载高速下的表面抗损伤能力。