[发明专利]航空发动机轴承高强韧复相热处理方法有效
| 申请号： | 202110651683.7 | 申请日： | 2021-06-11 |
| 公开（公告）号： | CN113416832B | 公开（公告）日： | 2022-07-08 |
| 发明（设计）人： | 钱东升;王丰;冯玮;杜宇辰;左斯玉;夏舒航;周枢宇;韩悦 | 申请（专利权）人： | 武汉理工大学 |
| 主分类号： | C21D9/40 | 分类号： | C21D9/40;C21D1/20;C21D11/00;C21D6/00 |
| 代理公司： | 湖北武汉永嘉专利代理有限公司 42102 | 代理人： | 郑梦阁;唐万荣 |
| 地址： | 430070 湖*** | 国省代码： | 湖北;42 |
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| 摘要： | |||
| 搜索关键词： | 航空发动机 轴承 强韧 热处理 方法 | ||
1.一种航空发动机轴承高强韧复相热处理方法，其特征在于，包括以下步骤：
根据套圈的内外径尺寸，在奥氏体化前将轴承套圈进行预热处理，预热后将套圈均匀浸入高温盐浴炉进行奥氏体化，通过控制奥氏体化温度和时间使奥氏体化组织均匀；
将奥氏体化后的轴承套圈浸入低温盐浴炉进行等温淬火，通过控制等温淬火温度和时间，将贝氏体含量控制在指定区间范围内；
将轴承套圈放入回火炉中进行回火处理；
将套圈均匀浸入高温盐浴炉进行奥氏体化处理时，奥氏体化温度TA＝TAc3+kTTAc1，奥氏体化的时间tA＝[(D-d)/1mm]·TA/TAc1，
其中，D和d分别为套圈的外径和内径尺寸，TAc1为轴承材料奥氏体化转变起始温度，TAc3为轴承材料奥氏体化转变结束温度，kT为奥氏体化温度修正系数，kT为0.25～0.28。
2.如权利要求1所述的航空发动机轴承高强韧复相热处理方法，其特征在于，将轴承套圈进行预热处理时，预热时间与套圈的尺寸有关，预热温度为200℃～350℃。
3.如权利要求2所述的航空发动机轴承高强韧复相热处理方法，其特征在于，轴承套圈预热时间为t1，t1＝t0(D-d)/d，t0为套圈预热初始时间，t0为20min～30min。
4.如权利要求1所述的航空发动机轴承高强韧复相热处理方法，其特征在于，所述将奥氏体化后的轴承套圈浸入低温盐浴炉进行等温淬火的步骤之后还包括：
等温淬火过程完成后，将轴承套圈淬入油槽中并搅拌均匀，待套圈表面盐凝结结晶后，取出放入温水中清洗并晾干。
5.如权利要求1所述的航空发动机轴承高强韧复相热处理方法，其特征在于，将奥氏体化后的轴承套圈浸入低温盐浴炉进行等温淬火时，等温淬火的温度TB为：
TB＝[1+kBd/(D-d)]TMs，
其中，TMs为轴承材料的马氏体转变起始点，kB为等温淬火温度修正系数，kB为0.05～0.1。
6.如权利要求5所述的航空发动机轴承高强韧复相热处理方法，其特征在于，等温淬火的时间tB与套圈的内外径尺寸和等温淬火温度相关，数值控制为：
tB＝t2[(D-d)/d]·[TMs/(TB-TMs)]，
其中，t2为等温淬火初始时间，t2为150min～180min。
7.如权利要求1所述的航空发动机轴承高强韧复相热处理方法，其特征在于，将轴承套圈放入回火炉中进行回火处理时，回火温度为535～550℃，循环三次。
8.如权利要求1所述的航空发动机轴承高强韧复相热处理方法，其特征在于，淬火态残余奥氏体的含量控制在20％～30％之间，回火态残余奥氏体控制在4％以下。
9.如权利要求1至8中任意一项所述的航空发动机轴承高强韧复相热处理方法，其特征在于，将奥氏体化后的轴承套圈浸入低温盐浴炉进行等温淬火时，将贝氏体含量控制在5％～50％之间。
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