[发明专利]航空发动机轴承高强韧复相热处理方法

说明书

本发明公开了一种航空发动机轴承高强韧复相热处理方法，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。本发明提出的航空发动机轴承高强韧复相热处理方法，通过控制复相热处理工艺参数，实现定量调控马贝复相组织配比，从而优化热处理组织，提高了基体强韧性。

技术领域

本发明涉及轴承制造技术，具体涉及一种航空发动机轴承高强韧复相热处理方法。

背景技术

航空发动机轴承用于支承发动机最核心的转子系统，其服役工况条件极端恶劣，要求具有高转速、高精度、高承载和高可靠性，是保障航空发动机长寿命服役的关键零部件。轴承由内外套圈、滚动体和保持架所组成。其中，套圈是轴承的核心构件，重量和制造成本占轴承的60％～70％，其性能直接决定着轴承寿命和可靠性，是轴承制造的核心。如何获得高强韧轴承套圈，保障轴承极端工况可靠服役，是国际轴承科学与技术领域高度重视的前沿课题。

航空发动机轴承套圈主要材料为8Cr4Mo4V，是一种典型的高温轴承钢，为了保障其高温硬度和高尺寸稳定性，通常采用马氏体淬火和多次高温回火的热处理工艺。然而，现有传统工艺下韧性相残奥含量极少、组织强韧配比差，难以保障轴承在极端严酷的工作环境下长寿命服役，已经严重阻碍了航空装备制造领域的发展。

发明内容

本发明的主要目的在于提供一种航空发动机轴承高强韧复相热处理方法，旨在提高基体强韧性。

为实现上述目的，本发明提供一种航空发动机轴承高强韧复相热处理方法，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。

优选地，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T_A＝T_Ac3+k_TT_Ac1，奥氏体化的时间t_A＝[(D-d)/1mm]·T_A/T_Ac1，

其中，D和d分别为套圈的外径和内径尺寸，T_Ac1为轴承材料奥氏体化转变起始温度，T_Ac3为轴承材料奥氏体化转变结束温度，k_T为奥氏体化温度修正系数，k_T为0.25～0.28。

优选地，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℃。

优选地，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。

优选地，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。

优选地，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T_B为：

T_B＝[1+k_Bd/(D-d)]T_Ms，