[发明专利]一种航空发动机轴承用G13Cr4Mo4Ni4V钢热处理方法

权利要求书

1.一种航空发动机轴承用G13Cr4Mo4Ni4V钢热处理方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1、将G13Cr4Mo4Ni4V钢进行锻造、球化退火和机加工处理；机机加工处理为采用数控或者普通车床加工，粗加工中要求最后阶段尺寸切深小于2mm时，分两次以上走刀完成，精加工时，最终余量小于1mm时，每次切深小于0.5mm，分3次走刀完成；

步骤2、将机加工处理后的G13Cr4Mo4Ni4V钢进行渗碳处理；

步骤3、对渗碳后的G13Cr4Mo4Ni4V钢进行复合组织淬火处理；渗碳G13Cr4Mo4Ni4V钢的复合组织淬火处理在真空热处理炉中进行，将渗碳G13Cr4Mo4Ni4V钢置于真空气淬炉内，抽真空至5×10^-1-5×10^-2Pa时开始升温，以8℃-10℃/min的速率升温至820℃-850℃，保温30min；然后以4℃-6℃/min的速率升温至1060℃-1120℃，保温20-60min；然后采用氮气进行冷却，充气压力＞2bar，风扇转速为1000-3000转/min，冷却至140℃-200℃；然后以8℃-10℃/min的速率升温至200℃-280℃，保温4-6h；最后冷却至40℃以下出炉；

步骤4、对复合组织淬火后的G13Cr4Mo4Ni4V钢进行一次冷处理和一次高温回火处理；

步骤5、对一次冷处理+一次高温回火处理后的G13Cr4Mo4Ni4V钢进行二次冷处理，之后再进行两次高温回火处理。

2.如权利要求1所述的一种航空发动机轴承用G13Cr4Mo4Ni4V钢热处理方法，其特征在于，所述步骤1中，锻造处理为G13Cr4Mo4Ni4V钢的锻造方法为锻造制坯，锻坯用原材料的高径比小于2，锻造制坯的加工温度为950℃-1150℃，锻制坯料后，回炉保温5-8min，然后采用碾扩成型完成最终环形坯料的制备，碾扩成型要求，单面碾扩时间5-8秒，碾扩比为1.0-1.6，锻造期间模具预热温度≥300℃；经碾扩后，尺寸满足要求的合格环坯，放入灰槽中进行灰冷，控制冷速防止出现裂纹；灰冷温度达到400-500℃之间时，进行球化退火操作。

3.如权利要求1所述的一种航空发动机轴承用G13Cr4Mo4Ni4V钢热处理方法，其特征在于，所述步骤1中，球化退火操作为环坯锻后放入灰冷后，灰冷温度达到400-500℃之间时，进行球化退火操作，要求锻后至球化退火之间的时间小于等于16h；退火前将锻坯装箱，并将箱子摆放至退火炉内的有效温区内，预热温度为700-750℃，预热时间为3h，然后加热至830-860℃，保温时间为6-7h，然后随炉冷却至720-750℃，保温时间为11-12h，然后以20℃/h的速度冷却至680℃，然后随炉冷却至500-550℃出炉空冷，冷却之后，可进行下一步机加工操作。

4.如权利要求1所述的一种航空发动机轴承用G13Cr4Mo4Ni4V钢热处理方法，其特征在于，所述步骤2中，所述的渗碳处理可以采用液体渗碳、可控气氛渗碳、真空渗碳或离子渗碳等方法，要求渗碳层深度为1.5-2.5mm。

5.如权利要求1所述的一种航空发动机轴承用G13Cr4Mo4Ni4V钢热处理方法，其特征在于，所述步骤4和5中，冷处理的降温速率为2℃-4℃/min；冷处理在可控式恒温恒湿试验箱内进行，冷处理温度为-65℃~-95℃，保温2-3h；保温结束后，以2℃-4℃/min的速率升温至50℃-70℃。

6.如权利要求1所述的一种航空发动机轴承用G13Cr4Mo4Ni4V钢热处理方法，其特征在于，所述步骤4和5中，高温回火处理在回火处理炉或真空热处理炉中进行，以8-10℃/min的速率升温至545±5℃，保温2-2.5h；保温结束后采用氮气进行冷却，充气压力＞2bar，风扇转速为1000-3000转/min，冷却至40℃以下出炉。