航空发动机轴承高强韧复相热处理方法
阅读说明：本技术 航空发动机轴承高强韧复相热处理方法 (High-strength-toughness complex-phase heat treatment method for aeroengine bearing ) 是由 钱东升 王丰 冯玮 杜宇辰 左斯玉 夏舒航 周枢宇 韩悦 于 2021-06-11 设计创作，主要内容包括：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。(The invention discloses a high-strength and high-toughness complex phase heat treatment method for an aircraft engine bearing, which comprises the following steps of: according to the size of the inner diameter and the outer diameter of the bearing ring, the bearing ring is subjected to preheating treatment before austenitizing, the bearing ring is uniformly immersed into a high-temperature salt bath furnace for austenitizing after preheating, and the austenitizing structure is uniform by controlling the austenitizing temperature and time; immersing the bearing ring subjected to austenitizing in a low-temperature salt bath furnace for isothermal quenching, and controlling the bainite content in a specified interval range by controlling the isothermal quenching temperature and time; and putting the bearing ring into a tempering furnace for tempering treatment. The high-strength and high-toughness complex phase heat treatment method for the bearing of the aircraft engine realizes quantitative regulation and control of the proportion of the martensite complex phase structure by controlling the complex phase heat treatment process parameters, thereby optimizing the heat treatment structure and improving the strength and toughness of the matrix.)
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。
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。
优选地，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：
tA＝t2[(D-d)/d]·[TMs/(TB-TMs)]，
其中，t2为等温淬火初始时间，t1为150min～180min。
优选地，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。
优选地，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。
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，将贝氏体含量控制在5％～50％之间。
本发明提出的航空发动机轴承高强韧复相热处理方法，具有以下有益效果：
(1)通过在奥氏体化前引入预加热处理，从而减少套圈的热处理变形和应力，并采用高温盐浴的方法进行奥氏体化，可减少套圈的受热不均匀，提高了组织性能均匀性；
(2)通过合理控制奥氏体化时间和温度，使奥氏体化参数与尺寸和材料特性进行精确匹配，确保奥氏体化组织均匀可控；
(3)基于轴承套圈的尺寸和材料特性，一方面通过控制等温淬火时间和温度，将贝氏体含量控制在指定区间范围，利用贝氏体对晶粒的分割作用，获得细小的板条组织，增加了组织细化作用；另一方面引入适当的贝氏体能够使残奥含量也在指定区间，高温回火过程中适当残奥的分解作用提高了回火后的位错密度，增加了位错强化效果，进而促使强度和韧性同时提升；
(4)以优化的复相热处理工艺窗口为基础，精确设计规划复相热处理全工艺流程，保障了轴承产品热处理效率和质量，通过对复相比例的定量控制和工艺过程规划，调控最终微观组织状态，从而显著提高了航空发动机轴承套圈的强度和韧性。
附图说明
图1为本发明航空发动机轴承高强韧复相热处理方法优选实施例的流程示意图。
本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
参照图1，本优选实施例中，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：
步骤S10，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(奥氏体化温度与轴承材料有关，奥氏体化时间与轴承材料和尺寸有关)；
步骤S20，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；
步骤S30，将轴承套圈放入回火炉中进行回火处理。
传统奥氏体化方法采用电阻炉或真空炉加热，导致构件热传导慢、受热不均匀，组织均匀性差。而步骤S10中采用高温盐浴炉进行奥氏体化，从而减少套圈的受热不均匀情况，提高了组织性能均匀性。
步骤S10中，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。
现有技术中所采用的奥氏体化参数单一固定，未能考虑套圈尺寸和材料特性，严重影响了构件热处理组织的稳定性和均匀性。本实施例中，奥氏体化的时间和温度均考虑了套圈尺寸和材料特性。
步骤S10中，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℃。
具体地，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。
进一步地，步骤S20之后还包括：
步骤S21，等温淬火过程完成后，迅速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。
步骤S20中，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。
步骤S20中，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：
tA＝t2[(D-d)/d]·[TMs/(TB-TMs)]
其中，t2为等温淬火初始时间，t1为150min～180min。在这种工艺条件下能够严格控制贝氏体含量在指定区间，确保马氏体、贝氏体复相组织比例满足要求。
因复相热处理的关键是控制马氏体和贝氏体的含量，马氏体/贝氏体比例将直接决定最终构件的性能，配比不合适的马贝复相组织甚至会引起性能的严重恶化。本实施例中，针对套圈的不同尺寸和材料特性，精确控制等温淬火的时间和温度，将贝氏体含量控制在指定区间范围。
步骤S30中，将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，每次回火时间均为2小时。
具体地，淬火态残余奥氏体(即步骤S20之后的残余奥氏体含量)的含量控制在20％～30％之间，回火态残余奥氏体(即步骤S30之后的残余奥氏体含量)控制在4％以下。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。
以下具体以8Cr4Mo4V轴承钢为材料的某型轴承(外圈外径尺寸为120mm，内径尺寸为102mm)为例，具体说明本工艺：
(1)组织均匀奥氏体化
根据套圈的内外径尺寸，在奥氏体化前需先将轴承套圈预热5min，预热温度为300℃。随后，将套圈均匀浸入高温盐浴炉进行奥氏体化。8Cr4Mo4V材料的TAc1和TAc3分别取820℃和874℃，基于奥氏体化等温温度和等温时间设计公式，计算奥氏体化温度范围为1079℃～1104℃、奥氏体化等温时间为24min，奥氏体化温度设置为1088℃，奥氏体化等温时间设置为24min。
(2)复相组织精确控制淬火
将奥氏体化后的轴承套圈浸入低温盐浴炉，8Cr4Mo4V材料的TMs取161℃，根据轴承材料的马氏体转变起始点以及套圈的尺寸特性，利用等温淬火温度和时间设计公式，计算等温淬火的温度范围为206℃～252℃、时间范围为47min～114min，等温淬火温度设置为236℃，等温淬火时间设置为60min。等温淬火过程完成后，迅速将轴承套圈淬入大型油槽，并充分搅拌均匀。待套圈表面盐凝结结晶后，取出放入温水中清洗并晾干。
(3)组织均匀回火
将轴承套圈均匀装入高温回火炉，过程中需保证回火炉内温度均匀，温度设置为550℃，循环三次。
对获得轴承套圈与传统马氏体热处理轴承套圈进行技术效果对比，发现本实施例的8Cr4Mo4V轴承套圈贝氏体含量为13％，平均板条尺寸由1.95μm下降至1.06μm，板条尺寸细化45.6％；平均位错密度由3.6×1015/m2增加至5.4×1015/m2，位错密度提升50％。同时，力学性能测试的结果表明抗拉强度由2143MPa上升至2248MPa，冲击功由56J上升至93J。由此说明：通过引入适量贝氏体，从而有效细化组织并增加位错，从而实现航空发动机轴承的强韧提升。
本发明提出的航空发动机轴承高强韧复相热处理方法，具有以下有益效果：
(1)通过在奥氏体化前引入预加热处理，从而减少套圈的热处理变形和应力，并采用高温盐浴的方法进行奥氏体化，可减少套圈的受热不均匀，提高了组织性能均匀性；
(2)通过合理控制奥氏体化时间和温度，使奥氏体化参数与尺寸和材料特性进行精确匹配，确保奥氏体化组织均匀可控；
(3)基于轴承套圈的尺寸和材料特性，一方面通过控制等温淬火时间和温度，将贝氏体含量控制在指定区间范围，利用贝氏体对晶粒的分割作用，获得细小的板条组织，增加了组织细化作用；另一方面引入适当的贝氏体能够使残奥含量也在指定区间，高温回火过程中适当残奥的分解作用提高了回火后的位错密度，增加了位错强化效果，进而促使强度和韧性同时提升；
(4)以优化的复相热处理工艺窗口为基础，精确设计规划复相热处理全工艺流程，保障了轴承产品热处理效率和质量，通过对复相比例的定量控制和工艺过程规划，调控最终微观组织状态，从而显著提高了航空发动机轴承套圈的强度和韧性。
以上仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。
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