一種航空發動機軸承的自潤滑處理方法與流程

本發明涉及摩擦副自潤滑技術，具體涉及一種航空發動機軸承的自潤滑處理方法，以提高航空發動機軸承減摩耐磨綜合性能，降低磨損，延長航空發動機軸承在轉速35000r/min、溫度300℃等復雜工況下的使用壽命。

背景技術：

隨著航空航天技術的快速進步，發動機的推動比持續提升，航空發動機軸承在高溫、高壓、高速等惡劣工況下仍能正常工作的要求越來越高，世界各國對航空航天技術的高度重視，航空發動機軸承等摩擦副在高溫條件下的摩擦、磨損與潤滑問題受到廣泛的關注。在高溫工況下液體潤滑劑隨溫度升高其粘性下降，造成微凸體直接接觸等問題。單一的潤滑方式很難滿足高速軸承在極端環境和惡劣工況下的高穩定性、長壽命的要求，復合處理的工藝，多元處理的互補性及協同性可以顯著提高摩擦磨損性能。因此在航空航天、工程機械、水(風)力發電及核工業等領域，對新型自潤滑軸承技術需求很大。固體自潤滑突破了油膜潤滑極限，已成為目前潤滑技術的重要發展方向。因此，研究開發適應多種復雜特殊工況要求的軸承自潤滑技術就顯得尤為迫切和重要。

1999年公開的申請號為98122341.9的專利通過在金屬底材上鉆孔或開槽，并嵌入固體潤滑劑，以實現材料的自潤滑性能。由于設置的是宏觀大尺度的孔和槽，因而在機械加工和整體承載、潤滑性能方面存在不足。2006年公開的申請號為200510042915.x的專利提出了一種高溫自潤滑涂層的制備方法。由于采用表面高溫燒結，對底材機械強度影響較大，而且對涂層的后處理也較困難。2007年公開的申請號為200610040660.8的專利提出了高溫合金基自潤滑復合材料及其表面圖案化處理方法。自潤滑合金材料采用高溫燒結，成本高且后續加工困難。2008年公開的申請號為200710071281.x的專利公開了一種自潤滑軸承材料及其制備方法。釆用了整層涂覆燒結方法，其潤滑涂層的厚度達到0.5～2.5mm，因而影響到軸承的配合精度和支承剛度。2009年公開的申請號為200810235590.0的專利公開了一種三層自潤滑滑動軸承結構，由于增加了一層多孔銅粉燒結層，大大提高了工藝難度和成本，也限制了加工精度的提高。

2011年公開的申請號為201110148420.0的專利提出了一種軸承的激光微造型自潤滑處理方法，2012年公開的申請號為201210109126.3的專利提出了一種齒輪及凸輪表面微嵌入自潤滑織構制備方法，2013年公開的申請號為201310265852.9的專利提出了一種軸承的自潤滑處理方法，2013年公開的申請號為201310265925.4的專利提出了一種摩擦副的激光微造型自潤滑處理方法，上述四種方法都是在對工件表面進行激光微造型處理后對其表面嵌入固體潤滑材料，沒有濺射dlc-ws2復合涂層，影響減摩耐磨性能以及潤滑效果。2016年公開的申請號為201610027781.2的專利提出了一種在m50niil材料軸承引導面上增加tin抗磨涂層的方法。由于只在軸承引導面上增加tin抗磨涂層，不能解決軸承溝道磨損以及使用壽命不長的問題。上述公開的專利文獻沒有涉及到在航空發動機軸承采取激光微造型處理和濺射dlc-ws2涂層復合處理的自潤滑方法。

技術實現要素：

本發明的目的是針對上述問題，提供一種航空發動機軸承的自潤滑處理方法，本發明對航空發動機軸承表面先采取激光微造型處理，其次磁控濺射dlc-ws2復合涂層，利用復合處理的工藝，多元處理的互補性及協同性，提高航空發動機軸承減摩耐磨綜合性能，減小航空發動機軸承摩擦、降低軸承磨損，提高軸承耐用度延長航空發動機軸承在轉速35000r/min、溫度300℃等復雜工況下的使用壽命。

本發明方法的一種航空發動機軸承自潤滑處理方法所包括以下步驟：

步驟a)對航空發動機軸承表面激光微造型處理，在航空發動機軸承表面的滾動接觸部位形成微凹坑；

步驟b)將航空發動機軸承表面采用超聲清洗、丙酮擦凈；

步驟c)對經織構化的航空發動機軸承表面涂層處理，制備涂層，靶材為石墨gr和ws2，采用直流磁控濺射技術在基材表面沉積dlc涂層，采用射頻磁控濺射技術在dlc涂層表面沉積ws2涂層，得到dlc-ws2復合涂層。

上述方案中，所述步驟a)中采用二極管泵浦nd:yag激光加工系統，激光波長為532nm，電流強度為16-20a，頻率為1600hz，脈沖次數為3-8次，釆用氮氣作為輔助氣體，氣體壓力為0.15mpa。

上述方案中，所述步驟a)中凹腔織構凹坑的形貌參數為：直徑為60-120μm，深度為4-10μm，間距為150-220μm，面積占有率為12.5％-19.6％。這種尺寸的凹坑的儲油與供油性能和織構面受到的承載能力達到相對平衡的狀態，潤滑狀況特別好，織構表面可以獲得相對較厚的潤滑膜和最小的摩擦系數，過大過小的參數范圍會使接觸表面無法生成具有支撐和隔離作用的穩態潤滑膜，導致摩擦系數的快速增大。

上述方案中，所述步驟c)中采用jgp560cvi型超高真空多功能磁控濺射儀制備涂層，靶材的直徑為60mm。

上述方案中，濺射涂層前，在進樣室中對基材進行反濺清洗5min以去除表面雜質。

上述方案中，所述復合涂層底層為耐磨層，選擇非晶碳膜dlc，涂層厚度約1.5μm。

上述方案中，所述復合涂層頂層選ws2作為減摩層，涂層厚度約1.5μm。

在這種厚度的復合涂層具有較低的彈性模量、高的硬彈比、高的膜基黏附力和好的摩擦磨損性能，提高減摩耐磨綜合性能，使表面摩擦系數降低，使用壽命延長。

上述方案中，還包括步驟d)濺射完后，把樣品通過磁力進樣機構送至進樣室，放置在基片架上，然后開閥釋放進樣室真空，打開進樣室，取出制備好的樣品。

與現有技術相比，本發明的有益效果是：本發明針對航空發動機軸承轉速35000r/min、溫度300℃等復雜工況下釆取特定的激光微造型處理，得到設計的微凹坑尺寸和面積占有率。這一個個凹坑就像許多微型儲油庫，不僅可儲存潤滑油，為工作壁面提供潤滑油，為貧油區補充潤滑油，富油時起到產生流體動壓力的效果；還可儲存軸承表面的磨損顆粒，減少磨損。其次磁控濺射dlc-ws2復合涂層，提高航空發動機軸承減摩耐磨綜合性能，使表面摩擦系數降低，使用壽命延長。

附圖說明

圖1是本發明一實施方式航空發動機軸承自潤滑處理示意圖；

圖2是本發明實施例1的微凹坑形貌圖；

圖3是本發明實施例2的微凹坑形貌圖；

圖4是本發明實施例3的微凹坑形貌圖。

圖中，1.航空發動機軸承；2.凹坑；3.dlc涂層；4.ws2涂層。

具體實施方式

下面結合附圖和具體實施方式對本發明作進一步詳細說明，但本發明的保護范圍并不限于此。

實施例一：

圖1所示為航空發動機軸承自潤滑處理示意圖，所述航空發動機軸承的自潤滑處理方法，包括以下步驟：

步驟a)對航空發動機軸承1激光微造型處理，采用二極管泵浦nd:yag激光加工系統，激光波長為532nm，電流強度為18.6a，頻率為1600hz，脈沖次數為4次，釆用氮氣作為輔助氣體，氣體壓力0.15mpa，在航空發動機軸承1的滾動或滑動接觸部位形成微凹坑2，然后用金相砂紙打磨試樣表面，直至微凹坑2周圍熔渣消失，測得表面硬度仍約為62-64hrc。采用veeco公司生產的wyko-nt100型表面微觀幾何形貌三維測量儀，測得試樣單個凹坑2的直徑大約為90μm、深度大約為5μm，微凹坑2的間距為200μm，微凹坑2的面積占有率為15.9％，如圖2所示；

步驟b)航空發動機軸承1采用超聲清洗、丙酮擦凈；

步驟c)對經織構化的航空發動機軸承1涂層處理，采用jgp560cvi型超高真空多功能磁控濺射儀制備涂層，靶材為石墨(gr)和ws2，直徑為60mm，濺射涂層前，在進樣室中對基材進行反濺清洗5min以去除表面雜質，采用直流(dc)磁控濺射技術在基材表面沉積dlc涂層，采用射頻(rf)磁控濺射技術在dlc涂層3表面沉積ws2涂層4；

步驟d)濺射完后，把樣品通過磁力進樣機構送至進樣室，放置在基片架上，然后開閥釋放進樣室真空，打開進樣室，取出制備好的樣品。

所述的經織構化的航空發動機軸承的復合涂層底層為耐磨層，選擇非晶碳膜dlc，涂層厚度約1.5μm，頂層為ws2作為減摩層，涂層厚度約1.5μm。

實施例二：

所述航空發動機軸承的自潤滑處理方法，包括以下步驟：

步驟a)對航空發動機軸承1激光微造型處理，采用二極管泵浦nd:yag激光加工系統，激光波長為532nm，電流強度為16.6a，頻率為1600hz，脈沖次數為3次，釆用氮氣作為輔助氣體，氣體壓力0.15mpa，在航空發動機軸承1的滾動或滑動接觸部位形成微凹坑2，然后用金相砂紙打磨試樣表面，直至微凹坑2周圍熔渣消失，測得表面硬度仍約為62-64hrc。采用veeco公司生產的wyko-nt100型表面微觀幾何形貌三維測量儀，測得試樣單個凹坑2的直徑大約為60μm、深度大約為4μm，微凹坑2的間距為150μm，微凹坑2的面積占有率為12.5％，如圖3所示；

步驟b)航空發動機軸承采用超聲清洗、丙酮擦凈；

步驟c)對經織構化的航空發動機軸承涂層處理，采用jgp560cvi型超高真空多功能磁控濺射儀制備涂層，靶材為石墨(gr)和ws2，直徑為60mm，濺射涂層前，在進樣室中對基材進行反濺清洗5min以去除表面雜質，采用直流(dc)磁控濺射技術在基材表面沉積dlc涂層，采用射頻(rf)磁控濺射技術在dlc涂層3表面沉積ws2涂層4；

步驟d)濺射完后，把樣品通過磁力進樣機構送至進樣室，放置在基片架上，然后開閥釋放進樣室真空，打開進樣室，取出制備好的樣品。

所述的經織構化的航空發動機軸承的復合涂層底層為耐磨層，選擇非晶碳膜dlc，涂層厚度約1.5μm，頂層為ws2作為減摩層，涂層厚度約1.5μm。

實施例三：

所述航空發動機軸承的自潤滑處理方法，包括以下步驟：

步驟a)對航空發動機軸承1激光微造型處理，采用二極管泵浦nd:yag激光加工系統，激光波長為532nm，電流強度為20a，頻率為1600hz，脈沖次數為8次，釆用氮氣作為輔助氣體，氣體壓力0.15mpa，在航空發動機軸承1的滾動或滑動接觸部位形成微凹坑，然后用金相砂紙打磨試樣表面，直至微凹坑2周圍熔渣消失，測得表面硬度仍約為62-64hrc。采用veeco公司生產的wyko-nt100型表面微觀幾何形貌三維測量儀，測得試樣單個凹坑2的直徑大約為120μm、深度大約為10μm，微凹坑2的間距為220μm，微凹坑2的面積占有率為19.6％，如圖4所示；

步驟b)航空發動機軸承1采用超聲清洗、丙酮擦凈；

步驟c)對經織構化的航空發動機軸承1涂層處理，采用jgp560cvi型超高真空多功能磁控濺射儀制備涂層，靶材為石墨(gr)和ws2，直徑為60mm，濺射涂層前，在進樣室中對基材進行反濺清洗5min以去除表面雜質，采用直流(dc)磁控濺射技術在基材表面沉積dlc涂層，采用射頻(rf)磁控濺射技術在dlc涂層表面沉積ws2涂層；

步驟d)濺射完后，把樣品通過磁力進樣機構送至進樣室，放置在基片架上，然后開閥釋放進樣室真空，打開進樣室，取出制備好的樣品。

所述的經織構化的航空發動機軸承1的復合涂層底層為耐磨層，選擇非晶碳膜dlc，涂層厚度約1.5μm，頂層為ws2作為減摩層，涂層厚度約1.5μm。

應當理解，雖然本說明書是按照各個實施例描述的，但并非每個實施例僅包含一個獨立的技術方案，說明書的這種敘述方式僅僅是為清楚起見，本領域技術人員應當將說明書作為一個整體，各實施例中的技術方案也可以經適當組合，形成本領域技術人員可以理解的其他實施方式。

上文所列出的一系列的詳細說明僅僅是針對本發明的可行性實施例的具體說明，它們并非用以限制本發明的保護范圍，凡未脫離本發明技藝精神所作的等效實施例或變更均應包含在本發明的保護范圍之內。