本發(fā)明涉及摩擦副自潤(rùn)滑技術(shù)，具體涉及一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承的自潤(rùn)滑處理方法，以提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承減摩耐磨綜合性能，降低磨損，延長(zhǎng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承在轉(zhuǎn)速35000r/min、溫度300℃等復(fù)雜工況下的使用壽命。

背景技術(shù)：

隨著航空航天技術(shù)的快速進(jìn)步，發(fā)動(dòng)機(jī)的推動(dòng)比持續(xù)提升，航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(lái)越高，世界各國(guó)對(duì)航空航天技術(shù)的高度重視，航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承等摩擦副在高溫條件下的摩擦、磨損與潤(rùn)滑問(wèn)題受到廣泛的關(guān)注。在高溫工況下液體潤(rùn)滑劑隨溫度升高其粘性下降，造成微凸體直接接觸等問(wèn)題。單一的潤(rùn)滑方式很難滿足高速軸承在極端環(huán)境和惡劣工況下的高穩(wěn)定性、長(zhǎng)壽命的要求，復(fù)合處理的工藝，多元處理的互補(bǔ)性及協(xié)同性可以顯著提高摩擦磨損性能。因此在航空航天、工程機(jī)械、水(風(fēng))力發(fā)電及核工業(yè)等領(lǐng)域，對(duì)新型自潤(rùn)滑軸承技術(shù)需求很大。固體自潤(rùn)滑突破了油膜潤(rùn)滑極限，已成為目前潤(rùn)滑技術(shù)的重要發(fā)展方向。因此，研究開(kāi)發(fā)適應(yīng)多種復(fù)雜特殊工況要求的軸承自潤(rùn)滑技術(shù)就顯得尤為迫切和重要。

1999年公開(kāi)的申請(qǐng)?zhí)枮?8122341.9的專利通過(guò)在金屬底材上鉆孔或開(kāi)槽，并嵌入固體潤(rùn)滑劑，以實(shí)現(xiàn)材料的自潤(rùn)滑性能。由于設(shè)置的是宏觀大尺度的孔和槽，因而在機(jī)械加工和整體承載、潤(rùn)滑性能方面存在不足。2006年公開(kāi)的申請(qǐng)?zhí)枮?00510042915.x的專利提出了一種高溫自潤(rùn)滑涂層的制備方法。由于采用表面高溫?zé)Y(jié)，對(duì)底材機(jī)械強(qiáng)度影響較大，而且對(duì)涂層的后處理也較困難。2007年公開(kāi)的申請(qǐng)?zhí)枮?00610040660.8的專利提出了高溫合金基自潤(rùn)滑復(fù)合材料及其表面圖案化處理方法。自潤(rùn)滑合金材料采用高溫?zé)Y(jié)，成本高且后續(xù)加工困難。2008年公開(kāi)的申請(qǐng)?zhí)枮?00710071281.x的專利公開(kāi)了一種自潤(rùn)滑軸承材料及其制備方法。釆用了整層涂覆燒結(jié)方法，其潤(rùn)滑涂層的厚度達(dá)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(kāi)的申請(qǐng)?zhí)枮?00810235590.0的專利公開(kāi)了一種三層自潤(rùn)滑滑動(dòng)軸承結(jié)構(gòu)，由于增加了一層多孔銅粉燒結(jié)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(kāi)的申請(qǐng)?zhí)枮?01110148420.0的專利提出了一種軸承的激光微造型自潤(rùn)滑處理方法，2012年公開(kāi)的申請(qǐng)?zhí)枮?01210109126.3的專利提出了一種齒輪及凸輪表面微嵌入自潤(rùn)滑織構(gòu)制備方法，2013年公開(kāi)的申請(qǐng)?zhí)枮?01310265852.9的專利提出了一種軸承的自潤(rùn)滑處理方法，2013年公開(kāi)的申請(qǐng)?zhí)枮?01310265925.4的專利提出了一種摩擦副的激光微造型自潤(rùn)滑處理方法，上述四種方法都是在對(duì)工件表面進(jìn)行激光微造型處理后對(duì)其表面嵌入固體潤(rùn)滑材料，沒(méi)有濺射dlc-ws2復(fù)合涂層，影響減摩耐磨性能以及潤(rùn)滑效果。2016年公開(kāi)的申請(qǐng)?zhí)枮?01610027781.2的專利提出了一種在m50niil材料軸承引導(dǎo)面上增加tin抗磨涂層的方法。由于只在軸承引導(dǎo)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(zhǎng)的問(wèn)題。上述公開(kāi)的專利文獻(xiàn)沒(méi)有涉及到在航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承采取激光微造型處理和濺射dlc-ws2涂層復(fù)合處理的自潤(rùn)滑方法。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是針對(duì)上述問(wèn)題，提供一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承的自潤(rùn)滑處理方法，本發(fā)明對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承表面先采取激光微造型處理，其次磁控濺射dlc-ws2復(fù)合涂層，利用復(fù)合處理的工藝，多元處理的互補(bǔ)性及協(xié)同性，提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承減摩耐磨綜合性能，減小航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承摩擦、降低軸承磨損，提高軸承耐用度延長(zhǎng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承在轉(zhuǎn)速35000r/min、溫度300℃等復(fù)雜工況下的使用壽命。

本發(fā)明方法的一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承自潤(rùn)滑處理方法所包括以下步驟：

步驟a)對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承表面激光微造型處理，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承表面的滾動(dòng)接觸部位形成微凹坑；

步驟b)將航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承表面采用超聲清洗、丙酮擦凈；

步驟c)對(duì)經(jīng)織構(gòu)化的航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(shù)在基材表面沉積dlc涂層，采用射頻磁控濺射技術(shù)在dlc涂層表面沉積ws2涂層，得到dlc-ws2復(fù)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(tǒng)，激光波長(zhǎng)為532nm，電流強(qiáng)度為16-20a，頻率為1600hz，脈沖次數(shù)為3-8次，釆用氮?dú)庾鳛檩o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(gòu)凹坑的形貌參數(shù)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(chǔ)油與供油性能和織構(gòu)面受到的承載能力達(dá)到相對(duì)平衡的狀態(tài)，潤(rùn)滑狀況特別好，織構(gòu)表面可以獲得相對(duì)較厚的潤(rùn)滑膜和最小的摩擦系數(shù)，過(guò)大過(guò)小的參數(shù)范圍會(huì)使接觸表面無(wú)法生成具有支撐和隔離作用的穩(wěn)態(tài)潤(rùn)滑膜，導(dǎo)致摩擦系數(shù)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(jìn)樣室中對(duì)基材進(jìn)行反濺清洗5min以去除表面雜質(zhì)。

上述方案中，所述復(fù)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(fù)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(fù)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(shù)降低，使用壽命延長(zhǎng)。

上述方案中，還包括步驟d)濺射完后，把樣品通過(guò)磁力進(jìn)樣機(jī)構(gòu)送至進(jìn)樣室，放置在基片架上，然后開(kāi)閥釋放進(jìn)樣室真空，打開(kāi)進(jìn)樣室，取出制備好的樣品。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的有益效果是：本發(fā)明針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承轉(zhuǎn)速35000r/min、溫度300℃等復(fù)雜工況下釆取特定的激光微造型處理，得到設(shè)計(jì)的微凹坑尺寸和面積占有率。這一個(gè)個(gè)凹坑就像許多微型儲(chǔ)油庫(kù)，不僅可儲(chǔ)存潤(rùn)滑油，為工作壁面提供潤(rùn)滑油，為貧油區(qū)補(bǔ)充潤(rùn)滑油，富油時(shí)起到產(chǎn)生流體動(dòng)壓力的效果；還可儲(chǔ)存軸承表面的磨損顆粒，減少磨損。其次磁控濺射dlc-ws2復(fù)合涂層，提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承減摩耐磨綜合性能，使表面摩擦系數(shù)降低，使用壽命延長(zhǎng)。

附圖說(shuō)明

圖1是本發(fā)明一實(shí)施方式航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承自潤(rùn)滑處理示意圖；

圖2是本發(fā)明實(shí)施例1的微凹坑形貌圖；

圖3是本發(fā)明實(shí)施例2的微凹坑形貌圖；

圖4是本發(fā)明實(shí)施例3的微凹坑形貌圖。

圖中，1.航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承；2.凹坑；3.dlc涂層；4.ws2涂層。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施方式對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不限于此。

實(shí)施例一：

圖1所示為航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承自潤(rùn)滑處理示意圖，所述航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承的自潤(rùn)滑處理方法，包括以下步驟：

步驟a)對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(tǒng)，激光波長(zhǎng)為532nm，電流強(qiáng)度為18.6a，頻率為1600hz，脈沖次數(shù)為4次，釆用氮?dú)庾鳛檩o助氣體，氣體壓力0.15mpa，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承1的滾動(dòng)或滑動(dòng)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?chē)墼?，測(cè)得表面硬度仍約為62-64hrc。采用veeco公司生產(chǎn)的wyko-nt100型表面微觀幾何形貌三維測(cè)量?jī)x，測(cè)得試樣單個(gè)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(fā)動(dòng)機(jī)軸承1采用超聲清洗、丙酮擦凈；

步驟c)對(duì)經(jīng)織構(gòu)化的航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)樣室中對(duì)基材進(jìn)行反濺清洗5min以去除表面雜質(zhì)，采用直流(dc)磁控濺射技術(shù)在基材表面沉積dlc涂層，采用射頻(rf)磁控濺射技術(shù)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(guò)磁力進(jìn)樣機(jī)構(gòu)送至進(jìn)樣室，放置在基片架上，然后開(kāi)閥釋放進(jìn)樣室真空，打開(kāi)進(jìn)樣室，取出制備好的樣品。

所述的經(jīng)織構(gòu)化的航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承的復(fù)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(shí)施例二：

所述航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承的自潤(rùn)滑處理方法，包括以下步驟：

步驟a)對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(tǒng)，激光波長(zhǎng)為532nm，電流強(qiáng)度為16.6a，頻率為1600hz，脈沖次數(shù)為3次，釆用氮?dú)庾鳛檩o助氣體，氣體壓力0.15mpa，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承1的滾動(dòng)或滑動(dòng)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?chē)墼?，測(cè)得表面硬度仍約為62-64hrc。采用veeco公司生產(chǎn)的wyko-nt100型表面微觀幾何形貌三維測(cè)量?jī)x，測(cè)得試樣單個(gè)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(fā)動(dòng)機(jī)軸承采用超聲清洗、丙酮擦凈；

步驟c)對(duì)經(jīng)織構(gòu)化的航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)樣室中對(duì)基材進(jìn)行反濺清洗5min以去除表面雜質(zhì)，采用直流(dc)磁控濺射技術(shù)在基材表面沉積dlc涂層，采用射頻(rf)磁控濺射技術(shù)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(guò)磁力進(jìn)樣機(jī)構(gòu)送至進(jìn)樣室，放置在基片架上，然后開(kāi)閥釋放進(jìn)樣室真空，打開(kāi)進(jìn)樣室，取出制備好的樣品。

所述的經(jīng)織構(gòu)化的航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承的復(fù)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(shí)施例三：

所述航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承的自潤(rùn)滑處理方法，包括以下步驟：

步驟a)對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(tǒng)，激光波長(zhǎng)為532nm，電流強(qiáng)度為20a，頻率為1600hz，脈沖次數(shù)為8次，釆用氮?dú)庾鳛檩o助氣體，氣體壓力0.15mpa，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承1的滾動(dòng)或滑動(dòng)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?chē)墼?，測(cè)得表面硬度仍約為62-64hrc。采用veeco公司生產(chǎn)的wyko-nt100型表面微觀幾何形貌三維測(cè)量?jī)x，測(cè)得試樣單個(gè)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(fā)動(dòng)機(jī)軸承1采用超聲清洗、丙酮擦凈；

步驟c)對(duì)經(jīng)織構(gòu)化的航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)樣室中對(duì)基材進(jìn)行反濺清洗5min以去除表面雜質(zhì)，采用直流(dc)磁控濺射技術(shù)在基材表面沉積dlc涂層，采用射頻(rf)磁控濺射技術(shù)在dlc涂層表面沉積ws2涂層；

步驟d)濺射完后，把樣品通過(guò)磁力進(jìn)樣機(jī)構(gòu)送至進(jìn)樣室，放置在基片架上，然后開(kāi)閥釋放進(jìn)樣室真空，打開(kāi)進(jìn)樣室，取出制備好的樣品。

所述的經(jīng)織構(gòu)化的航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承1的復(fù)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(yīng)當(dāng)理解，雖然本說(shuō)明書(shū)是按照各個(gè)實(shí)施例描述的，但并非每個(gè)實(shí)施例僅包含一個(gè)獨(dú)立的技術(shù)方案，說(shuō)明書(shū)的這種敘述方式僅僅是為清楚起見(jiàn)，本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)將說(shuō)明書(shū)作為一個(gè)整體，各實(shí)施例中的技術(shù)方案也可以經(jīng)適當(dāng)組合，形成本領(lǐng)域技術(shù)人員可以理解的其他實(shí)施方式。

上文所列出的一系列的詳細(xì)說(shuō)明僅僅是針對(duì)本發(fā)明的可行性實(shí)施例的具體說(shuō)明，它們并非用以限制本發(fā)明的保護(hù)范圍，凡未脫離本發(fā)明技藝精神所作的等效實(shí)施例或變更均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。