CN101539170A - 航空轴承元件 - Google Patents

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Abstract

本发明是有关于一种航空轴承元件，一种基本上用有色金属制成的航空轴承元件，这种元件在靠近其表面处有一个氧扩散区，用以形成轴承的表面。本发明的航空轴承元件能承受较现有航空轴承更高的压力。

Description

航空轴承元件
技术领域
本发明涉及一种航空轴承元件，特别是涉及一种航空轴承。
背景技术
金属对金属(metal-to-metal)的球面轴承用于航空和航天工业，特别是用于飞机起落架的轴承上。一般用于制造起落架的金属对金属轴承的材料是用不锈钢和铜合金来制造轴承的内圈和外圈(或者制造滚珠和外壳)。使用这些材料是因为在没有润滑剂的情况下它们的表面不易磨损。然而，这种材料都是比较重的材料，因此，一直在寻找使用更适合于航空和航天工业的更轻便材料的解决方案。从强度方面考虑可以使用钛合金轴承来替代这些较为沉重的金属，同样的钛合金材料制成的元件大约要比不锈钢和铜合金材料轻40％。虽然重量是大大减轻了，但是在起落架经受的负载条件下这类材料磨损得很快。US 4,848,934号专利提出了一种钛合金轴承。由于钛合金对于金属与金属的接触来说太软了，所以要在其上被覆一层坚硬的氧化铬覆层。
对其它类型的覆层也进行了研究，但却遇到了将这种坚硬覆层被覆在相对较软的钛合金上时附着力不足的问题。
氧化铬和铬被覆技术对于环境保护很不利，而且还必然在很大程度上提高了制造成本，因此最好不使用氧化铬或者铬的被覆技术。
GB 2,412,701号专利提供了一种金属对金属的轴承，其中的一种材料含有钛合金，这种钛合金在其表面附近提供一个扩散区。GB 2,412,701号专利文献只公开了在形成这种扩散区时要使用氮。
已经发现，使用如GB 2,412,701号专利文献所描述的氮扩散区，所形成的氮扩散区比较薄，只在20μm的范围内形成。换言之，这种氮扩散区只至渗透到钛基材表面的20μm左右的深度。这样的渗透深度限制了这种轴承所能够承受的压力的大小。例如，一种具有氮扩散区的航空轴承只能承受最大80MPa(兆帕)的压力。
发明内容
因此，本领域需要提供一种轻型的航空轴承，这种轴承能够承受较现有航空轴承更高的压力。特别是随着更大和更重型飞机的出现，需要一种能够承受远远高于80MPa压力的航空轴承。
本发明与现有技术相比具有明显的优点和有益效果。由以上可知，为达到上述目的，本发明提供了一种基本上用有色金属(非铁金属)制成的航空轴承元件，这种元件在靠近其表面处有一个氧扩散区，用以形成轴承的表面。
与GB 2,412,701号专利中公知的形成氮扩散区相反，形成氧扩散区的优点在于这种扩散区能在轴承元件上达到更深的深度，得到更高的表面硬度和较低的磨损率。此外，具有氧扩散区的航空轴承元件，能够承受超过80MPa的压力。本发明旨在提供一种具有氧扩散区和PVD覆层并经过适当的磨合后能应用于承受达到或者超过270MPa的压力的航空轴承元件。
制作具有氧扩散区的金属元件在业内是公知的，但此前在航空航天工业特别是航空轴承工业中却并非是公知的。本技术领域的技术人员一直都认为氧扩散区不能应用在轴承工业，因为他们认为这种氧扩散工艺过程会在经过氧扩散的元件表面上形成分离的氧化物层。当这种元件含有钛时，上述氧化层中便含有二氧化钛(TiO2)金红石。这种二氧化钛金红石层的深度范围可能达到0.5～1μm。
在轴承技术领域一直都认为存在氧化层是很不利的，因为氧化层磨损后的磨蚀性颗粒会由表面上脱落下来加快轴承表面磨损并产生卡死。因此以前在轴承技术领域中一直不考虑使用氧扩散区。
较好的是更倾向于在航空轴承元件的表面或内部再形成一个氮扩散区。
在航空轴承元件表面或内部形成一个氮扩散区的优点是能在很大程度上减少或者消除这种不利的氧化层。
较佳的，在制造实施本发明的航空轴承元件时，首先形成一个氧扩散区；然后，然后在该氧扩散区之上形成一个氮扩散区。
在一个实施例中，至少上述氮扩散区的一部分，与至少上述氧扩散区的一部分互相填补空隙。这种结构的优点是可以用氮扩散区“盖住”氧扩散区。该氮扩散区进一步提高了轴承表面的硬度。
使用这种氧扩散区和氮扩散区这两种扩散区所带来的叠加优点是，氧扩散区能够较深地渗透到轴承元件内，从而使轴承元件能够承受更大的压力，而设置氮扩散区则进一步提高了轴承表面的硬度，并且提高了成品轴承表面的耐磨性能。
还发现，当制造同时具有氧和氮这两种扩散区的航空轴承元件时，形成氮扩散区的步骤能够起到大大减少或者完全消除在形成氧扩散区的步骤时形成的氧化层的作用。因此，按照本发明制成的在其表面上或者表面内部具有一层氧扩散区和一层氮扩散区的航空轴承元件，基本上没有氧化(即，金红石)层。产生的叠加的有益效果是：在获得氧扩散区的能够同时消除其相关缺陷。氮扩散区的存在不仅能减少或消除氧化层，它还能起到使轴承表面硬化的作用，进而提供一个适于附着覆层的表面。
较好的是，扩散区的深度在21～100μm的范围内。更好的是该深度在40～70μm的范围内。最优选的深度基本上是60μm。所谓“扩散区”，或者仅指氧扩散区本身，或者指氧扩散区和氮扩散区的组合。应该理解，如果氮扩散区与至少部分的氧扩散区互相填隙，那么，该组合扩散区的有效深度基本上与氧扩散区本身的有效深度相同。
在一个实施例中，在上述表面上形成一层覆层，以形成轴承表面。
较好的是，上述覆层的深度在0.1～50μm的范围内。较好的是，上述深度可在0.1～25μm的范围内。较好的是该深度在2～4μm的范围内。
上述覆层可以包括一层第一覆层，及在第一覆层上形成的一第二覆层。在一个实施例中，第一覆层选材时选择能够很好地附着在其下的相应扩散区上的材料，第二覆层选材时选择能够形成优异轴承表面的材料。
这种双层结构的优点是，第一覆层起到一个中间覆层的作用，这样，面层(第二覆层)就不会由其下方的扩散崩离(脱离)。因此，第一覆层的材料可以选择能很好地附着在下面的氮/氧扩散区上的材料，而不必特别考虑材料的摩擦属性。相反，第二覆层的材料则应该选择能够形成良好的轴承表面的材料，而可以很少或者不需要考虑如何让第二覆层的材料附着在扩散区上的问题。尽管如此，第二覆层最好还是选择能很好地附着在第一覆层的材料上的材料。
上述两种覆层中的至少一种覆层选自下列至少其一：氮化钛、氮化铬、碳化钨石墨(tungs ten carbide graphite)、钛铝氮化物和铬铝氮化物。
在一个实施例中，第一覆层的材料选自：氮化铬(CrN)、氮化钛(TiN)和氮化铬铝(CrAlN)；而第二覆层的材料是碳化钨石墨(WCC)。
任何一种，或者，所有的被覆材料和/或覆层，都可以使用物理气相沉积(PVD)和化学气相沉积(CVD)中的至少一种方法来被覆。
在一个实施例中，上述航空轴承元件具有下列范围内的表面粗糙度：0.1～0.7Ra。较好的是，上述表面粗糙度在0.2～0.4Ra的范围内。较好的是，上述表面粗糙度的最适当的范围是0.25～0.35Ra。优选上述表面粗糙度基本上是0.3Ra。
本发明还提供了一种由上述所限定的航空轴承元件。
这种航空轴承元件包括：航空轴承套、航空轴承的滚珠、航空轴承的内座圈或外座圈。
在一个实施例中，本发明提供了一种航空轴承，它具有一个轴承套和一个保持在该轴承套内的滚珠，上述轴承套和滚珠中的至少其一由本发明的一个航空轴承元件构成。
以下结合附图对本发明进行进一步的详细说明。
上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其他目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举较佳实施例，并配合附图，详细说明如下。
附图说明
图1是一种航空轴承装置的断面图。
图2是图1中轴承的轴承套与滚珠之间的交界面的放大示意图。
图3是具体实施本发明另一种轴承的轴承套与滚珠之间的接触面的详图。
图4是具体说明本发明又一种轴承的轴承套与滚珠之间的接触面的详图。
图5是具体说明本发明的一种轴承的覆层的详图。
图6是用于实施按照本发明的三极等离子体氧化工艺(TPO)的设备的示意图。
图7是在600℃、650℃和700℃下，经过TPO工艺处理后得到的Ti-6Al-4V样品的表面粗糙度(Ra)的图表。
图8表示在经过TPO工艺处理的Ti-6Al-4V样品的表面上，作为在压印载荷的作用下，在600℃、650℃和700℃反应后的函数的努氏显微硬度图表。
图9表示在经过和未经过TPO处理的Ti-6Al-4V试样的表面上，作为在600℃、650℃处理后深度的函数的努氏显微硬度图表。
图10是在(a)600℃、(b)650℃和(c)700℃下，经过TPO处理后所形成的顶部氧化层的金相显微照片。
图11是表示Ti-6Al-4V在未经处理的条件下和经过TPO处理之后的表面粗糙度(Ra)的图表。
图12是表示Ti-6Al-4V在未经处理的条件下和经过TPO处理之后所获得的努氏显微硬度的图表。
图13是表示被敷在下列各种试样上：(a)未经处理的Ti-6Al-4V试样，(b)经过具有恒定的氧气流，具有顶部TiO2-金红石氧化层的标准TPO处理的Ti-6Al-4V试样，以及(c)用脉冲TPO处理的Ti-6Al-4V试样上，在经过脉冲TPO处理之后，接着在氩气或者氩气与氮气中的等离子体加热后的PVD TiN的极限粘结载荷的图表。
具体实施方式
为更进一步阐述本发明为达成预定发明目的所采取的技术手段及功效，以下结合附图及较佳实施例，对依据本发明提出的航空轴承元件其具体实施方式、结构、特征及其功效进行详细说明。
图1表示一种航空轴承装置1。该航空轴承装置1具有一个轴承套2，和一个夹持在该轴承套2中的滚珠3。在轴承套2内形成内球形轴承表面4。上述滚珠3形成一个外球形轴承表面5。轴承套2和滚珠3形成的这两个球形轴承表面4、5互相配合，形成轴承接触面。如本技术领域所公知的，滚珠3还可以设有轴承孔6。
图2表示一个按照本发明制作的轴承1的轴承套2与滚珠3之间的接触面。滚珠3由有色金属优选钛制成的元件7构成，它形成氧扩散区8的基材，氧扩散区8形成于该基材内。较好的是，这个氧扩散区8填充于上述有色金属基材7内。这样，氧扩散区8位于有色金属基材7的表面之下。不过，该氧扩散区至可以部分地延伸到上述色金属元件7位于其下的表面之上，以便形成一表面层。
本发明的上述特征也可以应用于上述轴承套的轴承表面，或者滚珠与轴承套同时具有上述特征。
图3表示实施本发明另一种轴承1的轴承套2与滚珠3之间的抵触面之间的细节。图3中展示的细节基本上与图2相同，只是在图3中还显示了在氧扩散区8形成的轴承表面5之上或其内部形成的氮扩散区9。这种氮扩散区至少可以填充在上述氧扩散区8的一部分中。
图4表示本发明另一种实施例的轴承套2与滚珠3之间的接触面的细节。滚珠3的结构可以与图2或图3中所示的结构相同。因此，图4中所示的滚珠3可具有一个氧扩散区8(如图2所示)，或者，同时具有氧扩散区8和氮扩散区9(如图3所示)。
图4中所示的装置还具有一层被敷层100，被敷层可以在上述滚珠3上形成。这层被敷层可以局部延伸到位于下方的基材的顶面中。被敷层100的表面可以形成轴承表面5。该被敷层的材料可由一种材料构成，并选以下材料：氮化钛、氮化铬、碳化钨石墨、氮化钛铝和氮化铬铝。
图5表示另一种轴承装置，其中，被敷层100包括两层被敷层。如图5所示，被敷层100具有第一被敷层101，并且，在其上形成第二被敷层102。第一被敷层101的材料选择能附着在相应的下方扩散区(图5中未表示)上的材料，而第二被敷层102的材料要选择能形成很好的轴承表面5的材料。
较好的是，第一被敷层101的材料是氮化铬，而第二被敷层102的材料是碳化钨石墨。
在一个实施例中，在滚珠和轴承套上都形成一个氧扩散区、一个氮扩散区、和一层碳化钨石墨被敷层(WCC)。滚珠和轴承套的碳化钨石墨的成分可以不同。
用于处理适合于制造本发明的航空轴承元件的有色金属元件的工艺过程，包括下列工序：把元件放入处于高温下的处理腔室内；对元件加压，使其具有吸引离子的潜在可能性；在压力下把氧气通入上述腔室内，通过辉光放电产生氧离子，上述处理腔室中还设有辉光放电离子化加强装置，并能启动这种离子化加强装置，从而增大辉光放电放出的带电粒子的密度，氧离子流向上述元件并碰撞元件表面，至少部分氧离子扩散到元件内部。
经过加强后的辉光放电装置可用于对有色金属元件例如钛、铝、镁、锆以及其合金元件的氧化处理工艺过程。通过强化的辉光放电提高放出带电粒子的密度，提高了轰击并穿过元件表面从而形成了氧化物的氧离子的数量，使硬化表面抗腐蚀性能增强，抗磨损性能提高，相对而言较为平滑，不需要延长处理时间。
这种经过处理的元件可适用于很多领域，例如：航空和航天工业、生物医学和加工工具领域。
辉光放电可以使用技术人员熟知的任何适当的技术来产生，例如，D.C.、A.C.、或者R.F.。使用D.C.时，最好将处理腔室内部接地，从而形成带有加负压的元件的辉光放电。
例如，辉光放电电离强化装置可以是一个腔室内部的加正偏压的电极、一个具有一根电极丝或者一个空心阴极的等离子源、或者是一个微波发射器或热离子发射器。较好的是，它是一种热离子发射装置。
这种热离子发射装置可以用任何能在这种处理过程中的高温下作为负偏压电极丝的材料制成。适用材料的例子是钨和铼。但，考虑到成本方面的原因，优选钨。
已经发现，形成上述热离子发射装置的材料会氧化，并且最后导致失效，很可能在处理工艺过程完成之前就失效。特别是在使用钨的情况下，常常会发生这种情况。
然而，人们发现，通过使用本发明中提出的一种或者多种方法，就能够延长作为热离子发射装置的电极丝的寿命。例如，电极丝的直径最好大于1.0mm。随着电极丝直径的增大，它的电阻就大大减小，使用粗的电极丝需要更大的功率来加热电极丝，并发射足够的电子来维持离子发射。因此，需要大电流电源来加热这些粗大的电极丝。
还发现，当在处理过程中向氧化环境加入各种惰性气体，使得在处理过程中氧气的分压小于总压力的75％时，也能显著地延长这种电极丝的寿命。适用的惰性气体包括：氩气、氪气、氦气、氖气，较好的是使用氩气。也可以将氮气和这些气体混合起来使用。
已经发现，当氧化过程中的整体压力为0.1～1.0Pa，例如，在0.4Pa左右时，能获得更好的效果。在这种压力下，会有更大量的其能量接近阴极的落差电压的离子到达元件的表面，增加高能量离子向元件表面的输送，并增强了整个氧化工艺过程的整体动力学性能。
上述元件的电势(或者偏压)可以是任何适当的值，例如，可以从-100～-2000V，然而，通过在-100V到-500V，例如，在-200V下进行这种过程的操作，就能够进一步降低被处理元件的表面粗糙度。较好的是，在比较低的温度下，例如，在300℃～800℃，更佳在400℃～700℃下进行处理，能够将元件变形和显微结构变化降至最低。
典型的是，目的在于通过设定工艺过程中的各种参数，使氧离子与元件表面碰撞并穿透元件表面。这样形成的硬化层由内部氧扩散层和外部氧化层构成。
这种工艺过程可以按照所需要的时间长度来进行(例如，从0.1～100小时)，而持续的时间取决于需要的硬化层的厚度。不过，这种工艺过程也可以只实施较短的一段时间，例如，从0.3～20小时，较好是4小时左右，仍然能够为表面提供优良的物理性能。
典型地，硬化层的厚度可5～300微米之间变化，较好在20～80微米之间变化，更好的在30～50微米之间变化。硬化层的最终厚度主要取决于操作的温度和操作时间的长度。
例如，在700℃下对Ti-6Al-4V合金处理4个小时，产生的硬化层具有0.7～0.8微米的分离的氧化层，其主要成份是TiO2金红石，位于深度约为50微米的氧扩散层之上。
如前述，不希望出现氧化层。例如，如果处理后的元件随后要被覆层，特别是要覆以氮化物、碳化物或者碳氮化物时，会降低附着力。不过，已经发现，这种氧化层的形成是可以通过选择适宜的操作参数来控制的。
例如，已经发现，变化送入腔室的氧气的流速，例如，通过间歇地减慢或停止氧气流，就能大大减少氧化层的形成。此外，还惊异地发现，氧气流的这种变化或称之为‘脉动’，能延长热离子发射装置例如电热丝的寿命，从而可以使用较细的电热丝，或者能够允许较长的处理时间。
例如，已经发现，用没有氧气流入腔室的时间段把氧气流入腔室的时间段分隔开来，是很有利的。氧气流入的时间段与不流入的时间段的比例，称为工作周期比，它可以在下列范围内变化：0.05～0.95。已经发现，如果停止氧气流的时间太长，会不利于形成更好的硬化层。因此，较好的是在工作周期比为0.15～0.85下进行操作，更佳的工作周期比是0.25～0.75。已经发现，脉冲的循环时间可在很宽的范围内变化，但循环时间可小于60分钟，例如，一般在20到60分钟之间是适当的。例如，以30分钟的周期时间进行操作，而工作周期比为0.50(即，氧气流打开的时间为15分钟，然后关闭15分钟)能获得良好的结果。
如上所述，这种热离子发射装置，例如电热丝的寿命，可以在处理的工艺过程中使氧气只具有小于75％的分压，其余为惰性气体的压力而延长。还发现，低的氧气分压能减少氧化层的形成。事实上，已经发现，氧气的分压可以减小到低于50％，或者，甚至低于40％，例如30％左右，以便进一步减少氧化层的形成。目前较好的是气体混合物在分压上的比例是30％的氧气，70％的氩气。
还发现，进一步减小氧气的分压，或者甚至使其为零，能在处理过程结束时，去除任何可能在以前已经积聚的氧化层。这可以很简单地通过停止氧气流，使得腔室内绝大部分或者只含有惰性气体(例如，氩气、氪气、氦气、氖气或氙气，也可以有选择地混入氮气)。一般认为，这种等离子体的加热步骤，或者“浸透”阶段，能让氧化层中的氧扩散到元件中，而惰性气体的离子轰击有助于撕裂氧化层。在工艺过程的这个阶段中，在400℃到800℃的温度下，在0.3到2.0小时这样的时间段里，氧气的分压可以为0到10％，更佳为零。
以上所说的任何一种或者全部技术内容，可以任意组合，用来修正氧化层的厚度，或者完全消除氧化层。
例如，用脉冲式的氧气流，并随后在惰性气体中进行一段时间的等离子体加热来处理金属元件，就能够完全消除分离的氧化层。例如，已经发现，在20或30分钟的循环时间内，以0.25或0.50的工作循环比率，用脉冲氧气进行165分钟的工艺操作，接着，在氩气或者氩气与氮气的混合物中进行75分钟的等离子体加热步骤(整个工艺过程的时间为4小时)，就能制成经过处理的、没有氧化层的元件。
如上所述，元件经过处理的表面可以在此后进行被覆，例如，可使用物理气相沉积工艺(PVD)和/或化学气相沉积工艺(CVD)进行被覆。已经发现，在经过本发明的工艺过程后所形成的表面上，特别适合于这种被覆，特别是适合于那些实现了没有氧化层的表面。PVD和/或CVD被覆层可以用本技术领域的任何公知工艺过程，例如，使用D.C.、A.C.、或R.F.来进行被覆。
也可以直接在同一个加工腔室内，直接在氧化处理之后进行这种被覆处理，而不必在这一个阶段的处理过程中让元件暴露在大气中。或者，也可以在两个阶段的工艺过程中，可以在第二阶段单独进行这种被覆工艺。
把氧化处理与这种坚硬的陶瓷被覆过程结合在一起，具有叠加的有益效果，并且，进一步增加了元件表面的承载能力，极大降低了由于表面经过硬化而发生的覆层与元件之间的弹性和塑性变形。
下面参照附图说明本发明，附图中：
图6表示一个尺寸为1.0m×1.0m×1.0m的不锈钢处理腔室10(TecvacLimited公司的型号No.IP 70)，其中装有要进行处理的元件12，以及用钨制作的，构成热离子发射装置的电极丝14。
三个分别装有氧气、氩气和氮气的气瓶20、22、24分别通过流量控制装置26连接在腔室10上。
一个直流偏压电源28把负偏压施加在元件12上。使用类似的大电流低压电源30对上述电极丝14施加负电压。加热器电源32也连接在电极丝14上。腔室10还装有辐射加热器34、36。
由于这种工艺过程涉及三种电气构件(元件、热发射装置和腔室的内部)，为方便起见，把这种工艺过程称为三极等离子氧化工艺(triode plasmaoxidation，TPO)。
使用时，将氧气和氩气(可选)送入腔室10内，同时使用扩散泵38将腔室内的压力保持在其设定点。由于腔室10内部与元件12之间的电位差，以及气体压力，便发生了辉光放电。足够的电流流过电极丝14，产生热离子的发射，增强了辉光放电中离子的能量。
当在氧离子和氩离子中加载正电压时，它们就会被吸引到加载负电压的元件上，从而与元件表面碰撞。腔室内升高到足够温度，使元件中的金属原子进行充分的振动，以便让碰撞的氧离子能够扩散到金属元件的内部。
一个等离子体加热阶段接续在上述氧化阶段之后，此时，只进入惰性气体。
实施例1：使用恒定氧气流的TPO：温度对工艺过程的影响
所实施的三极等离子氧化工艺(TPO)，是在三种不同的温度下(600℃、650℃和700℃)，对Ti-6Al-4V试验盘(购自英国Titanium International公司)进行240分钟的硬化。在所进行的工艺过程中，氧气流保持恒定不变。Ti-6Al-4V试验盘在退火状态(384±20HK0.1)下的厚度为3mm，直径为30mm，并在碱性溶液中进行超声波清理后，抛光到表面粗糙度为Ra＝0.040±0.007μm，然后放置在处理腔室中(从Tecvac Limited公司购入的IP 70腔室)。
在把最后的压力降低到低于5×10-3Pa之后，把氩气导入上述腔室中，使压力达到2.0Pa，以便进行飞溅清理步骤。对上述工件(试验盘)施加-1000V的偏压，并实施5分钟的飞溅清理。
在0.5Pa的压力下完成氩气的等离子加热步骤，并对工件施加-200V的电压。对钨电热丝施加-200V的电压，并把电热丝加热器的电流密度调节到能产生1.5mA/cm2。等离子加热一直进行到达到处理温度(600℃或650℃或700℃)为止。在这种电流密度值下，不需要辅助加热(即辐射加热)。
经过等离子加热之后，在把氩气的压力调节到0.28Pa，并且导入氧气，使其压力达到0.12Pa，使总压力达到0.4Pa，并且气体的成分为70％的Ar和30％的O2。施加在工件和电热丝上的电压都保持在-200V(此值已经在等离子加热时预先设定)，而电热丝加热器的电流则要进行周期性的调节，以便在整个处理过程中保持工件的恒定的1.5mA/cm2电流密度。
在上述氧化工艺过程之后，通过将氮气导入腔室中，把压力提高到102Pa，来冷却进行处理的试验盘。当试验盘的温度下降到低于200℃时，进一步把氮气加入到腔室中，直至压力达到大气压力(～105Pa)。
与不进行处理相比，TPO促进了表面粗糙度的微小变化，抛光了试样(图7)。不论TPO的温度如何，处理之后的表面粗糙度仍旧很小(Ra＜0.06μm)。随着TPO温度的增高，上述Ra值稍有增大，在700℃时，大约为0.058μm。Ra随着TPO温度的增高而产生的差别是很有限的，没有任何价值，因为图7中所示的数值在统计学上几乎没有差别。
在TPO之后，在若干种温度下(600、650和700℃)，可以看到，与不进行处理的Ti-6Al-4V相比(图8)，表面硬度显著提高了。当提高TPO温度时，在规定压痕载荷下所测得的表面硬度也增加了。这很可能与氧化层厚度的变化有关。在最低压痕载荷下，记录到很高的硬度值，这表明存在着一层硬的氧化层。经过700℃下的TPO处理的Ti-6Al-4V试样，仍然在很高的压痕载荷下(例如，500gf和1000gf)获得了显著提高的表面硬度。
较好的是，一件实施了本发明的航空轴承元件，具有超过400HK0.25(Kgfmm-2)的硬度。较好的是，在表面厚度20μm之内，其硬度在600HK以上。更有利的是，在表面厚度10μm之内，其硬度超过700HK。这就显示，实施了本发明的航空轴承元件，能提供比不经过处理的轴承表面更硬的轴承表面。
TPO对提高硬度的效果示于图9。在一段短短的240分钟(4小时)处理时间之后，便形成了在700℃下大约50μm厚的硬化层。当TPO温度下降时，硬化层的厚度也下降。例如，在600℃下的处理深度大约为30μm。
较好的是，对于高达1000gf的载荷，硬度要超过400HK。对于高达600gf的载荷，硬度超过500HK就很合适。对于高达600gf的载荷，硬度超过600HK就很有利。较好的是，对于高达300gf的载荷，硬度要超过600HK。对于高达200gf的载荷，硬度超过800HK就很合适。对于高达100gf的载荷，硬度超过1000HK就很有利。较好的是，对于40gf的载荷，硬度在1500与1800HK之间。
在10kX下所拍摄的SEM显微照相显示，在经过TPO-处理的表面上总是形成一层密实的氧化层，而与进行TPO处理的温度无关(图5)。随着TPO温度的下降，氧化层的厚度也减小。与在700℃、650℃和600℃下施行的TPO处理相对应的氧化层厚度为：0.7～0.8μm、0.2～0.3μm和0.1～0.2μm。
掠射角XDR的数据也显示，这种氧化层的结构也是随着TPO温度而变化的。在600℃时，氧化层由TiO2-锐钛型(anastase)和TiO2-金红石的混合物构成。数据显示，TiO2-锐钛型(anastase)和TiO2-金红石的混合物在650℃下依然存在，虽然此时的TiO2-金红石的量要比600℃时更多一些。在700℃下，TiO2-锐钛型(anastase)的峰值消失了，显示表面上的氧化层主要是TiO2-金红石。
实施例2：使用脉冲氧气流的TPO，让等离子体在惰性气体中加热，或 者惰性气体和氮气散热以抑制顶部的氧化层
为了显示这种脉冲/等离子体加热条件的效果，对退火后表面硬度为384±20HK0.1，表面粗糙度Ra＝0.040±0.007μm的Ti-6Al-4V试验盘，在700℃下进行了四轮试验。每一轮试验放电的参数(工件和电阻丝的偏电压、电流密度)都设定得与实施例1中的相同(分别为-200V，-200V和1.5mA/cm2)。在TPO过程中的总压力为0.4Pa，其中的氩气和氧气的分压分别为0.28和0.12Pa。与实施例1中所说明的一样，在进行脉冲TPO之前，也进行了飞溅清理和等离子体加热。本实施例中的氧气流不是在整个处理过程中保持恒定不变，而是作周期性脉冲式的，但，氩气流则保持恒定不变。这种脉冲式TPO处理延续的时间为165分钟。然后，在TPO之后，立即在700℃下完成75分钟的等离子体加热步骤。
类似于TPO，等离子体加热可以在总压力为0.1～1.0Pa的范围内实施，较好的是是0.4Pa。在等离子体加热过程中，工件的偏电压可在-100～-1000V范围内变化，较好的是为-200V，以尽量减小表面的粗糙度。电阻丝加热器的电流进行周期性调整，以便在工件中保持恒定的电流密度。电流密度应该设定在0.1～4.0mA/cm2的范围内，较好的是为1.5mA/cm2。如果要在很低的电流密度下完成等离子体加热，可能会需要若干辐射加热器来加热到处理温度。等离子体的加热温度和时间可以分别在400～850℃和0.1～100小时之间变化。
在本实施例中，等离子体加热是在700℃和0.4Pa的总压力下，用排放(1)氩气或者(2)氩气+氮气来现的。在放氩气和氮气时，上述气体的成分设定为30％的Ar+70％的N2(即，氩气的分压为0.12Pa，氮气的分压为0.28Pa)。
在等离子体加热过程中，工件和电阻丝两者都加电压到-200V(与TPO过程使用同样的参数)，并把电阻丝加热器的电流调整到能提供1.5mA/cm2的电流密度。
表1为每一轮处理给出了TPO处理过程中的脉冲，和等离子体的各种加热条件。
表1综合了以后接着进行等离子体加热的脉冲TPO处理过程中所使用的脉冲的各种条件。还列出了在等离子体加热过程中所使用的各种气体混合物。
表1
Figure A20091000959300151
实施例3：三极等离子氧化后接着进行喷镀的覆层
如实施例2中所阐明的，后面接着进行在一种惰性气体或者惰性气体与氮气中的等离子体加热步骤的脉冲TPO的排放物，能够产生若干具有氧气扩散区的TPO层，而没有任何顶部氧化层。如果物体要用若干类型的PVD或者CVD薄膜(例如，氮化物、碳化物和碳氮化物)来覆盖时，就很可能需要这种结构，因为当在这种类型的薄膜附着在被氧化了的基材上时(即，在它们的表面上有很薄的氧化层)，就会限制覆层的粘着力。
为了举例说明TPO和喷镀的优点，在被覆了1.6μm厚度的PVD TiN的Ti-6Al-4V若干试样上，进行了四次脉冲TPO处理，然后再如实施例2中所描述的那样，在700℃温度下进行了总用时为240分钟的等离子体加热。这种处理是在双循环过程中实现的，因此，首先在一个反应器里对试样进行第一次TPO处理，然后，将其暴露在大气中，再放置在一个PVD反应器里，进行后续的TiN被覆。采用这些综合处理措施，是期望提高这种经过TiN被覆，并经过三极等离子氧化的Ti-6Al-4V元件的承载能力。这种经过复式处理的Ti-6Al-4V试样应该能承受很高的载荷而不致失效，因为钛合金基片的弹性和塑性变形，被若干坚硬的，深度达30～50μm的氧扩散层大大地减小了。
在加载速率为10N/分钟，嵌接速度为10mm/分钟，而预加载荷为5N的条件下完成了刻痕愈合试验。刻痕试验的结果(图13)显示，当TiN沉积在TPO层上而没有顶部氧化层时(脉冲TPO轮次1、2、3和4)，能承受很高的临界载荷。然而，Ti-6Al-4V上的TiN经受过标准的TPO(即，恒定的氧气流)处理，它有一层顶部为TiO2-金红石氧化层(见实施例1)，在5N的预载荷下没有粘性。在未经处理的Ti-6Al-4V上的TiN的首先的失效方式就是粘性(请注意，没有Lc1值被记录下来)。很显然，TPO上的TiN没有一种顶部氧化层(脉冲TPO轮次1、2、3和4)，比它的非双联的对应方(被覆在‘未经处理的’Ti-6Al-4V合金上的TiN)的临界载荷要大得多。这种结果表明：①当把TiN覆层喷镀在坚硬的(经过TPO处理的)Ti-6Al-4V上基材上而没有顶部的氧化层时，能获得更好的覆层/基材的粘结性；而且，②没有顶部氧化层的，在经过TPO处理的Ti-6Al-4V上的TiN，比它的在未经处理的Ti-6Al-4V上的非双联的对应方(在未经处理的Ti-6Al-4V上的TiN)，表现出更高的承载性能。
实施本发明方法的航空轴承元件，能比公知的航空轴承提供更优越的耐磨性能。因此，这种轴承比公知的航空轴承拥有更长的寿命，并且在严酷的使用条件下，在必须更换之前能使用更长的时间。
当在本说明书和权利要求书中使用的术语“具有”和各种与其类似的术语时，它的意思是包括所有特定的特征，步骤或其整体。这些术语不能理解为排除还存在其它的特征、步骤或元件。
在以上的说明书中，或者在权利要求书中或附图中所公开的特征，或者以它们的特殊形式来表达，或者通过用以完成所公开的功能的装置的形式来表达，或者用为达到所公开的效果的方法或过程的适当的形式来表达，这些特征可以分开来使用，或者以任何方式把这些特征组合起来，以各种不同的方式来实现本发明。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然而并非用以限定本发明，任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围内，当可利用上述揭示的技术内容作出些许更动或修饰为等同变化的等效实施例，但凡是未脱离本发明技术方案内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。

Claims (29)

1、一种航空轴承元件，用有色金属制成，其特征在于，这种元件在靠近其表面处有一个氧扩散区，用以形成轴承的表面。
2、如权利要求1所述的航空轴承元件，其特征在于，在该元件的表面上或表面内还形成有一个氮扩散区。
3、如权利要求2所述的航空轴承元件，其特征在于，至少上述氮扩散区的一部分，与至少上述氧扩散区的一部分互相填补空隙。
4、如权利要求1至3中任一权利要求所述的航空轴承元件，其特征在于，上述扩散区的深度在21μm～100μm的范围内。
5、如权利要求4所述的航空轴承元件，其特征在于，上述扩散区的深度在40μm～70μm的范围内。
6、如权利要求5所述的航空轴承元件，其特征在于，上述扩散区的深度是60μm。
7、如权利要求1至6中任一权利要求所述的航空轴承元件，其特征在于，在上述表面上形成一层覆层，以形成轴承的表面。
8、如权利要求7所述的航空轴承元件，其特征在于，上述覆层的深度在0.1μm～50μm的范围内。
9、如权利要求8所述的航空轴承元件，其特征在于，上述覆层的深度在0.1μm～25μm的范围内。
10、如权利要求8所述的航空轴承元件，其特征在于，上述覆层的深度在2μm～4μm的范围内。
11、如权利要求7至10中任一权利要求所述的航空轴承元件，其特征在于，上述覆层包括一第一覆层及在该第一覆层上形成有一第二覆层。
12、如权利要求11所述的航空轴承元件，其特征在于，上述第一覆层的材料选择能够附着在该第一覆层之下相应的扩散区上的材料，上述第二覆层的材料选择能够形成良好轴承表面的材料。
13、如权利要求7至12中任一权利要求所述的航空轴承元件，其特征在于，上述覆层由下列材料中的至少一种材料构成：氮化钛、氮化铬、碳化钨石墨、钛铝氮化物和铬铝氮化物。
14、如权利要求12所述的航空轴承元件，其特征在于，上述第一覆层的材料是铬铝氮化物，而上述第二覆层的材料是碳化钨石墨。
15、如权利要求7至14中任一权利要求所述的航空轴承元件，其特征在于，上述覆层具有至少PVD覆层和CVD覆层中的一种覆层。
16、如权利要求1至15中任一权利要求所述的航空轴承元件，其特征在于，它的表面粗糙度在0.1～0.7Ra范围内。
17、如权利要求1至16中任一权利要求所述的航空轴承元件，其特征在于，它的表面粗糙度在0.2～0.4Ra范围内。
18、如权利要求1至17中任一权利要求所述的航空轴承元件，其特征在于，它的表面粗糙度在0.25～0.35Ra范围内。
19、如权利要求1至18中任一权利要求所述的航空轴承元件，其特征在于，它的表面粗糙度是0.3Ra。
20.如权利要求1至19中任一权利要求所述的航空轴承元件，其特征在于，它具有大于400HK的硬度。
21、如权利要求1至20中任一权利要求所述的航空轴承元件，其特征在于，它具有大于600HK的硬度。
22、如权利要求1至21中任一权利要求所述的航空轴承元件，其特征在于，它具有大于800HK的硬度。
23、如权利要求1至23中任一权利要求所述的航空轴承元件，其特征在于，它具有航空轴承轴承套。
24、如权利要求1至22中任一权利要求所述的航空轴承元件，其特征在于，它具有航空轴承滚珠。
25、一种航空轴承，它具有轴承套和保持在该轴承套内的滚珠，其特征在于，上述轴承套和滚珠中至少其一由上述权利要求1至22中任一权利要求所述的航空轴承元件构成。
26、一种轴承装置，其特征在于，它具有至少两个航空轴承元件，其中之一航空轴承元件的表面与另一个航空轴承元件的表面接触，这两个航空轴承元件分别由上述权利要求1至22中任一权利要求所述的航空轴承元件构成。
27、如权利要求26所述的轴承装置，其特征在于，其中的一个元件是航空轴承的轴承套，而另一个元件是航空轴承的滚珠。
28、一种按照前述任何一项权利要求，并结合本说明书及附图所述的航空轴承元件或轴承。
29、本说明书中描述任何新技术方案或其组合。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112522664A (zh) * 2020-12-04 2021-03-19 中国科学院金属研究所 一种钛合金低温氧氮化超硬超厚渗层及其制备方法和应用
CN112673184A (zh) * 2018-12-05 2021-04-16 舍弗勒技术股份两合公司 枢轴承

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2354898B1 (es) * 2009-06-30 2012-01-25 Airbus Operations, S.L. Soporte de rótulas en piezas de pequeño espesor.
CH701726B1 (it) * 2010-05-11 2011-03-15 Medacta Int Sa Substrato per giunti ortopedici resistenti all'usura, in metallo non ferroso, con rivestimento a base di nitruri.
WO2014169222A2 (en) * 2013-04-12 2014-10-16 University Of Virginia Patent Foundation Corrosion resistant metal and metal alloy coatings containing supersaturated concentrations of corrosion inhibiting elements and methods and systems for making the same
US9157474B2 (en) * 2013-09-30 2015-10-13 Bell Helicopter Textron Inc. System and method of monitoring wear in a bearing
WO2016084980A1 (ja) 2014-11-28 2016-06-02 新日鐵住金株式会社 チタン合金部材およびチタン合金部材の製造方法
DE102016120862B4 (de) 2016-11-02 2019-08-14 Airbus Operations Gmbh Herstellung eines Lagers
CN111936664A (zh) * 2018-03-19 2020-11-13 应用材料公司 在航空航天部件上沉积涂层的方法
JP2019168080A (ja) * 2018-03-26 2019-10-03 Ntn株式会社 すべり軸受及び球面すべり軸受
EP3784815A4 (en) 2018-04-27 2021-11-03 Applied Materials, Inc. PROTECTION OF COMPONENTS AGAINST CORROSION
EP3611289A1 (de) * 2018-08-17 2020-02-19 Flender GmbH Verfahren zur herstellung von gehärteten werkstücken für getriebekomponente und getriebe
US11009339B2 (en) 2018-08-23 2021-05-18 Applied Materials, Inc. Measurement of thickness of thermal barrier coatings using 3D imaging and surface subtraction methods for objects with complex geometries
JP7083297B2 (ja) * 2018-09-20 2022-06-10 Ntn株式会社 機械部品
WO2020219332A1 (en) 2019-04-26 2020-10-29 Applied Materials, Inc. Methods of protecting aerospace components against corrosion and oxidation
US11794382B2 (en) 2019-05-16 2023-10-24 Applied Materials, Inc. Methods for depositing anti-coking protective coatings on aerospace components
US11697879B2 (en) 2019-06-14 2023-07-11 Applied Materials, Inc. Methods for depositing sacrificial coatings on aerospace components
RU2700437C1 (ru) * 2019-07-03 2019-09-17 Акционерное общество "ОДК-Пермские моторы" Способ химико-термической обработки деталей из титановых сплавов
US11466364B2 (en) 2019-09-06 2022-10-11 Applied Materials, Inc. Methods for forming protective coatings containing crystallized aluminum oxide
US11519066B2 (en) 2020-05-21 2022-12-06 Applied Materials, Inc. Nitride protective coatings on aerospace components and methods for making the same
US11739429B2 (en) 2020-07-03 2023-08-29 Applied Materials, Inc. Methods for refurbishing aerospace components
US11674550B2 (en) 2021-10-20 2023-06-13 Schaeffler Technologies AG & Co. KG Bearing cage treated with plasma-nitriding

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4848934A (en) * 1985-01-11 1989-07-18 The Boeing Company Lightweight high performance titanium sliding contact bearing
US5316594A (en) * 1990-01-18 1994-05-31 Fike Corporation Process for surface hardening of refractory metal workpieces
CN1214086A (zh) * 1996-03-26 1999-04-14 西铁城时计株式会社 钛或钛合金部件及其表面处理方法
WO2004007788A1 (en) * 2002-07-16 2004-01-22 The Boc Group Plc Method of case hardening titanium and zirconium alloys
US6833197B1 (en) * 1997-07-19 2004-12-21 The University Of Birmingham Method of case hardening
CN1676959A (zh) * 2004-03-31 2005-10-05 美蓓亚株式会社 金属对金属的球形轴承
CN1782453A (zh) * 2004-12-03 2006-06-07 美蓓亚株式会社 自润滑轴承
EP1849882A1 (en) * 2005-02-16 2007-10-31 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Method of surface treatment for titanium alloy member of aerospace instrument

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4687487A (en) * 1978-07-21 1987-08-18 Association Suisse Pour La Recherches Horlogere Joint implant
US4434189A (en) * 1982-03-15 1984-02-28 The United States Of America As Represented By The Adminstrator Of The National Aeronautics And Space Administration Method and apparatus for coating substrates using a laser
JPS62256956A (ja) * 1986-04-30 1987-11-09 Honda Motor Co Ltd チタン系製品の表面処理方法
US5221416A (en) * 1990-05-31 1993-06-22 Matsushita Electric Industrial Co., Ltd. Plasma surface treating method
JP2001081544A (ja) * 1999-09-13 2001-03-27 Citizen Watch Co Ltd チタン、あるいはチタン合金製食器およびその表面処理方法
JP2001227550A (ja) * 1999-12-07 2001-08-24 Nsk Ltd 転動部材
WO2002008623A1 (en) * 2000-07-18 2002-01-31 Nsk Ltd. Rolling apparatus
JP2002339982A (ja) * 2001-05-18 2002-11-27 Nsk Ltd 転がり軸受用保持器
JP3861097B2 (ja) * 2004-07-30 2006-12-20 三菱重工業株式会社 回転機械
DE102006051709A1 (de) * 2006-10-30 2008-05-08 AHC-Oberflächentechnik GmbH Erzeugung von Verschleißschutzschichten auf Werkstoffen aus sperrschichtbildenden Metallen oder deren Legierungen mittels Laserbehandlung

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4848934A (en) * 1985-01-11 1989-07-18 The Boeing Company Lightweight high performance titanium sliding contact bearing
US5316594A (en) * 1990-01-18 1994-05-31 Fike Corporation Process for surface hardening of refractory metal workpieces
CN1214086A (zh) * 1996-03-26 1999-04-14 西铁城时计株式会社 钛或钛合金部件及其表面处理方法
US6833197B1 (en) * 1997-07-19 2004-12-21 The University Of Birmingham Method of case hardening
WO2004007788A1 (en) * 2002-07-16 2004-01-22 The Boc Group Plc Method of case hardening titanium and zirconium alloys
CN1676959A (zh) * 2004-03-31 2005-10-05 美蓓亚株式会社 金属对金属的球形轴承
CN1782453A (zh) * 2004-12-03 2006-06-07 美蓓亚株式会社 自润滑轴承
EP1849882A1 (en) * 2005-02-16 2007-10-31 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Method of surface treatment for titanium alloy member of aerospace instrument

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112673184A (zh) * 2018-12-05 2021-04-16 舍弗勒技术股份两合公司 枢轴承
CN112673184B (zh) * 2018-12-05 2023-06-27 舍弗勒技术股份两合公司 枢轴承
CN112522664A (zh) * 2020-12-04 2021-03-19 中国科学院金属研究所 一种钛合金低温氧氮化超硬超厚渗层及其制备方法和应用

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