CN113201739A - 一种航空发动机传动用30CrNi3A结构钢制件热处理工艺 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种航空发动机传动用30CrNi3A结构钢制件热处理工艺，包括如下步骤，首先将30CrNi3A结构钢制件在820℃‑860℃进行碳氮共渗，然后在230～240℃热油中等温淬火并保温50‑90分钟，然后依次进行冰冷、一次低温回火、二次低温回火，获得表面组织为高碳马氏体+少量残余奥氏体、心部组织为低碳马氏体的30CrNi3A结构钢制件；本发明热处理工艺在传统的热处理工艺基础上进行改进，通过碳氮共渗提高制件的耐磨性能和抗疲劳强度，制件淬火冷却时由直接淬火改为等温淬火的方式，通过调整等温淬火的温度，从而满足不同要求的综合性能。此种方案可有效改善结构钢综合性能，提高制件的安全性和可靠性。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机零部件热处理技术领域，特别是一种航空发动机传动用30CrNi3A结构钢制件热处理工艺。
背景技术
结构钢因其经济性和良好的综合力学性能而广泛用于承载制件。作为传动制件，不仅要传动扭矩而且需承受较大的载荷和疲劳强度。传动的热处理工艺不能同时满足“外硬里韧”的性能要求。若综合性能不能满足使用要求，在服役过程中会发生失效，甚至造成整机损伤或破坏。
某型航空发动机用30CrNi3A中碳低合金结构钢，生产传动制件。该制件特点为承受载荷大、转速快，零件两端带有花键。为提高制件的耐磨性能和疲劳强度需对花键表面进行碳氮共渗处理。要求渗层表面硬度≥90HR15N，心部硬度46～50HRC，抗拉强度不小于1568MPa。
采用传统热处理工艺，即碳氮共渗后直接淬火，工件经常出现心部硬度偏高，韧性值偏低，不能满足性能要求。若抬高回火温度，表面渗层硬度则会下降，低于设计要求值。因此，须采取适当的热处理工艺，使制件获得良好的综合性能，满足“外硬里韧”的使用要求。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种减少制件变形的航空发动机传动用30CrNi3A结构钢制件热处理工艺。
为解决上述技术问题，本发明提供的航空发动机传动用30CrNi3A结构钢制件热处理工艺，包括如下步骤：首先将30CrNi3A结构钢制件在820℃-860℃进行碳氮共渗，然后在230～240℃热油中等温淬火并保温50-90分钟，然后依次进行冰冷、一次低温回火、二次低温回火，获得表面组织为高碳马氏体+少量残余奥氏体、心部组织为低碳马氏体的30CrNi3A结构钢制件。
进一步，30CrNi3A结构钢制件进行碳氮共渗的温度为840℃。
进一步，30CrNi3A结构钢制件在240℃热油中等温淬火并保温60分钟。
进一步，冰冷时的温度控制在-75℃至-85℃，冰冷时间为2小时至3小时。
进一步，一次低温回火的温度为525℃-550℃，保温时间为60-90分钟。
进一步，二次低温回火的温度为525℃-550℃，保温时间为60-90分钟。
发明的技术效果：（1）本发明的航空发动机传动用30CrNi3A结构钢制件热处理工艺，相对于现有技术，本发明热处理工艺在传统的热处理工艺基础上进行改进，通过碳氮共渗提高制件的耐磨性能和抗疲劳强度，制件淬火冷却时由直接淬火改为等温淬火的方式，通过调整等温淬火的温度，从而满足不同要求的综合性能。此种方案可有效改善结构钢综合性能，提高制件的安全性和可靠性；（2）在碳氮共渗过程中，由于高温氨气裂解，炉内气氛中氢的体积分数可达60%-80%，因此很容易在热处理过程中渗入30CrNi3A结构钢制件中，使得30CrNi3A结构钢制件表面含氢量显著提高，在30CrNi3A结构钢制件服役过程中发生氢脆断裂；通过两次低温回火，促使30CrNi3A结构钢制件的显微组织转化完全，使氢充分逸出，提升30CrNi3A结构钢制件的质量稳定性，避免脆性断裂的发生。
附图说明
下面结合说明书附图对本发明作进一步详细说明：
图1是实施例1中的30CrNi3A结构钢制件碳氮共渗后表面渗层组织的金相照片；
图2是实施例1中的30CrNi3A结构钢制件碳氮共渗后心部组织的金相照片。
具体实施方式
实施例1
本实施例的航空发动机传动用30CrNi3A结构钢制件热处理工艺，包括如下步骤：首先将30CrNi3A结构钢制件在840℃进行碳氮共渗，然后在240℃热油中等温淬火并保温60分钟，然后依次进行冰冷、一次低温回火、二次低温回火，
其中冰冷时的温度控制在-75℃至-85℃，冰冷时间为2小时，一次低温回火的温度为540℃，保温时间为60分钟，二次低温回火的温度为525℃，保温时间为60分钟，获得表面组织为高碳马氏体+少量残余奥氏体（2级）、心部组织为低碳马氏体（1级）的30CrNi3A结构钢制件；获得的30CrNi3A结构钢制件，其心部硬度值为48.5HRC，表面硬度为90.5HR15N，符合其性能要求：渗层表面硬度≥90HR15N，心部硬度46～50HRC。
30CrNi3A结构钢制件碳氮共渗后表面渗层组织的金相照片参见说明书附图1，心部组织的金相照片参见说明书附图2。
作为对比，在维持其他条件不变的情况下，对在240℃热油中等温淬火后的保温时间进行了调整，分别为0分钟、30分钟、90分钟和120分钟，获得的30CrNi3A结构钢制件，其对应的心部硬度值分别为：52.5HRC、49.2HRC、48.2HRC、48.0HRC，对应的表面硬度依次为91.5HR15N、91.0 HR15N、90.3 HR15N、89.9 HR15N。
实施例2
本实施例的航空发动机传动用30CrNi3A结构钢制件热处理工艺，包括如下步骤：首先将30CrNi3A结构钢制件在840℃进行碳氮共渗，然后在230℃热油中等温淬火并保温60分钟，然后依次进行冰冷、一次低温回火、二次低温回火，
其中冰冷时的温度控制在-75℃至-85℃，冰冷时间为2小时，一次低温回火的温度为540℃，保温时间为60分钟，二次低温回火的温度为525℃，保温时间为60分钟，获得表面组织为高碳马氏体+少量残余奥氏体、心部组织为低碳马氏体的30CrNi3A结构钢制件；获得的30CrNi3A结构钢制件，其心部硬度值为48.7HRC，表面硬度为90.8HR15N，符合其性能要求：渗层表面硬度≥90HR15N，心部硬度46～50HRC。
作为对比，在维持其他条件不变的情况下，对在230℃热油中等温淬火后的保温时间进行了调整，分别为0分钟、30分钟、90分钟和120分钟，获得的30CrNi3A结构钢制件，其对应的心部硬度值分别为：52.5HRC、49.5HRC、48.5HRC、48.2HRC，对应的表面硬度依次为91.5HR15N、91.2 HR15N、90.5 HR15N、90.1 HR15N。
通过上述实验，最终确定更为合适热处理工艺为0CrNi3A结构钢制件进行碳氮共渗的温度为840℃，然后在240℃热油中等温淬火并保温60分钟，然后依次进行冰冷、一次低温回火、二次低温回火。
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而这些属于本发明的精神所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之中。
Claims (6)
1.一种航空发动机传动用30CrNi3A结构钢制件热处理工艺，其特征在于，包括如下步骤：首先将30CrNi3A结构钢制件在820℃-860℃进行碳氮共渗，然后在230～240℃热油中等温淬火并保温50-90分钟，然后依次进行冰冷、一次低温回火、二次低温回火，获得表面组织为高碳马氏体+残余奥氏体、心部组织为低碳马氏体的30CrNi3A结构钢制件。
2.根据权利要求1所述的航空发动机传动用30CrNi3A结构钢制件热处理工艺，其特征在于，30CrNi3A结构钢制件进行碳氮共渗的温度为840℃。
3.根据权利要求2所述的航空发动机传动用30CrNi3A结构钢制件热处理工艺，其特征在于，30CrNi3A结构钢制件在240℃热油中等温淬火并保温60分钟。
4.根据权利要求3所述的航空发动机传动用30CrNi3A结构钢制件热处理工艺，其特征在于，冰冷时的温度控制在-75℃至-85℃，冰冷时间为2小时至3小时。
5.根据权利要求4所述的航空发动机传动用30CrNi3A结构钢制件热处理工艺，其特征在于，一次低温回火的温度为525℃-550℃，保温时间为60-90分钟。
6.根据权利要求5所述的航空发动机传动用30CrNi3A结构钢制件热处理工艺，二次低温回火的温度为525℃-550℃，保温时间为60-90分钟。
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