CN113774315A - 一种航空重载齿轮及其制备方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于航空零部件制造技术领域，具体涉及一种航空重载齿轮及其制备方法。本发明先对重载齿轮的齿面进行激光微织构处理，提高齿轮工作面的宏观储油能力和自润滑性能，再对重载齿轮进行碳氮共渗、淬火和回火热处理，在齿轮基体表面渗透形成渗透强化层提高齿轮的表面硬度，并为下一步在齿轮基体表面进行气相沉积镀制梯度硬质减摩涂层提供良好的基体支撑，避免软基体、硬涂层的“蛋壳效应”，使梯度硬质减摩涂层和齿轮表面间具有良好的结合性能，通过依次气相沉积Cr层、CrN层、CrWCN层、WC‑DLC层梯度硬质减摩涂层进一步提高齿轮的表面硬度、接触疲劳性能和自润滑性能。

Description

一种航空重载齿轮及其制备方法
技术领域
本发明属于航空零部件制造技术领域，具体涉及一种航空重载齿轮及其制备方法。
背景技术
在齿轮工作时齿面受力情况复杂，其在啮合过程中受到交变接触应力的作用，同时滚动和滑动的作用，以及润滑油中夹杂的颗粒造成的磨粒磨损等都增加了齿轮的疲劳失效几率。重载齿轮因工况更为复杂和环境更为恶劣，存在寿命短、结构重、可靠性差等问题，严重制约了整个机械装备的发展。
通过表面强化技术可以在一定程度上提高齿轮的疲劳性能，如传统的渗碳、渗氮以及碳氮共渗等方法，其通过材料相变或引入强化元素，生成硬度较高的相组织来提高齿轮的接触性疲劳性能，但这些方法的变形控制难度较大，同时也有局部应力集中和工艺控制精度低的问题，而且其并不能有效改善齿轮的自润滑效果。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的在于提供一种航空重载齿轮及其制备方法，本发明提供的制备方法制备得到的航空重载齿轮在重载、润滑不良条件具有良好的自润滑能力和接触疲劳性能。
为了实现上述目的，本发明提供了以下技术方案：
本发明提供了一种航空重载齿轮的制备方法，包括以下步骤：
对重载齿轮基体的齿面进行激光微织构处理，在所述齿面形成激光微织构层，得到微织构重载齿轮；
对所述微织构重载齿轮的表面依次进行碳氮共渗、淬火和回火，形成渗透强化层，得到强化重载齿轮；
对所述强化重载齿轮进行等离子清洗后，进行气相沉积，在所述渗透强化层上形成梯度硬质减摩涂层，得到航空重载齿轮；所述梯度硬质减摩层包括沉积在所述渗透强化层上的Cr层、沉积在所述Cr层上的CrN层、沉积在所述CrN层上的CrWCN层和沉积在所述CrWCN层上的WC-DLC层；
所述气相沉积包括以下步骤：
在氩气气氛中，采用铬靶进行第一气相沉积，在所述渗透强化层上形成Cr层；
在氮气气氛中，采用铬靶进行第二气相沉积，在所述Cr层上形成CrN层；
在氮气和甲烷气氛中，采用铬靶和钨靶进行第三气相沉积，在所述CrN层上形成CrWCN层；
在氩气和甲烷气氛中，采用钨靶进行第四气相沉积，在所述CrWCN层上形成WC-DLC层。
优选的，所述激光微织构处理的的脉宽为1～10ps，频率为100～500kHz，功率为10～13W，脉冲个数为12～18；所述激光微织构层的微凹坑织构的直径为30～50μm，深度为6～10μm，间隔为2倍微凹坑直径。
优选的，所述碳氮共渗的渗剂包括甲醇、丙酮和氨气，所述碳氮共渗的温度为900～950℃，所述碳氮共渗的保温时间为4～6h；
所述淬火的温度为800～850℃，所述淬火的保温时间为80～120min；
所述回火的温度为150±5℃，所述回火的保温时间250～300min。
优选的，所述等离子体清洗在氩气气氛中进行；所述等离子体清洗的压强为1.5～3.0Pa，所述等离子体清洗的温度为100±5℃，所述等离子体清洗的基体偏压为-800～-500V，所述等离子体清洗的离子源功率1.0～2.0kW，所述等离子体清洗的时间30～60min。
优选的，所述气相沉积的温度的温度为100±5℃。
优选的，所述第一气相沉积的压强为0.1～3.0Pa；所述第一气相沉积的氩气流量为100～300sccm；所述第一气相沉积的铬靶电流为10～15A；所述第一气相沉积的偏压为-120～-100V；所述第一气相沉积的离子源功率为1.2～2kW；所述第一气相沉积的时间为10～300min。
优选的，所述第二气相沉积的压强为0.3～0.5Pa；所述第二气相沉积的氮气流量为20～50sccm；所述第二气相沉积的铬靶电流为6～8A；所述第二气相沉积的偏压为-80～-60V；所述第二气相沉积的离子源功率为1.2～1.5kW；所述第二气相沉积的时间为10～300min。
优选的，所述第三气相沉积的压强为0.1～3.0Pa；所述第三气相沉积的氮气流量为50～0sccm；所述第三气相沉积的甲烷流量为30～80sccm；所述第三气相沉积的铬靶电流为15～4A；所述第三气相沉积的钨靶电流为5～10A；所述第二气相沉积的偏压为-100～-80V；所述第三气相沉积的离子源功率为1.5～2kW；所述第三气相沉积的时间为10～300min。
优选的，所述第四气相沉积的压强为0.1～3.0Pa；所述第四气相沉积的氩气流量为100～300sccm；所述第四气相沉积的甲烷流量为80～120sccm；所述第四气相沉积的钨靶电流为10～4A；所述第四气相沉积的偏压为-80～-50V；所述第四气相沉积的离子源功率为1.2～2kW；所述第四气相沉积的时间为180～300min。
本发明还提供了上述技术方案所述制备方法制备得到的航空重载齿轮，包括齿轮基体、在所述齿轮基体的齿面形成的激光微织构层、渗透于所述齿轮基体表面的渗透强化层和梯度硬质减摩涂层；所述梯度硬质减摩涂层包括依次沉积于所述渗透强化层上的Cr层、CrN层、CrWCN层和WC-DLC层
本发明提供了一种航空重载齿轮的制备方法，包括以下步骤：对重载齿轮基体的齿面进行激光微织构处理，在所述齿面形成激光微织构层，得到微织构重载齿轮；对所述微织构重载齿轮的表面依次进行碳氮共渗、淬火和回火，形成渗透强化层，得到强化重载齿轮；对所述强化重载齿轮进行等离子清洗后，进行气相沉积，在所述渗透强化层上形成梯度硬质减摩涂层，得到航空重载齿轮；所述梯度硬质减摩层包括沉积在所述渗透强化层上的Cr层、沉积在所述Cr层上的CrN层、沉积在所述CrN层上的CrWCN层和沉积在所述CrWCN层上的WC-DLC层；所述气相沉积包括以下步骤：在氩气气氛中，采用铬靶进行第一气相沉积，在所述渗透强化层上形成Cr层；在氮气气氛中，采用铬靶进行第二气相沉积，在所述Cr层上形成CrN层；在氮气和甲烷气氛中，采用铬靶和钨靶进行第三气相沉积，在所述CrN层上形成CrWCN层；在氩气和甲烷气氛中，采用钨靶进行第四气相沉积，在所述CrWCN层上形成WC-DLC层。本发明先对重载齿轮的齿面进行微织构处理，形成凹坑提高齿轮工作面的宏观储油能力进而提高其自润滑性能，再对重载齿轮的齿面进行碳氮共渗、淬火和回火热处理，生成热处理强化层提高了齿轮的表面硬度，并为下一步气相沉积镀制梯度硬质减摩涂层提供良好的基体支撑，避免软基体、硬涂层的“蛋壳效应”，使梯度硬质减摩涂层和齿轮的齿面间具有良好的结合性能，梯度硬质减摩涂层进一步提高齿轮的齿面硬度、接触疲劳性能和自润滑性能。实施例结果表明，本发明提供的制备方法制备得到的航空重载齿轮组在接触应力1120MPa，转速1128rpm，弯曲应力极限462MPa的试验条件下的接触疲劳性能提升了1～2倍；干摩擦系数在0.2以下，与仅经碳氮共渗、淬火、回火热处理的齿轮相比大幅下降，基本达到油润滑的0.1。
附图说明
图1为本发明提供的航空重载齿轮示结构意图(1表示行星齿轮，2表示太阳齿轮，3表示抗接触疲劳复合层)；
图2为本发明提供的航空重载齿轮中抗接触疲劳复合层组成示意图(4表示齿轮基体，5表示激光微织构层，6表示热处理强化层，7表示梯度硬质减摩涂层)；
图3为航空重载齿轮在不同处理后的表面形貌图；
图4为实施例1制备的航空重载齿轮在干摩擦条件下和滴油并擦拭后的条件下的摩擦系数对比图。
具体实施方式
本发明提供了一种航空重载齿轮的制备方法，包括以下步骤：
对重载齿轮基体的齿面进行激光微织构处理，在所述齿面形成激光微织构层，得到微织构重载齿轮；
对所述微织构重载齿轮的表面依次进行碳氮共渗、淬火和回火，形成渗透强化层，得到强化重载齿轮；
对所述强化重载齿轮进行等离子清洗后，进行气相沉积，在所述渗透强化层上形成梯度硬质减摩涂层，得到航空重载齿轮；所述梯度硬质减摩层包括沉积在所述渗透强化层上的Cr层、沉积在所述Cr层上的CrN层、沉积在所述CrN层上的CrWCN层和沉积在所述CrWCN层上的WC-DLC层；
所述气相沉积包括以下步骤：
在氩气气氛中，采用铬靶进行第一气相沉积，在所述渗透强化层上形成Cr层；
在氮气气氛中，采用铬靶进行第二气相沉积，在所述Cr层上形成CrN层；
在氮气和甲烷气氛中，采用铬靶和钨靶进行第三气相沉积，在所述CrN层上形成CrWCN层；
在氩气和甲烷气氛中，采用钨靶进行第四气相沉积，在所述CrWCN层上形成WC-DLC层。
如无特殊说明，本发明对所用制备原料的来源没有特殊要求，采用本领域技术人员所熟知的市售商品即可。
本发明对重载齿轮基体的齿面进行激光微织构处理，在所述齿面形成激光微织构层，得到微织构重载齿轮。
本发明对所述重载齿轮的外径、模数没有特殊限定，采用本领域熟知的外径和模数即可。
在进行激光微织构处理前，本发明优选对所述重载齿轮进行清洗。在本发明中，所述清洗的方式优选为工业超声波清洗线。在本发明中，所述工业超声波清洗线的具体工艺参数如表1所示。
表1工业超声波清洗线的具体工艺参数
Figure BDA0003258842800000051
本发明优选按照表1中1～8的顺序对重载齿轮进行清洗。
本发明通过清洗去除重载齿轮表面的油污，获得干净的金属表面，用于后续处理的进行。
完成清洗后，本发明对重载齿轮基体的齿面进行激光微织构处理，在所述齿面形成激光微织构层，得到微织构重载齿轮。
在本发明中，所述激光微织构处理的设备优选为皮秒激光器；所述激光微织构处理的脉宽优选为1～10ps，更优选为5～10ps；所述激光微织构处理的频率优选为100～500kHz，更优选为150～450kHz；所述激光微织构处理的功率优选为10～13W，更优选为11～12W；所述激光微织构处理的脉冲个数优选为12～18，更优选为13～17。
在本发明中，所述激光微织构层的微凹坑织构的直径优选为30～50μm，深度优选为6～10μm，间隔优选为2倍微凹坑直径。
本发明对重载齿轮的齿面进行激光微织构处理在齿面形成凹坑，可以提高齿轮齿面的储油能力，以提高重载齿轮的自润滑性能。
得到微织构重载齿轮后，本发明对所述微织构重载齿轮的表面依次进行碳氮共渗、淬火和回火，形成渗透强化层，得到强化重载齿轮。
在本发明中，所述碳氮共渗的渗剂优选为甲醇、丙酮、氨气混合渗剂，所述碳氮共渗的温度优选为900～950℃，更优选为910～940℃；所述碳氮共渗的保温时间为4～6h，更优选为5～6h；所述淬火的温度为800～850℃，更优选为810～840℃；所述淬火的保温时间为80～120min，更优选为90～120min；所述回火的温度为150±5℃，所述回火的保温时间250～300min，更优选为250～280min。本发明对所述甲醇、丙酮、氨气混合渗剂的用量及各组分的比例没有特殊限定，采用本领域熟知的用量和配比即可。
本发明通过对齿轮进行碳氮共渗，使碳原子和氮原子渗入齿轮表面，与齿轮中的金属元素形成碳氮化合物，再通过淬火和回火生成热强化层，可以提高齿轮的硬度，进而提高其接触疲劳性能，还可以为下一步气相沉积镀制梯度硬质减摩涂层提供良好的基体支撑，避免软基体、硬涂层的“蛋壳效应”，使梯度硬质减摩涂层和齿轮的齿面间具有良好的结合性能。
得到强化重载齿轮后，本发明对所述强化重载齿轮进行等离子清洗后，进行气相沉积，在所述渗透强化层上形成梯度硬质减摩涂层，得到航空重载齿轮。
得到强化重载齿轮后，本发明对所述强化重载齿轮进行等离子清洗。
在本发明中，所述等离子体清洗优选在氩气气氛中进行。本发明优选对真空室进行抽真空，当真空室气压达到2×10-3Pa后，通入氩气，进行等离子清洗。
在本发明中，所述等离子体清洗的压强优选为1.5～3.0Pa，更优选为2.0～2.5Pa，所述等离子体清洗的温度优选为100±5℃，所述等离子体清洗的基体偏压优选为-800～-500V，所述等离子体清洗的离子源功率优选为1.0～2.0kW，更优选为1.5～2.0kW，所述等离子体清洗的时间优选为30～60min，更优选为40～60min。
本发明采用等离子清洗去除重载齿轮的齿面氧化层，有利于提高后续涂层与重载齿轮基体的结合性能。
等离子清洗后，本发明进行气相沉积，在所述渗透强化层上形成梯度硬质减摩涂层，得到航空重载齿轮。
在本发明中，所述梯度硬质减摩层包括沉积在所述渗透强化层上的Cr层、沉积在所述Cr层上的CrN层、沉积在所述CrN层上的CrWCN层和沉积在所述CrWCN层上的WC-DLC层。
在本发明中，所述气相沉积的温度优选为100±5℃。
在本发明中，所述气相沉积包括以下步骤：
本发明在氩气气氛中采用铬靶进行第一气相沉积，在所述渗透强化层上形成Cr层。
在本发明中，所述第一气相沉积的压强优选为0.1～3.0Pa，更优选为0.5～2.5Pa；所述第一气相沉积的氩气流量优选为100～300sccm，更优选为150～250sccm；所述第一气相沉积的铬靶电流优选为10～15A，更优选为10～13A；所述第一气相沉积的偏压优选为-120～-100V，更优选为-120～-110V；所述第一气相沉积的离子源功率优选为1.2～2kW，更优选为1.2～1.5kW；所述第一气相沉积的时间优选为10～300min，更优选为10～100min。
得到Cr层后，本发明在氮气气氛中采用铬靶进行第二气相沉积，在所述Cr层上形成CrN层。
在本发明中，所述第二气相沉积的压强优选为0.3～0.5Pa，更优选为0.3～0.4Pa；所述第二气相沉积的氮气流量优选为20～50sccm；所述第二气相沉积的铬靶电流优选为6～8A，更优选为6～7A；所述第二气相沉积的偏压优选为-80～-60V，更优选为-80～-70V；所述第二气相沉积的离子源功率优选为1.2～1.5kW；所述第二气相沉积的时间优选为10～300min，更优选为10～100min。
在本发明中，所述第二气相沉积的氮气流量、离子源功率优选在所述第二气相沉积的时间内匀速递增或递减。
得到CrN层后，本发明在氮气和甲烷气氛中采用铬靶和钨靶进行第三气相沉积，在所述CrN层上形成CrWCN层。
在本发明中，所述第三气相沉积的压强优选为0.1～3.0Pa，更优选为0.3～0.5Pa；所述第三气相沉积的氮气流量优选为50～0sccm；所述第三气相沉积的甲烷流量优选为30～80sccm；，所述第三气相沉积的铬靶电流优选为15～4A；所述第三气相沉积的钨靶电流优选为5～10A；所述第二气相沉积的偏压优选为-100～-80V；所述第三气相沉积的离子源功率优选为1.5～2kW；所述第三气相沉积的时间优选为10～300min，更优选为50～100min。
在本发明中，所述第三气相沉积的氮气流量、甲烷流量、铬靶电流、钨靶电流和离子源功率优选在所述第三气相沉积的时间内匀速递增或递减。
得到CrWCN层后，本发明在氩气和甲烷气氛中采用钨靶进行第四气相沉积，在所述CrWCN层上形成WC-DLC层。
在本发明中，所述第四气相沉积的压强优选为0.1～3.0Pa，更优选为0.3～1.0Pa；所述第四气相沉积的氩气流量优选为100～300sccm，更优选为100～200sccm；所述第四气相沉积的甲烷流量优选为80～120sccm；所述第四气相沉积的钨靶电流优选为10～4A；所述第四气相沉积的偏压优选为-80～-50V；所述第四气相沉积的离子源功率优选为1.2～2kW，更优选为1.5～2kW；所述第四气相沉积的时间优选为180～300min，更优选为200～280min。
在本发明中，所述第四气相沉积的甲烷流量、钨靶电流和偏压优选在所述第四气相沉积的时间匀速递增或递减。
本发明还提供了上述技术方案所述制备方法制备得到的航空重载齿轮，所述航空重载齿轮包括齿轮基体、在所述齿轮基体齿面形成的激光微织构层、渗透于所述齿轮基体表面的渗透强化层和梯度硬质减摩涂层；所述梯度硬质减摩涂层包括依次层叠于所述渗透强化层上的Cr层、CrN层、CrWCN层和WC-DLC层。
本发明提供的航空重载齿轮示结构意图如图1所示，其中1表示行星齿轮，2表示太阳齿轮，3表示抗接触疲劳复合层。本发明提供的航空重载齿轮中抗接触疲劳复合层组成示意图如图2所示，其中4表示齿轮基体，5表示激光微织构层，6表示热处理强化层，7表示Cr/CrN/(Cr-W)CN/WC-DLC梯度硬质减摩涂层。
由图2可知，在齿轮基体表面构造激光微织构层，产生凹坑，提高齿面的储油能力，再对齿面进行热处理，形成热处理强化层，提高齿轮基体的硬度、接触疲劳性能和涂层与齿轮基体的结合性能，最后在齿轮表面镀制梯度硬质减摩涂层，提高了齿轮的齿面硬度、接触疲劳性能和自润滑性能。
下面将结合本发明中的实施例，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述。
实施例1
将行星齿轮(9310钢，外径为82.43mm，模数4.5)和太阳齿轮(9310钢，外径为118.36mm，模数4.5)放入去离子水和水基清洗剂中进行超声波清洗，具体工艺参数见表2，得到清洗后的齿轮；
采用皮秒激光器对清洗后的齿轮进行微织构处理，激光器加工参数设为脉宽为10ps，频率为405.5kHz，激光功率为11W，脉冲个数为15，得到带有齿面微凹坑织构参数为直径45μm，深度为10μm，间隔为2倍微凹坑直径的激光微织构层；
对带有上述激光微织构层的齿轮进行热处理，碳氮共渗加热的条件为：通入甲醇、丙酮、氨气混合渗剂进行碳氮共渗，共渗温度为925℃，保温时间6h，淬火处理温度815℃，保温时间120min；回火温度150℃，保温时间250min，得到热处理强化层；
对带有上述热处理强化层的齿轮进行高能等离子体清洗，其清洗工艺为在加热状态下当真空室气压达到2×10-3Pa后，通入氩气200sccm，真空室气压2.0Pa，加热温度100℃，离子源功率2.0kW，基体偏压由-800V逐渐降到-500V，时间60min，得到高能等离子体清洗后的齿轮；
对高能等离子体清洗后的齿轮进行气相沉积，具体的工艺参数为：真空室气压1.0Pa，氩气流量200sccm，铬靶电流10A，偏压-120V，离子源功率由1.2kW，沉积时间30min，得到Cr层；真空室气压0.3Pa，氮气流量从20sccm逐渐增大至50sccm，铬靶电流6A，偏压-80V，离子源功率由1.2kW逐渐增加到1.5kW，沉积时间60min，得到CrN层；真空室气压0.3～0.5Pa，氮气流量从50sccm逐渐下降至0，甲烷气体流量从30sccm逐渐增大至80sccm，铬靶电流15A逐渐降到4A，钨靶电流由5A逐渐提高到10A，偏压由-100V逐渐降到-80V，离子源功率由1.5kW逐渐增加到2kW，沉积时间60min，得到CrWCN层；真空室气压0.4Pa，氩气流量150sccm，甲烷气体流量从80sccm逐渐增大至120sccm，钨靶电流从10A逐渐减小至4A，偏压从-80V逐渐减小至-50V，离子源功率2kW，沉积时间240min，得到WC-DLC层；通过上述4重沉积过程得到气相沉积梯度硬质减摩涂层；
表2工业超声波清洗线的具体工艺参数
Figure BDA0003258842800000101
对比例1
与实施例1的区别在于齿轮表面仅进行碳氮共渗、淬火、回火热处理，未进行微织构处理和气相沉积，其与内容与实施例1一致。
性能测试：
(1)接触疲劳测试：对实施例1制备得到的航空重载齿轮和对比例1中的齿轮在转速1440rpm，加载8级(1232MPa)，油温80℃的条件下进行接触疲劳测试。
测试结果表明，实施例1的航空重载齿轮较对比例1仅经碳氮共渗、淬火、回火热处理的齿轮接触疲劳性能提高1.2倍。
(2)自润滑性能测试：
采用MS-T3000型摩擦磨损试验机，以
Figure BDA0003258842800000111
的Si3N4球为对磨材料，设定摩擦线速度为0.2m/s，行程为1000m，加载力2N，试验在室温环境下对实施例1制备得到的航空重载齿轮和对比例1中的齿轮进行自润滑性能测试。测试结果表明，实施例1的航空重载齿轮的干摩擦系数在0.2以下，对比例1仅经碳氮共渗、淬火、回火热处理的齿轮的干摩擦系数为0.8，实施例1的航空重载齿轮的干摩擦系数较对比例1仅经碳氮共渗、淬火、回火热处理的齿轮的干摩擦系数大幅下降，基本达到油润滑的0.1。
(3)储油能力测试：在实施例1制备得到的航空重载齿轮和对比例1仅经碳氮共渗、淬火、回火热处理的齿轮的表面各滴一滴油后将油从表面擦去，并用显微镜观察齿轮的表面，其结果如图3所示。
由图3可知，在对比例1仅经碳氮共渗、淬火、回火热处理的齿轮没有油残留，而在实施例1制备得到的航空重载齿轮表面还残留油。而且在滴油处理前后，对比例1仅经碳氮共渗、淬火、回火热处理的齿轮的表面的干摩擦结果没变，实施例1制备得到的航空重载齿轮表面的干摩擦系数降从0.2降为0.1，与油润滑试验一致。
图4为实施例1制备得到的航空重载齿轮在干摩擦和滴油摩擦后的摩擦系数对比图。由图4可知，测试结果表明，实施例1的航空重载齿轮的干摩擦系数在0.2以下，较只做渗氮处理试样干摩擦系数(0.8)大幅下降，基本达到油润滑的0.1。
尽管上述实施例对本发明做出了详尽的描述，但它仅仅是本发明一部分实施例而不是全部实施例，人们还可以根据本实施例在不经创造性前提下获得其他实施例，这些实施例都属于本发明保护范围。

Claims (10)

1.一种航空重载齿轮的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
对重载齿轮基体的齿面进行激光微织构处理，在所述齿面形成激光微织构层，得到微织构重载齿轮；
对所述微织构重载齿轮的表面依次进行碳氮共渗、淬火和回火，形成渗透强化层，得到强化重载齿轮；
对所述强化重载齿轮进行等离子清洗后，进行气相沉积，在所述渗透强化层上形成梯度硬质减摩涂层，得到航空重载齿轮；所述梯度硬质减摩层包括沉积在所述渗透强化层上的Cr层、沉积在所述Cr层上的CrN层、沉积在所述CrN层上的CrWCN层和沉积在所述CrWCN层上的WC-DLC层；
所述气相沉积包括以下步骤：
在氩气气氛中，采用铬靶进行第一气相沉积，在所述渗透强化层上形成Cr层；
在氮气气氛中，采用铬靶进行第二气相沉积，在所述Cr层上形成CrN层；
在氮气和甲烷气氛中，采用铬靶和钨靶进行第三气相沉积，在所述CrN层上形成CrWCN层；
在氩气和甲烷气氛中，采用钨靶进行第四气相沉积，在所述CrWCN层上形成WC-DLC层。
2.根据权利要求1所述的制备方法，其特征在于，所述激光微织构处理的的脉宽为1～10ps，频率为100～500kHz，功率为10～13W，脉冲个数为12～18；所述激光微织构层的微凹坑织构的直径为30～50μm，深度为6～10μm，间隔为2倍微凹坑直径。
3.根据权利要求1所述的制备方法，其特征在于，所述碳氮共渗的渗剂包括甲醇、丙酮和氨气，所述碳氮共渗的温度为900～950℃，所述碳氮共渗的保温时间为4～6h；
所述淬火的温度为800～850℃，所述淬火的保温时间为80～120min；
所述回火的温度为150±5℃，所述回火的保温时间250～300min。
4.根据权利要求1所述的制备方法，其特征在于，所述等离子体清洗在氩气气氛中进行；所述等离子体清洗的压强为1.5～3.0Pa，所述等离子体清洗的温度为100±5℃，所述等离子体清洗的基体偏压为-800～-500V，所述等离子体清洗的离子源功率1.0～2.0kW，所述等离子体清洗的时间30～60min。
5.根据权利要求1所述的制备方法，其特征在于，所述气相沉积的温度的温度为100±5℃。
6.根据权利要求1所述的制备方法，其特征在于，所述第一气相沉积的压强为0.1～3.0Pa；所述第一气相沉积的氩气流量为100～300sccm；所述第一气相沉积的铬靶电流为10～15A；所述第一气相沉积的偏压为-120～-100V；所述第一气相沉积的离子源功率为1.2～2kW；所述第一气相沉积的时间为10～300min。
7.根据权利要求1所述的制备方法，其特征在于，所述第二气相沉积的压强为0.3～0.5Pa；所述第二气相沉积的氮气流量为20～50sccm；所述第二气相沉积的铬靶电流为6～8A；所述第二气相沉积的偏压为-80～-60V；所述第二气相沉积的离子源功率为1.2～1.5kW；所述第二气相沉积的时间为10～300min。
8.根据权利要求1所述的制备方法，其特征在于，所述第三气相沉积的压强为0.1～3.0Pa；所述第三气相沉积的氮气流量为50～0sccm；所述第三气相沉积的甲烷流量为30～80sccm；所述第三气相沉积的铬靶电流为15～4A；所述第三气相沉积的钨靶电流为5～10A；所述第二气相沉积的偏压为-100～-80V；所述第三气相沉积的离子源功率为1.5～2kW；所述第三气相沉积的时间为10～300min。
9.根据权利要求1所述的制备方法，其特征在于，所述第四气相沉积的压强为0.1～3.0Pa；所述第四气相沉积的氩气流量为100～300sccm；所述第四气相沉积的甲烷流量为80～120sccm；所述第四气相沉积的钨靶电流为10～4A；所述第四气相沉积的偏压为-80～-50V；所述第四气相沉积的离子源功率为1.2～2kW；所述第四气相沉积的时间为180～300min。
10.权利要求1～9任一项所述制备方法制备得到的航空重载齿轮，包括齿轮基体、在所述齿轮基体的齿面形成的激光微织构层、渗透于所述齿轮基体表面的渗透强化层和梯度硬质减摩涂层；所述梯度硬质减摩涂层包括依次沉积于所述渗透强化层上的Cr层、CrN层、CrWCN层和WC-DLC层。
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