СПОСОБ ИЗНОСОУСТОЙЧИВОГО УПРОЧНЕНИЯ И КОНСТРУКЦИЯ СКОЛЬЖЕНИЯ
PROCEDURE FOR WEAR RESISTANT STRENGTHENING AND SLIDING STRUCTURE

Область техники
Настоящее изобретение относится к способу износоустойчивого упрочнения и конструкции скольжения.
Уровень техники
Разнообразные типы авиационных исполнительных механизмов снабжены простой конструкцией скольжения. Авиационный исполнительный механизм скользит на подшипнике в цилиндрическом корпусе и содержит поршень, соединенный со штоком поршня (приводным валом). Авиационный исполнительный механизм характеризуется тем, что для приведения исполнительного механизма в действие часто используют скорее авиационное топливо, нежели применяют гидравлическую жидкость на масляной основе, имеющую узкоспециализированные смазочные характеристики. Поскольку вес самолета должен быть уменьшен настолько, насколько это возможно, исполнительный механизм зачастую приводят в действие скорее с использованием жидкого топлива, которое всегда имеется в самолете, нежели предусматривают в самолете специальное рабочее смазочное масло. Таким образом, поскольку авиационный исполнительный механизм приводят в действие с использованием авиационного топлива, которое имеет худшие смазочные характеристики по сравнению со смазочным маслом, поверхность скольжения в исполнительном механизме проявляет тенденцию к износу по сравнению с общепринятым исполнительным механизмом, действующим при использовании смазочного масла.
Для разрешения проблем, связанных с вышеуказанной износоустойчивостью, поверхности скольжения обычного авиационного исполнительного механизма плакируют с нанесением хромового (Cr) металлического покрытия или путем неэлектролитического плакирования никелем (Ni), или же пленку из WC-Co (карбида вольфрама - кобальта) формируют на поверхности скольжения с помощью высокоскоростного газопламенного напыления. Были предприняты попытки применения способов формирования пленки для образования твердых тонких пленок, таких как нитрид хрома (CrN) или алмазоподобный углерод (DLC), с использованием химического осаждения из паровой фазы (CVD) или физического осаждения из паровой фазы (PVD).
Хотя авторы настоящего изобретения и провели обзор предшествующего уровня техники, имеющего отношение к характеристикам износоустойчивости авиационных исполнительных механизмов, подходящего решения найдено не было. Приведенные ниже Патентные Документы 1-3 представлены в качестве прототипов, касающихся характеристик износоустойчивости механических компонентов, которые отличаются от авиационных исполнительных механизмов.
Патентный Документ 1 - заявка на патент Японии №3-51576; Патентный Документ 2 - патент Японии №3454232; Патентный Документ 3 - заявка на патент Японии №2001-289330.
Проблема, на решение которой направлено изобретение
Однако, поскольку способы плакирования с нанесением хромового (Cr) металлического покрытия или путем неэлектролитического плакирования никелем (Ni) требуют проведения чистовой обработки плакированной поверхности, это обусловливает плохую технологичность, высокую стоимость, и характеристики износоустойчивости также являются худшими, чем при напылении. Поскольку способ формирования пленки из WC-Co с использованием высокоскоростного газопламенного напыления требует напыления WC-Co на внутреннюю периферийную поверхность корпуса и проведения чистовой обработки поверхности пленки, это ведет к плохой технологичности и высоким затратам. Способ получения твердой пленки с использованием химического осаждения из паровой фазы (CVD) или тому подобного непригоден для формирования стабильной твердой поверхностной пленки и обусловливает неравномерность свойств износоустойчивости.
Настоящее изобретение создано с учетом вышеперечисленных проблем и направлено на создание способа износоустойчивого упрочнения и конструкции скольжения, имеющей улучшенную технологичность пленки, чтобы обеспечить характеристики износоустойчивости и малую неравномерность свойств износоустойчивости.
Средства решения проблемы
Для решения вышеуказанной задачи настоящему изобретению далее придана соответствующая конфигурация.
Согласно первому аспекту способа настоящего изобретения создан способ износоустойчивого упрочнения для конструкции скольжения, включающей, по меньшей мере, пару компонентов в скользящем взаимодействии и уплотняющий элемент на поверхности скольжения первого компонента. На поверхности скольжения второго компонента предусмотрена износоустойчивая металлоплакированная пленка, сформированная из металла, имеющего заданную реакционную способность по отношению к материалу уплотняющего элемента.
Далее, согласно второму аспекту способа настоящего изобретения создан способ износоустойчивого упрочнения, при котором уплотняющий элемент формируют из фторсодержащего полимера, а второй компонент формируют из алюминия. Плакированную пленку, образованную неэлектролитическим нанесением Ni-P-B (никеля - фосфора - бора), формируют в качестве плакированной пленочной подложки на поверхности второго компонента. Плакированную пленку, образованную из родия (Rh), формируют в качестве износоустойчивой металлоплакированной пленки поверх плакированной пленочной подложки.
Согласно третьему аспекту способа настоящего изобретения создан способ, при котором конструкция скольжения износоустойчивого упрочнения представляет собой исполнительный механизм, в котором второй компонент представляет собой пустотелый корпус, а первый компонент представляет собой поршень, соединенный со штоком поршня и свободно скользящий в корпусе. Поршень может смещаться вследствие разности давлений рабочего масла, нагнетаемого в две камеры корпуса, разделенные поршнем.
Кроме того, согласно первому аспекту конструкции настоящего изобретения создана конструкция скольжения, включающая, по меньшей мере, пару компонентов в скользящем взаимодействии и уплотняющий элемент на поверхности скольжения первого компонента. Износоустойчивую металлоплакированную пленку, образованную из металла, имеющего заданную реакционную способность по отношению к материалу, составляющему уплотняющий элемент, формируют на поверхности скольжения второго компонента.
Согласно второму аспекту конструкции по настоящему изобретению создана конструкция скольжения, в которой уплотняющий элемент сформирован из фторсодержащего полимера, а второй компонент сформирован из алюминия. Плакированную пленку, образованную неэлектролитическим нанесением Ni-P-B (никеля фосфора - бора), формируют в качестве плакированной пленочной подложки на поверхности второго компонента, и плакированную пленку, образованную из родия (Rh), формируют в качестве износоустойчивой металлоплакированной пленки на плакированной пленочной подложке.
Согласно третьему аспекту конструкции по настоящему изобретению создана конструкция скольжения, в которой второй компонент представляет собой пустотелый корпус, а первый компонент представляет собой поршень, соединенный со штоком поршня и свободно скользящий в корпусе. Поршень может смещаться вследствие разности давлений рабочего масла, нагнетаемого в две камеры корпуса, разделенные поршнем.
Технические эффекты изобретения
Согласно настоящему изобретению на поверхность скольжения второго компонента наносят материал уплотняющего элемента и износоустойчивую металлоплакированную пленку, сформированную из металла, имеющего заданную реакционную способность. В результате этого настоящее изобретение отличается от общепринятой пленки, сформированной с использованием высокоскоростного газопламенного напыления WC-Co, или формирования твердой тонкой пленки, такой как алмазоподобный углерод (DLC), с использованием химического осаждения из паровой фазы (CVD) или тому подобного. Соответственно, технологичность пленки в плане придания характеристик износоустойчивости улучшается, и возможно снижение неравномерности свойств износоустойчивости.
Краткое описание чертежей
Фиг.1 - вид в разрезе, показывающий авиационный исполнительный механизм А (конструкция скольжения) согласно варианту осуществления настоящего изобретения;
Фиг.2 - увеличенный вид в разрезе, показывающий основные части авиационного исполнительного механизма А согласно варианту осуществления настоящего изобретения;
Фиг.3 - внешний вид испытательного образца согласно варианту осуществления настоящего изобретения;
Фиг.4 - схематический вид испытательного устройства согласно варианту осуществления настоящего изобретения;
Фиг.5 - график, показывающий результаты испытаний (сравнение со степенью износа еще одного компонента) согласно варианту осуществления настоящего изобретения;
Фиг.6 - график, показывающий результаты испытаний (взаимосвязь между степенью износа и шероховатостью поверхности) согласно варианту осуществления настоящего изобретения.
Перечень ссылочных позиций
Ссылочной позицией А обозначен авиационный исполнительный механизм; 1 - корпус (компонент); 1а - подшипник; 1b - уплотняющий элемент; 1с - основной элемент; 1d - пленка, полученная цинкатной обработкой; 1е - пленка из Ni-P-B, полученная неэлектролитическим плакированием; 1f - плакированная пленка из родия (Rh) (износоустойчивая металлоплакированная пленка); 2 - поршень (компонент); 2а - подшипник; 2b - уплотняющий элемент; и 3 - шток поршня.
Наилучший способ осуществления изобретения
Вариант осуществления настоящего изобретения описан подробно со ссылкой на прилагаемые чертежи.
Фиг.1 представляет собой вид в разрезе, показывающий авиационный исполнительный механизм А (конструкция скольжения) согласно варианту осуществления настоящего изобретения.
Дискообразный поршень 2 (компонент) и стержневидный шток 3 поршня (приводной вал) в авиационном исполнительном механизме А заключены в пустотелом цилиндрическом корпусе 1 (компонент) во взаимосвязанном состоянии. Рабочее масло вводят из внешней секции в две камеры K1, K2 в корпусе 1, разделенные поршнем 2. Поршень 2 и шток 3 поршня могут быть смещены влево и вправо в плоскости чертежа на странице в результате разности давлений рабочего масла. Корпус 1 изготовлен из алюминиевого сплава, и поршень 2 и шток 3 поршня изготовлены из нержавеющей стали в качестве компонента, сформированного в виде цельной детали.
В корпусе 1 на поверхности скольжения (цилиндрической поверхности) в сопряжении со штоком 3 поршня предусмотрены подшипник 1а и уплотняющий элемент 1b. В поршне 2 на поверхности скольжения (цилиндрической поверхности) в сопряжении с корпусом 1 предусмотрены подшипник 2а и уплотняющий элемент 2b. Подшипники 1а, 2а поддерживают поршень 2 и шток 3 поршня и снижают фрикционное сопротивление, и изготовлены из полимера. Уплотняющие элементы 1b, 2b предотвращают утечку рабочего масла и изготовлены из фторсодержащего полимера.
В авиационном исполнительном механизме А, скомпонованном вышеуказанным образом, в качестве рабочего масла используют авиационное топливо (жидкое топливо).
В этом типе авиационного исполнительного механизма А подшипник 1а и уплотняющий элемент 1b корпуса 1 скользят по поверхности S1 скольжения (цилиндрической наружной поверхности) штока 3 поршня. Подшипник 2а и уплотняющий элемент 2b поршня 2 скользят по поверхности S2 скольжения (внутренней цилиндрической периферийной поверхности) корпуса 1.
Фиг.2 представляет увеличенный вид в разрезе поверхности S2 скольжения. Как показано на Фиг.2, поверхность S2 скольжения на корпусе 1 имеет структуру, в которой полученная цинкатной обработкой пленка 1d, имеющая толщину 0,5 мкм, пленка 1е из Ni-Р-В (никеля - фосфора - бора), образованная неэлектролитическим плакированием, имеющая толщину 5,0 мкм (плакированная пленочная подложка), и плакированная пленка 1f из родия (Rh), имеющая толщину 0,1 мкм (чистовая плакированная пленка), нанесены в виде многослойного покрытия в последовательности, считая от поверхности основного элемента 1с, сформированного из алюминиевого сплава. На поверхности S1 скольжения штока 3 поршня сформирована только родиевая (Rh) плакированная пленка 1f на основном элементе, изготовленном из нержавеющей стали.
Пленка 1е из Ni-P-B, образованная неэлектролитическим плакированием, представляет собой плакированную пленку для упрочнения основного элемента 1с, сформированного из алюминиевого сплава. Далее, родиевая (Rh) плакированная пленка 1f в данном варианте осуществления соответствует износоустойчивой металлоплакированной пленке и представляет собой плакированную пленку, сформированную из родия (Rh), выбранного в качестве металла, который имеет заданную реакционную способность по отношению к уплотняющему элементу (фторсодержащему полимеру).
Полученная цинкатной обработкой пленка 1d сформирована с использованием цинкатного процесса, который удаляет оксидную пленку или тому подобную с поверхности основного элемента 1с и известен в области технологии способов плакирования.
Авиационный исполнительный механизм А, скомпонованный вышеописанным образом, позволяет смещать поршень 2 введением рабочего масла из внешнего источника в пространство, сформированное корпусом 1 и поршнем 2. В результате, поверхность S2 скольжения корпуса 1, на которой образована износоустойчивая упрочняющая пленка, скользит по подшипнику 2а и уплотняющему элементу 2b, между которыми располагается рабочее масло.
Однако, поскольку в авиационном исполнительном механизме А в качестве рабочего масла используют авиационное топливо, смазочные свойства на поверхности скольжения являются худшими по сравнению с применением специального смазочного масла в качестве рабочего масла. Родиевая (Rh) плакированная пленка 1f предусмотрена в авиационном исполнительном механизме А для улучшения характеристик износоустойчивости в отношении уплотняющего элемента 2b.
В общем, когда фторсодержащий полимер подвергается трению в контакте с твердым материалом, таким как металл, на сопряженной фрикционной поверхности образуется пограничный слой в виде переходной пленки, имеющий ленточную структуру. Поскольку переходная пленка имеет превосходные смазочные свойства, получается эффект снижения коэффициента трения. Однако переходная пленка склонна к отслаиванию от фрикционной поверхности, и, как представляется, повторение циклов отслаивания и формирования имеет результатом износ фторсодержащего полимера.
В данном варианте осуществления, когда уплотняющий элемент 2b (фторсодержащий полимер) скользит по поверхности S2 скольжения корпуса 1, поскольку родий (Rh) имеет заданную реакционную способность по отношению к фториду (F), на поверхности родиевой (Rh) плакированной пленки 1f образуется фторидное соединение (устойчивая к отслаиванию переходная пленка), и тем самым обеспечиваются свойства износоустойчивости в отношении уплотняющего элемента 2b.
Экспериментальные результаты, касающиеся характеристик износоустойчивости родиевой (Rh) плакированной пленки 1f авиационного исполнительного механизма А, более подробно разъясняются далее.
Фиг.3 представляет внешний вид экспериментального образца, а фиг.4 представляет схематический вид испытательного устройства. Экспериментальный образец сформирован из облицовочной пластины L1 (эквивалентной корпусу), снабженной многослойной пленкой F, эквивалентной родиевой (Rh) плакированной пленке 1f, на одной поверхности пластины из алюминиевого сплава, и уплотнительный блок L2 оснащен уплотняющим элементом N, эквивалентным уплотняющему элементу 2b, на одной поверхности блока из нержавеющей стали. Облицовочная пластина L1 и уплотнительный блок L2 имеют размеры, показанные на чертежах.
В испытательном устройстве облицовочную пластину L1 закрепляют в донной части скользящей направляющей Т так, что многослойная пленка F составляет верхнюю поверхность, и уплотнительный блок L2 размещают так, что уплотняющий элемент N примыкает с заданной нагрузкой к облицовочной пластине L1. Испытательное масло U, эквивалентное авиационному топливу (рабочему маслу), используют для заполнения скользящей направляющей Т. Облицовочную пластину L1 и уплотнительный блок L2 приводят в скользящее сопряжение с возвратно-поступательным движением скользящей направляющей Т в горизонтальном направлении с помощью двигателя М. В испытательном устройстве все оборудование, за исключением приводного устройства, включающего двигатель М, содержат в камере С. Как показано на чертеже, в камере С создают атмосферу газообразного азота (газообразный N2).
Фиг.5 представляет график, показывающий результаты испытания (сравнение со степенью износа еще одного компонента) с использованием вышеописанного испытательного образца и испытательного устройства. Степень износа выражают как относительную степень износа, когда значение средней степени износа родиевого металлического покрытия принимают за единицу. Как показано на фиг.5, применение испытательного устройства демонстрирует, что среднее значение степени износа уплотняющего элемента N, полученное скольжением многочисленных скользящих образцов (самый левый столбец в графике), составляет не более 1/3 от степени износа испытательного образца, снабженного еще одной пленкой (пленка, полученная высокоскоростным газопламенным напылением (HVOF), плакированная пленка из Ni-P-B или твердая хромовая (Cr) плакированная пленка). Таким образом, можно считать подтвержденным, что родиевая (Rh) плакированная пленка 1f авиационного исполнительного механизма А придает превосходные свойства износоустойчивости поверхности скольжения на корпусе 1.
Фиг.6 показывает график, иллюстрирующий результаты испытания (взаимосвязь между степенью износа и шероховатостью поверхности). Степень износа выражают как относительную степень износа, когда значение средней степени износа родиевого металлического покрытия принимают за единицу. Как показано на фиг.6, испытательный образец (показанный квадратными значками) имеет более высокую шероховатость поверхности, чем испытательные образцы (показанные треугольными значками), которые имеют плакированную пленку из Ni-P-B, в дополнение к чистовой отделке полированием. Однако степень износа испытательного образца является равной или меньшей, чем степень износа испытательного образца, имеющего плакированную пленку из Ni-P-B. Таким образом, этим может быть подтверждено, что родиевая (Rh) плакированная пленка 1f авиационного исполнительного механизма А не осуществлена вследствие шероховатости поверхности.
Настоящее изобретение не ограничивается вышеприведенными вариантами осуществления и, например, может включать модифицированные примеры, как описано далее.
(1) В вышеприведенном варианте осуществления настоящее изобретение применимо к авиационному исполнительному механизму А. Однако настоящее изобретение может быть использовано для соответствующих конструкций скольжения, отличных от авиационного исполнительного механизма А.
(2) В вышеприведенном варианте осуществления пленка 1е из Ni-P-B, полученная неэлектролитическим плакированием, принята как упрочняющая металлическая пленка, и родиевая (Rh) плакированная пленка 1f принята как износоустойчивая металлоплакированная пленка. Однако настоящее изобретение этим не ограничивается. Пленка или поверхностная обработка, отличающаяся от Ni-P-B, может быть использована в качестве упрочняющей металлической пленки в такой мере, насколько она имеет прочность, достаточную для упрочнения тонкого элемента, и имеет высокую адгезию к основному элементу и износоустойчивой металлоплакированной пленке. Металл, отличный от родия (Rh), может быть применен в качестве износоустойчивой металлоплакированной пленки в такой мере, насколько таковая сформирована из металла, имеющего заданную реакционную способность по отношению к уплотняющему элементу 2b. Промышленная применимость
Согласно настоящему изобретению поверхность скольжения второго компонента снабжают износоустойчивой металлоплакированной пленкой, сформированной из металла, имеющего заданную реакционную способность по отношению к материалу для уплотняющего элемента. Настоящее изобретение отличается от обычно используемой пленки, сформированной с использованием химического осаждения из паровой фазы (CVD) или тому подобного, для получения твердой тонкой пленки, такой как алмазоподобный углерод (DLC), или с использованием высокоскоростного газопламенного напыления WC-Co. В результате, улучшается технологичность пленки в отношении придания износоустойчивости, причем также можно снизить неравномерность свойств износоустойчивости.