CN101812614A

CN101812614A - 一种制备航空发动机机匣的方法

Info

Publication number: CN101812614A
Application number: CN 201010147312
Authority: CN
Inventors: 王韦琪; 马宝军; 羊玉兰; 杨慧丽; 何书林; 文志刚; 权亚平
Original assignee: BAOJI TITANIUM INDUSTRY Co Ltd
Current assignee: BAOJI TITANIUM INDUSTRY Co Ltd
Priority date: 2010-04-13
Filing date: 2010-04-13
Publication date: 2010-08-25

Abstract

一种制备航空发动机机匣的方法，涉及一种采用近尺寸热成型方法制备航空发动机机匣的工艺过程。其特征在于其制备过程采用重量百分比组成为Al：4.3％-6.0％，Sn：2.0％-3.0％，Fe：0.2％-0.8％，余量为Ti和不可避免的杂质的环型合金坯进行周向旋转变形轧制的。本发明的方法，在合金中增加了合金元素Fe，有效地避免了热加工及冷加工过程开裂，且加工窗口较宽；采用外柱面带有与航空发动机机匣外壁凹型结构相配合的“凸”型结构的型辊和为芯辊进行周向旋转变形轧制，成形的异型环材截面与成品尺寸相近，避免了加工流线被切断，同时减少了机械加工量，节约了昂贵的原材料。

Description

一种制备航空发动机机匣的方法

技术领域

一种制备航空发动机机匣的方法，涉及一种采用近尺寸热成型方法制备航空发动机机匣的工艺过程。

背景技术

航空发动机机匣形状为环形，环件轴向剖面外壁形状通常为“凹”字型。大量该类环件是采用TA7钛合金(名义成分Ti-5Al-2.5Sn)制造的，该合金具有较高的热强性，中等的室温强度，可焊性和耐腐蚀性良好，大量应用制造航空发动机机匣等非转动部件。但合金仍存在热加工及冷加工工艺塑性差，加工过程表面易开裂，加工窗口狭窄等问题，成形困难较大。目前现有生产航空发动机机匣工艺中，绝大多数采用锻造法制备环坯，而后采用锻造法或轧制法将环坯制备为留有一定加工余量的直环坯，退火后，异型环件的内圆、两端面、尤其是“凹”字型外圆均需采用机加工方法成型，即加工工艺流程如下：

该类加工方法存在工序复杂、金属车削损失量大、材料利用率低及生产效率低和生产成本高以及凹槽部位加工流线被切断，使加工件性能受影响等问题。

发明内容

本发明的目的就是针对上述已有技术存在的不足，提供一种能有效避免加工过程表面易开裂，加工窗口狭窄问题，有效提高加工效率和成材率、降低加工成本、有效提高产品质量和性能的制备航空发动机机匣的方法。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的。

一种制备航空发动机机匣的方法，其特征在于其制备过程采用重量百分比组成为Al：4.3％-6.0％，Sn：2.0％-3.0％，Fe：0.2％-0.8％，余量为Ti和不可避免的杂质的环型合金坯进行周向旋转变形轧制的。

本发明的一种制备航空发动机机匣的方法，其特征在于其周向旋转变形轧制过程的工模具的型辊为外柱面带有与航空发动机机匣外壁凹型结构相配合的“凸”型结构、芯辊为直辊。

本发明的一种制备航空发动机机匣的方法，其特征在于其周向旋转变形轧制过程先将环型合金坯加热至相变点以下30～80℃，再进行周向旋转变形轧制。

本发明的一种制备航空发动机机匣的方法，其特征在于一火次将直环坯轧制为异型环，轧制变形率为20％～40％。

由于航空发动机机匣通常采用的TA7合金制备。由于TA7合金为d型钛合金，晶体结构为密排六方，仅有3个滑移系，因此存在变形抗力大，塑性差的不足。本发明的方法，采用的合金，增加了合金元素Fe，使合金具有近d型钛合金的一些特性，即使合金产生一定数量的β相，而β相为体心立方结构，有12个滑移系，利于金属变形，合金的热加工及冷加工工艺塑性均优于TA7，有效地避免了热加工及冷加工过程开裂，且加工窗口较宽，同时成品加工材的塑性优于TA7合金。

本发明的一种制备航空发动机机匣的方法，采用外柱面带有与航空发动机机匣外壁凹型结构相配合的“凸”型结构的型辊和为芯辊进行周向旋转变形轧制，成形的异型环材与成品尺寸相近，外表面只需喷砂即可成为成品表面，避免了加工流线被切断，同时减少了机械加工量，节约了昂贵的原材料；成形后的环材表面质量良好，加工高效率、高成材率、低成本、高质量、性能良好的直接热轧加工Ti-5Al-2.5Sn-0.5Fe钛合金异型环件的近尺寸成型方法，满足航空前机匣用件技术要求。

附图说明

图1为本发明的方法采用的型辊、芯辊和环型合金坯的结构和位置示意图。

具体实施方式

一种制备航空发动机机匣的方法，其制备过程采用重量百分比组成为Al：4.3％-6.0％，Sn：2.0％-3.0％，Fe：0.2％-0.8％，余量为Ti和不可避免的杂质的(名义成分为Ti-5Al-2.5Sn-0.5Fe)环型合金坯进行周向旋转变形轧制的。

轧制过程将环坯在电炉中加热至相变点以下30～80℃，而后在环材轧机上采用一套设计的专用工模具，即一个“凸”字型型辊1、一个芯辊2(直辊)，一对端面锥辊对环坯3实施周向旋转轧制变形，变形率为20～40％。轧制成型的环坯退火后，经内圆及两端面机加、异型外圆喷砂的方法加工为成品环件。

实施例1

将主元素含量为Al 4.6％、Sn 2.9％、Fe 0.62％的Ti-5Al-2.5Sn-0.5Fe合金环坯在电炉中加热至相变点以下30℃，而后在环材轧机上采用图1所示专用工模具系统进行轧制变形，变形率为40％。加工过程显示材料塑性较好，未产生轧制开裂。异型环坯退火后，经内圆及两端面机加、异型外圆喷砂的方法加工为成品环件。成品环件力学性能测试结果见表1。

表1

实施例2

将主元素含量为Al 5.0％、Sn 2.4％、Fe 0.51％的Ti-5Al-2.5Sn-0.5Fe合金环坯在电炉中加热至相变点以下60℃，而后在环材轧机上采用图1所示专用工模具系统进行轧制变形，变形率为30％。加工过程显示材料塑性较好，未产生轧制开裂。异型环坯退火后，经内圆及两端面机加、异型外圆喷砂的方法加工为成品环件。成品环件力学性能测试结果见表2。

实施例3

将主元素含量为Al 5.4％、Sn 2.3％、Fe 0.40％的Ti-5Al-2.5Sn-0.5Fe合金环坯在电炉中加热至相变点以下80℃，而后在环材轧机上采用图1所示专用工模具系统进行轧制变形，变形率为20％。加工过程显示材料塑性较好，未产生轧制开裂。异型环坯退火后，经内圆及两端面机加、异型外圆喷砂的方法加工为成品环件。测试结果见表3。

实施例4

将主元素含量为Al 5.8％、Sn 2.8％、Fe 0.75％的Ti-5Al-2.5Sn-0.5Fe合金环坯在电炉中加热至相变点以下40℃，而后在环材轧机上采用图1所示专用工模具系统进行轧制变形，变形率为30％。加工过程显示材料塑性较好，未产生轧制开裂。异型环坯退火后，经内圆及两端面机加、异型外圆喷砂的方法加工为成品环件。测试结果见表4。

表4

实施例5

将主元素含量为Al 4.5％、Sn 2.3％、Fe 0.24％的Ti-5Al-2.5Sn-0.5Fe合金环坯在电炉中加热至相变点以下50℃，而后在环材轧机上采用图1所示专用工模具系统进行轧制变形，变形率为40％。加工过程显示材料塑性较好，未产生轧制开裂。异型环坯退火后，经内圆及两端面机加、异型外圆喷砂的方法加工为成品环件。测试结果见表5。

表5各实施实例性能检验结果

Claims

1.一种制备航空发动机机匣的方法，其特征在于其制备过程采用重量百分比组成为Al：4.3％-6.0％，Sn：2.0％-3.0％，Fe：0.2％-0.8％，余量为Ti和不可避免的杂质的环型合金坯进行周向旋转变形轧制的。

2.根据权利要求1所述的一种制备航空发动机机匣的方法，其特征在于其周向旋转变形轧制过程的工模具的型辊为外柱面带有与航空发动机机匣外壁凹型结构相配合的“凸”型结构、芯辊为直辊。

3.根据权利要求1所述的一种制备航空发动机机匣的方法，其特征在于其周向旋转变形轧制过程先将环型合金坯加热至相变点以下30～80℃，再进行周向旋转变形轧制。

4.根据权利要求1所述的一种制备航空发动机机匣的方法，其特征在于一火次将直环坯轧制为异型环，轧制变形率为20％～40％。