CN103464987A - 一种航空发动机外涵道用tc4钛合金环的制造方法 - Google Patents

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吴永安
杨家典
王治武
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Abstract

本发明公开了一种航空发动机外涵道用TC4钛合金环的制造方法，将TC4钛合金坯料倒圆角R20，加热到相变点以下30℃～50℃的变形温度，保温时间按6min/10mm计算，经第一火镦粗、冲孔，以及第二火加热、马架扩孔以后终轧，最后退火以715℃～725℃保温85min～95min，风冷处理。本发明采用了外形接近的异形环，不仅减少了机加量，提高了材料利用率，减少了机加时间，同时也更好的保护了原有的流线，使产品具备更优越的性能。

Description

一种航空发动机外涵道用TC4钛合金环的制造方法
技术领域
本发明涉及一种航空发动机外涵道用TC4钛合金环的制造方法。
背景技术
TC4钛合金具有优良的耐蚀性、小的密度、高的比强度及较好的韧性和焊接性等一系列优点，在航空航天、石油化工、造船、汽车，医药等部门都得到成功的应用。对于普通TC4钛合金锻件，现有技术中的生产工艺较为成熟，而航天发动机外涵道用的TC4钛合金异性环锻件的质量要求高，性能指标要求严格，锻造工艺比较复杂。
目前，航空发动机外涵道用TC4钛合金环的锻造通常采用矩形环，虽然矩形环件的生产更为简单，工艺也更为成熟，但是因为外形尺寸与最终产品的外形相差较远，所以原材料利用率非常低，而且在最终机加的时候会消耗大量的时间。钛合金是贵重的金属原材料，由于利用率低导致大量的浪费将使生产成本大大提高。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航空发动机外涵道用TC4钛合金环的制造方法，解决了现有技术中航空发动机外涵道用TC4钛合金环的锻造原材料利用率低的问题。
一种航空发动机外涵道用TC4钛合金环的制造方法，主要包括以下步骤：
（1）下料、加热：
将TC4钛合金坯料倒圆角R20，加热到相变点以下30℃～50℃的变形温度，保温时间按6min/10mm计算；
（2）第一火镦粗、冲孔：
将步骤（1）中的TC4钛合金坯料镦粗至变形30%～40%，以冲头冲孔至孔径为外径的55%～65%，镦粗及冲孔在第一火完成，终锻温度≥850℃；
（3）第二火加热、马架扩孔：
进行第二火加热将冲孔后的坯料加热到相变点以下30℃～50℃的变形温度，加热并保温，时间按6min/10mm计算，以马架扩孔至小孔孔径为小孔外径的75%～80%，大孔孔径为大孔外径的80%～85%，终锻温度≥850℃，趁热回炉，加热时间按实际厚度以6min/10mm计算，保温时间为加热时间的一半；
（4）终轧：
锻件终轧为小孔孔径为小孔外径的92%～94%，大孔孔径为大孔外径的94%～96%，大孔壁倾斜内角为65°～70°，终锻温度≥850℃；
（5）退火：
715℃～725℃保温85min～95min，风冷。
所述步骤（1）中加热到相变点以下30℃。
所述步骤（5）中退火是720℃保温90min，风冷。
本发明的有益效果：与现有技术相比，不采用矩形环，而是采用了外形接近的异形环，并相应配合恰当的制造方法，不仅减少了机加量，提高了材料利用率，减少了机加时间，同时也更好的保护了原有的流线，使产品具备更优越的性能。
附图说明
图1为本发明的流程图；
图2为马架扩孔后孔的切面图；
图3为终轧后孔的切面图。
具体实施方式
为了加深对本发明的理解，下面结合附图和实施例对本发明作进一步详细的描述，但并不构成对本发明保护范围的限定。
TC4钛合金的主要化学成分为：Fe≤0.30，C≤0.10，N≤0.05，H≤0.015，O≤0.20，Al=5.5～6.8，V=3.5～4.5，其余为Ti。
如图1所示，本发明流程包括下料、加热，第一火镦粗、冲孔，第二火加热、马架扩孔，终轧，退火。下面以规格为Ф250×365mm的TC4钛合金坯料为例来详细描述本发明提供的一种航空发动机外涵道用TC4钛合金环的制造方法。
（1）下料、加热：
按规格Ф250×365mm的TC4钛合金棒料，以倒圆角R20的角度下料，加热到相变点以下30℃的变形温度，保温时间按6min/10mm计算。
（2）第一火镦粗、冲孔：
将坯料镦粗至H=180mm，使用的冲头尺寸为Ф150mm，镦粗及冲孔在第一火完成，终锻温度≥850℃。
第一火镦粗的目的主要是进一步细化TC4钛合金组织及预成形。
（3）第二火加热、马架扩孔：
将步骤（2）所得锻件加热到相变点以下30℃的温度，进行第二火加热，保温时间按6min/10mm计算，以马架扩孔使扩孔尺寸为小孔孔径Ф400mm、外径Ф525mm，大孔孔径Ф562mm、外径Ф687mm，大、小孔垂直间距155mm，扩孔后的孔的切面图如图2所示；第二火加热过程中终锻温度≥850℃，趁热回炉按实际厚度以6min/10mm计算，保温时间减半。
在第二火加热过程中，第一火加工遗留下的连续晶界及粗大片层得到破碎，不能关切锻造过程中晶界及初生α片层得到进一步球化，从而细化了显微组织。由于不存在连续的晶界，制得的锻件具有较好的拉伸性能，符合相关指标的要求。
（4）终轧：
对步骤（3）所得锻件进行终轧，使终轧尺寸为小孔孔径Ф660mm，大孔孔径Ф765mm、外径Ф805mm，大、小孔垂直间距115mm，异形段壁厚26mm，大孔壁倾斜内角为66°，终轧后的孔的切面图如图3所示；终锻温度≥850℃。
（5）退火：
将终轧后的锻件在720℃保温90min，风冷。
试验例1
取化学成分如表1所示的TC4钛合金坯料，随机平均分为6组，其中，组1、组2、组3分别采用现有技术中常用的航空发动机外涵道用TC4钛合金环（采用矩形环）制造方法；组4、组5、组6分别采用本发明所述的TC4钛合金环（采用异性环）的制造方法。最终得到的锻件根据相关的标准进行锻件拉伸性能的检测，结果如表2所示。
表1TC4钛合金坯料化学成分
Al/% V/% Fe/% C/% N/% H/% O/% TiO/%
6.2 4.1 0.13 ＜0.10 0.02 0.002 0.07 余量
表2锻件拉伸性能
Figure BDA0000388095920000041
经试验发现，本发明制造方法可减少机加量，减少机加时间，提高TC4合金的材料利用率，同时，由表2可知，采用本发明方法制造的航空发动机外涵道用TC4钛合金环，其性能优于现有技术中的航空发动机外涵道用TC4钛合金环。
实施例1
（1）下料、加热：
将TC4钛合金坯料倒圆角R20，加热到相变点以下30℃的变形温度，保温时间按6min/10mm计算；
（2）第一火镦粗、冲孔：
将步骤（1）中的TC4钛合金坯料镦粗至变形30%，以冲头冲孔至孔径为外径的55%，镦粗及冲孔在第一火完成，终锻温度≥850℃；
（3）第二火加热、马架扩孔：
进行第二火加热将冲孔后的坯料加热到相变点以下30℃的变形温度，加热并保温，时间按6min/10mm计算，以马架扩孔至小孔孔径为小孔外径的75%，大孔孔径为大孔外径的80%，终锻温度≥850℃，趁热回炉，加热时间按实际厚度以6min/10mm计算，保温时间为加热时间的一半；
（4）终轧：
锻件终轧为小孔孔径为小孔外径的92，大孔孔径为大孔外径的94，大孔壁倾斜内角为65°，终锻温度≥850℃；
（5）退火：
715℃～725℃保温85min～95min，风冷。
实施例2
（1）下料、加热：
将TC4钛合金坯料倒圆角R20，加热到相变点以下50℃的变形温度，保温时间按6min/10mm计算；
（2）第一火镦粗、冲孔：
将步骤（1）中的TC4钛合金坯料镦粗至变形40%，以冲头冲孔至孔径为外径的65%，镦粗及冲孔在第一火完成，终锻温度≥850℃；
（3）第二火加热、马架扩孔：
进行第二火加热将冲孔后的坯料加热到相变点以下50℃的变形温度，加热并保温，时间按6min/10mm计算，以马架扩孔至小孔孔径为小孔外径的80%，大孔孔径为大孔外径的85%，终锻温度≥850℃，趁热回炉，加热时间按实际厚度以6min/10mm计算，保温时间为加热时间的一半；
（4）终轧：
锻件终轧为小孔孔径为小孔外径的94%，大孔孔径为大孔外径的96%，大孔壁倾斜内角为70°，终锻温度≥850℃；
（5）退火：
725℃保温95min，风冷。
实施例3
（1）下料、加热：
将TC4钛合金坯料倒圆角R20，加热到相变点以下40℃的变形温度，保温时间按6min/10mm计算；
（2）第一火镦粗、冲孔：
将步骤（1）中的TC4钛合金坯料镦粗至变形35%，以冲头冲孔至孔径为外径的60%，镦粗及冲孔在第一火完成，终锻温度≥850℃；
（3）第二火加热、马架扩孔：
进行第二火加热将冲孔后的坯料加热到相变点以下40℃的变形温度，加热并保温，时间按6min/10mm计算，以马架扩孔至小孔孔径为小孔外径的77.5%，大孔孔径为大孔外径的82.5%，终锻温度≥850℃，趁热回炉，加热时间按实际厚度以6min/10mm计算，保温时间为加热时间的一半；
（4）终轧：
锻件终轧为小孔孔径为小孔外径的93%，大孔孔径为大孔外径的95%，大孔壁倾斜内角为67.5°，终锻温度≥850℃；
（5）退火：
720℃保温90min，风冷。

Claims (3)

1.一种航空发动机外涵道用TC4钛合金环的制造方法，其特征在于：主要包括以下步骤：
（1）下料、加热：
将TC4钛合金坯料倒圆角R20，加热到相变点以下30℃～50℃的变形温度，保温时间按6min/10mm计算；
（2）第一火镦粗、冲孔：
将步骤（1）中的TC4钛合金坯料镦粗至变形30%～40%，以冲头冲孔至孔径为外径的55%～65%，镦粗及冲孔在第一火完成，终锻温度≥850℃；
（3）第二火加热、马架扩孔：
进行第二火加热将冲孔后的坯料加热到相变点以下30℃～50℃的变形温度，加热并保温，时间按6min/10mm计算，以马架扩孔至小孔孔径为小孔外径的75%～80%，大孔孔径为大孔外径的80%～85%，终锻温度≥850℃，趁热回炉，加热时间按实际厚度以6min/10mm计算，保温时间为加热时间的一半；
（4）终轧：
锻件终轧为小孔孔径为小孔外径的92%～94%，大孔孔径为大孔外径的94%～96%，大孔壁倾斜内角为65°～70°，终锻温度≥850℃；
（5）退火：
715℃～725℃保温85min～95min，风冷。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机外涵道用TC4钛合金环的制造方法，其特征在于：所述步骤（1）中加热到相变点以下30℃。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机外涵道用TC4钛合金环的制造方法，其特征在于：所述步骤（5）中退火是720℃保温90min，风冷。
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