CN103521674A

CN103521674A - 一种航空发动机用大型异形低压涡轮机匣壳体制造方法

Info

Publication number: CN103521674A
Application number: CN201310447075.XA
Authority: CN
Inventors: 杨家典; 罗鸿飞; 张建军; 张军博; 卢永恒
Original assignee: GUIZHOU AVIATION TECHNICAL DEVELOPMENT Co Ltd
Current assignee: GUIZHOU AVIATION TECHNICAL DEVELOPMENT Co Ltd
Priority date: 2013-09-26
Filing date: 2013-09-26
Publication date: 2014-01-22

Abstract

本发明公开了一种航空发动机用大型异形低压涡轮机匣壳体制造方法，是将GH4169合金坯料倒角R20mm，采用845～855℃、975～985℃、1015～1025℃三段加热的方式对坯料进行加热，每个加热段的保温时间按照6min/10mm来计算，再经过镦粗、冲孔、胀孔、马架扩孔，最终锻件成形而制成。本发明采用大型异型轴承环件超临界轧制技术取代传统的矩形环轧制，零件金属流线完整，无需大量机械加工，性能优越；材料利用率高，节约原材料消耗；制造成本低、制造周期短；基本消除产品内部组织应力，保障产品在后续加工的性能。

Description

一种航空发动机用大型异形低压涡轮机匣壳体制造方法

技术领域

本发明涉及一种航空发动机用大型异形低压涡轮机匣壳体制造方法。

背景技术

GH4169合金是镍基高温合金，在-253～700℃温度范围内具有良好的综合性能，650℃以下的屈服强度居变形高温合金的首位，并具有良好的抗疲劳、抗辐射、抗氧化、耐腐蚀性能，以及良好的加工性能、焊接性能和长期组织稳定性，能够制造各种形状复杂的零部件，在宇航、核能、石油工业中，在上述温度范围内获得了极为广泛的应用。以往大型机匣的生产，是以多个矩形环型锻件机加后再以焊接的方式来完成，其缺点为:一方面对机加精度的要求比较高，不易控制，另一方面因为焊接过多，焊接处的性能与组织与锻件基体存在差异，从而使得整个机匣存在稳定性的缺陷。

目前国内航空发动机用零部件为产出矩形截面的环坯再通过加工成形，采用所述方式生产轴承环，一般只适用于中小件，而且由于锻件的流线被大量切断，导致轴承环的性能降低，影响发电机的使用寿命并增加维修工作量。目前国内外制造环件的材料利用率普遍为5～10%，不利于资源和能源的可持续发展。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机用大型异形低压涡轮机匣壳体制造方法，解决了现有技术中机闸壳体生产存在稳定性缺陷，锻件流线不完整、生产材料利用率低、制造成本高等问题。

一种航空发动机用大型异形低压涡轮机匣壳体制造方法，包括下料、加热、敦粗、冲孔、胀孔等，是采用大型异型轴承环件超临界轧制技术取代传统的矩形环轧制，主要包括以下步骤：

（1）下料、加热：

将GH4169合金坯料倒角R20mm，采用加热温度为845～855℃、975～985℃、1015～1025℃的三段加热的方式对坯料进行加热，每个加热段的保温时间按照6min/10mm来计算；

（2）镦粗、冲孔、胀孔：

将坯料沿轴向镦粗至长度为原长度的44%～46%，以冲头进行冲孔，胀孔至一端孔孔径为另一端孔孔径的72%～74%；

（3）马架扩孔：

进行马架扩孔使大孔的内径为外径的80%～85%，小孔的内径为外径的75%～80%，小孔内径为大孔内径的55%～60%；

（4）锻件成形：

锻件成形尺寸为大孔半径为大孔外半径的90%～95%，小孔内半径为小孔外半径的85%～90%，小孔半径为大孔半径的75%～80%。

所述步骤（1）中是采用850℃、985℃、1020℃三段加热的方式对坯料进行加热。

本发明的有益效果：采用大型异型轴承环件超临界轧制技术取代传统的矩形环轧制，可使零件金属流线完整，无需大量机械加工，性能优越；材料利用率高，节约原材料消耗；制造成本低、制造周期短；基本消除产品内部组织应力，保障产品在后续加工的性能。

采用本发明制造的产品精度高，不需要大量的后续加工，既降低了产品的最终制造成本，又缩短了产品制造周期。采用本发明轧制技术成形的异形环原材料，利用率能够提高至30%，壁厚减少20%以上，大幅度节约了材料消耗，满足了节约资源、实现可持续发展战略的要求。采用本发明所述制造方法来生产高度更高的异形环，可以使以往需要两件或三件焊接到一起而制作的机匣能够通过一整件锻件机加而成，确保了组织的一贯性和稳定性，减少了因焊接问题而带来的质量问题和安全隐患。本发明采用了外形与最终产品更为接近的异形环，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。

附图说明

图1为本发明的流程图；

图2为马架扩孔后的状态图；

图3为锻件成形后的状态图。

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。

GH4169合金的标准化学成分为：C≤0.08，Cr=17.0～21.0，Ni=50.0～55.0，Co≤1.0，Mo=2.80～3.30，Al=0.30～0.70，Ti=0.75～1.15，其余为Fe。

如图1所示，本发明方法的流程包括将GH4169合金坯料下料、

加热，镦粗、冲孔、胀孔，马架扩孔，锻件成形的过程。下面以规格为Ф400×1111的GH4169合金坯料为例，来详细描述本发明提供的制造方法。

（1）下料、加热：

取规格为Ф400×1111的GH4169合金坯料，并倒角R20mm，先用850℃的温度加热并保温（时间按6min/10mm计算），再以985℃的温度加热并保温（时间按8min/10mm计算），最后以1020℃的温度加热并保温（时间按6min/10mm计算）；

（2）镦粗、冲孔、胀孔：

将步骤（1）中经加热处理后的坯料，沿轴向镦粗至H=500mm，以Ф200mm冲头进行冲孔，然后胀孔至一端孔为Ф300mm，另一端孔为Ф220mm；

（3）马架扩孔：

进行马架扩孔，使扩孔尺寸为大孔径的内径为Ф930mm、外径为Ф1120mm，小孔径的内径为Ф550mm，外径为Ф730mm，大、小孔间距310mm，孔壁厚100mm，如图2所示；

（4）锻件成形：

进行锻件成形，使锻件尺寸为大孔外半径R1080mm、内半径R1020mm，小孔外半径R915mm、内半径R790mm，大、小孔内间距250mm，如图3所示。

采用本发明制造的航空发动机用大型异形GH4169合金低压涡轮机匣壳体，其质量符合相关行业标准，其性能优于现有技术中常用的GH4169合金低压涡轮机匣壳体。

实施例1

（1）下料、加热：

将GH4169合金坯料倒角R20mm，采用加热温度为845℃、975℃、1015℃的三段加热的方式对坯料进行加热，每个加热段的保温时间按照6min/10mm来计算；

（2）镦粗、冲孔、胀孔：

将坯料沿轴向镦粗至长度为原长度的44%，以冲头进行冲孔，胀孔至一端孔孔径为另一端孔孔径的72%；

（3）马架扩孔：

进行马架扩孔使大孔的内径为外径的80%，小孔的内径为外径的75%，小孔内径为大孔内径的55%；

（4）锻件成形：

锻件成形尺寸为大孔半径为大孔外半径的90%，小孔内半径为小孔外半径的85%，小孔半径为大孔半径的75%。

实施例2

（1）下料、加热：

将GH4169合金坯料倒角R20mm，采用加热温度为855℃、985℃、1025℃的三段加热的方式对坯料进行加热，每个加热段的保温时间按照6min/10mm来计算；

（2）镦粗、冲孔、胀孔：

将坯料沿轴向镦粗至长度为原长度的46%，以冲头进行冲孔，胀孔至一端孔孔径为另一端孔孔径的74%；

（3）马架扩孔：

进行马架扩孔使大孔的内径为外径的85%，小孔的内径为外径的80%，小孔内径为大孔内径的60%；

（4）锻件成形：

锻件成形尺寸为大孔半径为大孔外半径的95%，小孔内半径为小孔外半径的90%，小孔半径为大孔半径的80%。

实施例3

（1）下料、加热：

将GH4169合金坯料倒角R20mm，采用加热温度为850℃、980℃、1020℃的三段加热的方式对坯料进行加热，每个加热段的保温时间按照6min/10mm来计算；

（2）镦粗、冲孔、胀孔：

将坯料沿轴向镦粗至长度为原长度的45%，以冲头进行冲孔，胀孔至一端孔孔径为另一端孔孔径的73%；

（3）马架扩孔：

进行马架扩孔使大孔的内径为外径的82.5%，小孔的内径为外径的77.5%，小孔内径为大孔内径的57.5%；

（4）锻件成形：

锻件成形尺寸为大孔半径为大孔外半径的92.5%，小孔内半径为小孔外半径的87.5%，小孔半径为大孔半径的77.5%。

Claims

1.一种航空发动机用大型异形低压涡轮机匣壳体制造方法，包括下料、加热、敦粗、冲孔、胀孔等，其特征在于：采用大型异型轴承环件超临界轧制技术取代传统的矩形环轧制，主要包括以下步骤：

（1）下料、加热：

（2）镦粗、冲孔、胀孔：

（3）马架扩孔：

（4）锻件成形：

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机用大型异形低压涡轮机匣壳体制造方法，其特征在于：所述步骤（1）中是采用850℃、985℃、1020℃三段加热的方式对坯料进行加热。