CN104227344B - 一种航空发动机用gh5188方形尾喷管的制造方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机用GH5188方形尾喷管的制造方法，包括下料、加热、敦粗、冲孔、轧制等，其中：采用压方工艺将轧制获得的环坯挤压为方坯，并采用马架和方马杠进行尾喷管的最终成形。本发明的有益效果：由于制坯采用轧制后弯形，壁厚均匀，分料准确，保证了锻件成形后的壁厚均匀，提高了原材料利用率；由于制坯时采用了轧制，成型时采用马架、方马杠，并优化了轧制及成型工艺，使锻件组织均匀、力学性能稳定、延长了使用寿命。
Description
技术领域
本发明涉及一种航空发动机用GH5188方形尾喷管的制造方法。
背景技术
GH5188是固溶强化型钴基高温合金，加入钨固溶强化，使合金具有优良的高温热强性，添加较高含量铬和微量元素镧，使合金具有良好的高温抗氧化性能，同时具有满意的成型、焊接等工艺性能，适于制作航空发动机上的在980℃以下要求高强度和在1100℃以下要求抗氧化的零件，也可以在航天发动机和航天飞机上使用。该合金在国外广泛应用于制作燃气涡轮及导弹的高温部件，如燃烧室、尾喷管及核能工业中的热交换器等部件，在国内用该合金制成的航空发动机燃烧室火焰筒和导向叶片等高温部件已通过长期试车考验，并投入生产应用。
目前，航空发动机用GH5188方形尾喷管的制造方法主要包括，采用自由锻工艺锻造出GH5188方形尾喷管毛坯，后续通过机械加工获得零件，采用上述方法的缺点为：采用自由锻工艺，材料利用率低；由于自由锻后需进行分段焊接，所获得的尾喷管零件组织不均匀，力学性能不稳定，导致零件使用寿命短。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航空发动机用GH5188方形尾喷管的制造方法，解决目前航空发动机用GH5188方形尾喷管生产中材料利用率低、零件组织不均匀、力学性能不稳定、零件使用寿命短等问题。
为解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案予以实现：
一种航空发动机用GH5188方形尾喷管的制造方法，包括下料、加热、敦粗、冲孔、轧制等，其中：采用压方工艺将轧制获得的环坯挤压为方坯，主要包括以下步骤：
（1）下料、加热、敦粗、冲孔
将GH5188合金坯料倒角R20mm，采用加热温度为1130℃～1170℃对坯料进行加热，加热保温时间按照6min/10mm来计算；将坯料沿轴向镦粗至长度为原长度的21%～24%，以冲头进行冲孔；
（2）轧制
将环坯A回炉重新加热后，装入轧环机进行轧制，环轧机的主辊转速为1.5rad/s，锥辊转速为1.0rad/s；将芯辊进给速度由0mm/s增加到1.2mm/s，使环坯A咬入轧制；再将芯辊进给速度由1.2mm/s增加到2mm/s，使环坯A稳定轧制；再将芯辊进给速度由2mm/s逐渐减小到0.4mm/s，从而获得尺寸符合要求的环坯B；
（3）压方
将环坯B回炉重新加热后，在所述环坯B内孔中放入模具，将所述模具和环坯B一起放在液压机上，并分别按顺序从方向A、方向B、方向C、方向D挤压环坯B，获得符合尺寸要求的方坯；
（4）成形
将方坯回炉重新加热后，在液压机上使用马架、方马杠成形，即得所述方形尾喷管，成形过程中所述液压机的锻造压力为1240T，所述液压机下压速度为8mm/s。
优选地，步骤（2）中轧环机的轧制力为190T～220T。
本发明的有益效果：本发明提供了一种航空发动机用GH5188方形尾喷管的制造方法，由于制坯采用轧制后弯形，壁厚均匀，分料准确，保证了锻件成形后的壁厚均匀，提高了原材料利用率；由于制坯时采用了轧制，成型时采用马架、方马杠，并优化了轧制及成型工艺，使锻件组织均匀、力学性能稳定、延长了使用寿命。
附图说明
图1为GH5188合金坯料图；
图2为GH5188合金坯料敦粗、冲孔后的环坯图；
图3为图2通过轧制后的环坯图；
图4为方坯图；
图5为成形后的方形尾喷管零件图；
图6为轧制示意图；
图7为压方示意图；
图8为挤压后模具与方坯状态图；
图9为使用马架及方马杠成形示意图；
图10为图9的A-A剖面图；
图中，1—坯料，2—环坯A，3—环坯B，4—方坯，5—方形边，6—主辊，7—芯辊，8—模具，9—方向A，10—方向B，11—方向C，12—方向D，13—液压机，14—方马杠，15—马架。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明的附图和实施例，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施本发明所述的一种航空发动机用GH5188方形尾喷管的制造方法需要提供锻造加热炉、压力机、轧环机、机械手及其他工装模具等设备。
该合金的主要化学元素含量( 重量百分比) 为：含C量0.05％～ 0.15％、含Cr量20.0％～ 24％、含Si量0.2％～0.5％、含Ni量20.0％～24.0％、含La量0.02％～0.12％、含W量13.0％～16.0％、含Ag量≤0.001%、含Fe量≤ 3.0％、含B量为0.015％、含P量≤0.02％、含S量≤0.015％、含Mn量≤1.25％、含Bi量≤ 0.0001％、含Pb量≤ 0.001％、其余为Co。
如附图1至图10所示，一种航空发动机用GH5188方形尾喷管的制造方法，包括下料、加热、敦粗、冲孔、轧制等，其中：采用压方工艺将轧制获得的环坯挤压为方坯，主要包括以下步骤：
（1）下料、加热、敦粗、冲孔
将GH5188合金坯料1倒角R20mm，采用加热温度为1130℃～1170℃对坯料进行加热，加热保温时间按照6min/10mm来计算；将坯料1沿轴向镦粗至长度为原长度的21%～24%，以冲头进行冲孔；
（2）轧制
将环坯A2回炉重新加热后，装入轧环机进行轧制，环轧机的主辊6转速为1.5rad/s，锥辊（附图中未画出）转速为1.0rad/s；将芯辊7进给速度由0mm/s增加到1.2mm/s，使环坯A2咬入轧制；再将芯辊7进给速度由1.2mm/s增加到2mm/s，使环坯A2稳定轧制；再将芯辊7进给速度由2mm/s逐渐减小到0.4mm/s，从而获得尺寸符合要求的环坯B3；
（3）压方
将环坯B3回炉重新加热后，在所述环坯B3内孔中放入模具8，将所述模具8和环坯B3一起放在液压机上，并分别按顺序从方向A9、方向B10、方向C11、方向D12挤压环坯B3，获得符合尺寸要求的方坯4；
（4）成形
将方坯4回炉重新加热后，在液压机13上使用马架15、方马杠14成形，即得所述方形尾喷管5，成形过程中所述液压机13的锻造压力为1240T，所述液压机13的下压速度为8mm/s。
上述步骤（2）中轧环机的轧制力为190T～220T。
通过上述方法获得的锻件，其力学性能为：室温拉伸（纵向）：σb为943MPa～946MPa，σ0.2为458MPa～474MPa，δ5为56%～59.5%；布氏硬度为218HBW～69.2 HBW；高温持续927℃（纵向）：σ为83 MPa，δ为69%～89%，T为68.4h～33.5h，以上技术指标符合有关标准要求。
以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的范围。
Claims (2)
1.一种航空发动机用GH5188方形尾喷管的制造方法，包括下料、加热、敦粗、冲孔、轧制，其特征在于：采用压方工艺将轧制获得的环坯挤压为方坯，主要包括以下步骤：
(1)下料、加热、敦粗、冲孔
将GH5188合金坯料(1)倒角R20mm，采用加热温度为1130℃～1170℃对坯料进行加热，加热保温时间按照6min/10mm来计算；将坯料(1)沿轴向镦粗至长度为原长度的21％～24％，以冲头进行冲孔,得到环坯A(2)；
(2)轧制
将环坯A(2)回炉重新加热后，装入环轧机进行轧制，环轧机的主辊转速为1.5rad/s，锥辊转速为1.0rad/s；将芯辊进给速度由0mm/s增加到1.2mm/s，使环坯A(2)咬入轧制；再将芯辊进给速度由1.2mm/s增加到2mm/s，使环坯A(2)稳定轧制；再将芯辊进给速度由2mm/s逐渐减小到0.4mm/s，从而获得尺寸符合要求的环坯B(3)；
(3)压方
将环坯B(3)回炉重新加热后，在所述环坯B(3)内孔中放入模具(8)，将所述模具(8)和环坯B(3)一起放在液压机上，并分别按顺序从方向A(9)、方向B(10)、方向C(11)、方向D(12)挤压环坯B(3)，获得符合尺寸要求的方坯(4)；
(4)成形
将方坯(4)回炉重新加热后，在液压机(13)上使用马架(15)、方马杠(14)成形，即得方形安装边(5)，成形过程中所述液压机(13)的锻造压力为1240T，所述液压机(13)的下压速度为8mm/s。
2.如权利要求1所述的航空发动机用GH5188方形尾喷管的制造方法，其特征在于：步骤(2)中环轧机的轧制力为190T～220T。
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