CN105328112B - 一种大聚集比钛合金顶锻件的成形方法 - Google Patents

一种大聚集比钛合金顶锻件的成形方法 Download PDF

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Abstract

本发明的目的在于克服现有技术中难以顶锻出聚集比较大的杆类顶锻件的问题,提供了一种大聚集比钛合金顶锻件的成形方法。取钛合金棒料,将棒材加热后,一端放入一锻模具内;在锻机上进行锻造,锻至棒料在模具里变形部分的大头端和小头端的直径比为1.1~1.5,并且大头端与未变形部分形成R30~R50的弯角;经过7次锻造,获得大聚集比钛合金顶锻件。该方法由钛合金棒料为起始材料,通过7次顶锻锻造,制备出聚集比最大达到7.1的、粗大端为平行四边形柱体、菱形柱体、圆柱体或椭圆形柱体等形状的钛合金顶锻件坯件。该方法提高了锻件坯件的同轴度和表面质量,不仅减少了后续工序的打磨量,而且提高了终锻件的合格率,提高生产效率,降低了生产成本。

Description

一种大聚集比钛合金顶锻件的成形方法
技术领域
[0001] 本发明属于金属塑性成形领域,特别涉及一种大聚集比钛合金顶锻件的成形方 法。
背景技术
[0002] 顶锻件分为具有粗大部分的杆类锻件,无杆类的通孔或不通孔锻件,挤压件,管类 镦粗锻件等。
[0003] 不锈钢锻件中,具有粗大部分的杆类锻件的聚集比(即粗大部分的长度与棒料直 径的比值)能够达到10以上。然而,钛合金顶锻件的聚集比较小,一般在1.2〜1.4,仅适用于 一般件的顶锻或中小叶片制坯。这是由于钛合金自身的金属流动性较差,而且韧性也较不 锈钢小。
[0004] 目前,有些航空发动机使用的钛合金叶片安装板(如图1所示),在利用现有粗大端 为圆盘状的杆类自由锻锻坯锻造过程中,由于钛合金自身的性质,很难使物料填充满锻模, 导致产品表面质量差、锻造工时长、合格率低。
[0005] 而顶锻件在锻造过程中可利用锻模控制锻坯的形状和尺寸,也可以锻造出不同形 状的粗大端,因此,锻坯质量稳定。但是,由于顶锻时,棒材变形部分长度与棒料的直径比较 大时,或者模膛直径过大时,坯料在凸模内容易产生弯曲甚至折叠,导致无法制造出聚集比 较大的杆类顶锻件。
发明内容
[0006] 本发明的目的在于克服现有技术中难以顶锻出聚集比较大的杆类顶锻件的问题, 提供了一种大聚集比钛合金顶锻件的成形方法。该方法由钛合金棒料为起始材料,通过7次 顶锻锻造,制备出聚集比最大达到7_1的、粗大端为平行四边形柱体、菱形柱体、圆柱体或椭 圆形柱体等形状的钛合金顶锻件坯件。该方法提高了锻件坯件的同轴度和表面质量,不仅 减少了后续工序的打磨量,而且提高了终锻件的合格率,提高生产效率,降低了生产成本。
[0007] 一种大聚集比钛合金顶锻件的成形方法,包括如下步骤:
[0008] 1、取钛合金棒料,棒料的长度与直径的比值为5〜9,将棒材加热到900〜1000 r 后,一端放入一锻模具内,模具为一端开口的锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上 用5000〜7000kN的压力进行锻造,锻至棒料在模具里变形部分的大头端和小头端的直径比 为1 • 1〜1 • 5,并且大头端与未变形部分形成R30〜R50的弯角;
[0009] 2、将一锻的锻坯加热到900〜l〇〇〇r后,变形端放入二锻模具内,模具为一端开口 的锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用5000〜7000kN的压力进行锻造,锻至锻坯 在模具里变形部分的大头端和小头端的直径比为1 • 1〜1 • 5,并且大头端与未变形部分形成 R30〜R50的弯角;
[0010] 3、将二锻的锻坯加热到9〇0〜100(TC后,变形端放入三锻模具内,模具为一端开口 的锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用5000〜7000kN的压力进行锻造,锻至锻坯 在模具里变形部分的大头端和小头端的直径比为1 •1〜1.5,并且大头端与未变形部分形成 R30〜R50的弯角;
[0011] 4、将三锻的锻还加热到900〜1000°C,变形端放入四锻模具内,模具为一端开口的 锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用5000〜7〇〇〇kN的压力进行锻造,锻至锻坯在 模具里变形部分的大头端和小头端的直径比为1 • 1〜1.5,并且大头端与未变形部分形成 R30〜R50的弯角;
[0012] 5、将四锻的锻坯加热到900〜l〇〇〇°C,变形端放入五锻模具内,模具为一端开口的 锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用5000〜7000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在 模具里变形部分的大头端和小头端的直径比为1.1〜1.5,并且大头端与未变形部分形成 R30〜R50的弯角;
[0013] 6、将五锻的锻坯加热到900〜1000°C,变形端放入六锻模具内,模具为一端开口的 锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用5000〜7000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在 模具里变形部分的大头端和小头端的直径比为1.丨〜丨.5,并且大头端与未变形部分形成 R30〜R50的弯角;
[00M] 7、将六锻的锻坯加热到9〇〇〜100(TC,变形端放入七锻模具内,模具为平行四边形 柱体、菱形柱体、圆柱体或椭圆形柱体等形状;在锻机上用5000〜7000kN的压力进行锻造, 锻至锻坯变形粗大端完全充满模具,即得到聚集比< 7.1的钛合金顶锻件坯件。
[0015]与现有技术相比,本发明的优势在于:
[0016] 1、通过本方法,能够制备出聚集比较大的杆类顶锻件。
[0017] 2、与自由锻的方法相比,本发明的方法提高了锻件坯件的同轴度和表面质量,不 仅减少了后续工序的打磨量,而且提高了终锻件的合格率,提高生产效率,降低了生产成 本。
附图说明
[0018]图1、某钛合金叶片的正视图;
[0019] 其中,1、侧板; ’
[0020]图2、某钛合金叶片的俯视图;
[0021]图3、某钦合金叶片的左视图;
[0022]图4、本发明方法步骤⑴得到的锻坯示意图;
[0023]图5、本发明方、法步骤⑵得到的祕示意图;
[0024]图6、本发明方法步骤⑶得到的锻坯示意图;
[0_图7、本发明方:^骤⑷得到的锻赫意图;
[0026] _、本发明方法步骤⑸得到的锻还示意图;
[0027] _、本发明方法步骤⑹翻的锻还示意图;
[0028]图10、本发明方法步骤⑺得到的还件示細。
具体实施方式
[0_实麵顿__合金为TG4钦合金。
[0030] 实施例1
[0031] 预铸造某航空发动机叶片,如图1〜3所示,由图可以看出,由于叶片两端差别较 大,需要采用大聚集比的杆类锻件坯件;而且该叶片的侧板1形状复杂,用圆盘形锻坯很难 填充满模具,因此,需要制备出粗大端为平行四边形扁柱体的大聚集比杆类锻件坯件。
[0032]粗大端为平行四边形扁柱体的大聚集比杆类锻件坯件制备方法如下:
[0033] 1、取钛合金棒料,棒料的直径与长度的比值为7,将棒材加热到950〜1000°C后,一 端放入一锻模具内,模具为一端开口的锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用 6000kN的压力进行锻造,锻至棒料在模具里变形部分的大头端和小头端的直径比为1.5,并 且大头端与未变形部分形成R30的弯角,如图4所示;
[0034] 2、将一锻的锻坯加热到%0〜1000°C后,变形端放入二锻模具内,模具为一端开口 的锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用6000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具 里变形部分的大头端和小头端的直径比为I.5,并且大头端与未变形部分形成R30的弯角, 如图5所示;
[0035] 3、将二锻的锻坯加热到%0〜1000°C后,变形端放入三锻模具内,模具为一端开口 的锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用6〇〇〇kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具 里变形部分的大头端和小头端的直径比为1.5,并且大头端与未变形部分形成R30的弯角, 如图6所示;
[0036] 4、将三锻的锻坯加热到%0〜1000°C,变形端放入四锻模具内,模具为一端开口的 锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用6〇〇〇kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里 变形部分的大头端和小头端的直径比为I.5,并且大头端与未变形部分形成R30的弯角,如 图7所示;
[0037] 5、将四锻的锻坯加热到950〜1000°C,变形端放入五锻模具内,模具为一端开口的 锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用6000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里 变形部分的大头端和小头端的直径比为1 • 5,并且大头端与未变形部分形成R30的弯角,如 图8所示;
[0038] 6、将五锻的锻坯加热到950〜1000°C,变形端放入六锻模具内,模具为一端开口的 锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用6000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里 变形部分的大头端和小头端的直径比为1.5,并且大头端与未变形部分形成R30的弯角,如 图9所示;
[0039] 7、将六锻的锻坯加热到950〜100(TC,变形端放入七锻模具内,模具为平行四边形 扁柱体;在锻机上用6000kN的压力进行锻造,锻至锻坯变形粗大端完全充满模具,即得到粗 大端为平行四边形扁柱体的聚集比为7 • 1的杆类锻件坯件,如图10所示。
[0040]将制得锻件坯件的非变形端用常规方法锻出形状,然后将坯件于锻模中顶锻成上 述的航空发动机叶片。
[0041] 实施例2
[0042] 1、取钛合金棒料,棒料的直径与长度的比值为9,将棒材加热到900〜950°C后,一 端放入一锻模具内,模具为一端开口的锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用 5000kN的压力进行锻造,锻至棒料在模具里变形部分的大头端和小头端的直径比为1. ;l,并 且大头端与未变形部分形成R40的弯角;
[0043] 2、将一锻的锻坯加热到900〜95(TC后,变形端放入二锻模具内,模具为一端开口 的锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用5000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具 里变形部分的大头端和小头端的直径比为1 • 1,并且大头端与未变形部分形成R40的弯角;' [0044] 3、将二锻的锻坯加热到900〜950°C后,变形端放入三锻模具内,模具为一端开口 的锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用5〇OOkN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具 里变形部分的大头端和小头端的直径比为1.1,并且大头端与未变形部分形成R40的弯角;' [0045] 4、将三锻的锻坯加热到900〜950°C,变形端放入四锻模具内,模具为一端开口的 锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用5000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里 变形部分的大头端和小头端的直径比为1.1,并且大头端与未变形部分形成R40的弯角/ [0046] 5、将四锻的锻坯加热到900〜950°C,变形端放入五锻模具内,模具为一端开口的 锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用5000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里 变形部分的大头端和小头端的直径比为1.1,并且大头端与未变形部分形成R40的弯角/ [0047] 6、将五锻的锻坯加热到900〜95(TC,变形端放入六锻模具内,模具为一端开口的 锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用5000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里 变形部分的大头端和小头端的直径比为1 • 1,并且大头端与未变形部分形成R40的弯角 [0048] 7、将六锻的锻坯加热到900〜95(TC,变形端放入七锻模具内,模具为椭圆形扁柱 体;在锻机上用5000kN的压力进行锻造,锻至变形粗大端完全充满模具,即得到粗大端为椭 圆形扁柱体的聚集比6.7的钛合金顶锻件坯件。
[0049] 实施例3
[0050] 1、取钛合金棒料,棒料的直径与长度的比值为5,将棒材加热到900〜95(TC后,一 端放入一锻模具内,模具为一端开口的锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用 7000kN的压力进行锻造,锻至棒料在模具里变形部分的大头端和小头端的直径比为丨.3,并 且大头端与未变形部分形成R50的弯角;
[0051] 2、将一锻的锻坯加热到900〜950°C后,变形端放入二锻模具内,模具为一端开口 的锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用7000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具 里变形部分的大头端和小头端的直径比为1_3,并且大头端与未变形部分形成R50的弯角;' [0052] 3、将二锻的锻坯加热到900〜950°C后,变形端放入三锻模具内,模具为一端开口 的锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用7000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具 里变形部分的大头端和小头端的直径比为1.3,并且大头端与未变形部分形成R50的弯角; [0053] 4、将三锻的锻坯加热到900〜950°C,变形端放入四锻模具内,模具为一端开口的 锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用7000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里 变形部分的大头端和小头端的直径比为1.3,并且大头端与未变形部分形成R50的弯角/ [0054] 5、将四锻锻坯加热到900〜950°C,变形端放入五锻模具内,模具为一端开口的锥 台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用7〇〇〇kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里变 形部分的大头端和小头端的直径比为I.3,并且大头端与未变形部分形成R50的弯角;
[0055] 6、将五锻锻坯加热到900〜950°C,变形端放入六锻模具内,模具为一端开口的锥 台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用7000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里变 形部分的大头端和小头端的直径比为1.3,并且大头端与未变形部分形成R50的弯角;
[0056] 7、将六锻的锻坯加热到900〜95CTC,变形端放入七锻模具内,模具为椭圆形扁柱 体;在锻机上用7000kN的压力进行锻造,锻至变形粗大端完全充满模具,即得到粗大端为椭 圆形扁柱体的聚集比6.9的钛合金顶锻件坯件。

Claims (3)

1.一种大聚集比钛合金顶锻件的成形方法,其特征在于,包括如下步骤: 1) 取钛合金棒料,棒料的长度与直径的比值为7,将棒材加热到950〜1000。(:后,一端放 入一锻模具内,模具为一端开口的锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用6〇〇〇kN的 压力进行锻造,锻至棒料在模具里变形部分的大头端和小头端的直径比为1.5,并且大头端 与未变形部分形成R30的弯角; 2) 将一锻的锻坯加热到%0〜1000°C后,变形端放入二锻模具内,模具为一端开口的锥 台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用6〇OOkN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里变 形部分的大头端和小头端的直径比为1_ 5,并且大头端与未变形部分形成R30的弯角; 3) 将二锻的锻坯加热到950〜1000°C后,变形端放入三锻模具内,模具为一端开口的锥 台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用6〇OOkN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里变 形部分的大头端和小头端的直径比为I.5,并且大头端与未变形部分形成R30的弯角; 4) 将三锻的锻坯加热到950〜1000°C,变形端放入四锻模具内,模具为一端开口的锥 台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用6〇〇〇kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里变 形部分的大头端和小头端的直径比为I.5,并且大头端与未变形部分形成R30的弯角; 5) 将四锻的锻坯加热到950〜1000°C,变形端放入五锻模具内,模具为一端开口的锥 台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用6〇〇〇kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里变 形部分的大头端和小头端的直径比为1_5,并且大头端与未变形部分形成R30的弯角; 6) 将五锻的锻坯加热到950〜1000°C,变形端放入六锻模具内,模具为一端开口的锥 台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用6000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里变 形部分的大头端和小头端的直径比为1.5,并且大头端与未变形部分形成R30的弯角; 7) 将六锻的锻坯加热到950〜1000°C,变形端放入七锻模具内,模具为平行四边形扁柱 体;在锻机上用6〇〇〇kN的压力进行锻造,锻至锻坯变形粗大端完全充满模具,即得到粗大端 为平行四边形扁柱体的聚集比为7.1的杆类锻件坯件。
2.—种大聚集比钛合金顶锻件的成形方法,其特征在于,包括如下步骤: 1) 取钛合金棒料,棒料的长度与直径的比值为9,将棒材加热到900〜95(TC后,一端放 入一锻模具内,模具为一端开口的锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用5000kN的 压力进行锻造,锻至棒料在模具里变形部分的大头端和小头端的直径比为1.1,并且大头端 与未变形部分形成R40的弯角; 2) 将一锻的锻坯加热到9〇〇〜950°C后,变形端放入二锻模具内,模具为一端开口的锥 台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用5000kN的压力进行锻造,锻至锻还在模具里变 形部分的大头端和小头端的直径比为1 • 1,并且大头端与未变形部分形成R40的弯角; 3) 将二锻的锻坯加热到9〇〇〜950°C后,变形端放入三锻模具内,模具为一端开口的锥 台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用5000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里变 形部分的大头端和小头端的直径比为1 • 1,并且大头端与未变形部分形成R40的弯角; 4) 将三锻的锻坯加热到9〇〇〜95〇°C,变形端放入四锻模具内,模具为一端开口的锥台, 并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用5000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里变形 部分的大头端和小头端的直径比为1.1,并且大头端与未变形部分形成R40的弯角; 5) 将四锻的锻坯加热到900〜95(TC,变形端放入五锻模具内,模具为一端开口的锥台, 并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用5000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里变形 部分的大头端和小头端的直径比为1.1,并且大头端与未变形部分形成R40的弯角; 6) 将五锻的锻坯加热到900〜950°C,变形端放入六锻模具内,模具为一端开口的锥台, 并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用5000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里变形 部分的大头端和小头端的直径比为1.1,并且大头端与未变形部分形成R40的弯角; 7) 将六锻的锻坯加热到900〜95(TC,变形端放入七锻模具内,模具为椭圆形扁柱体;在 锻机上用5000kN的压力进行锻造,锻至变形粗大端完全充满模具,即得到粗大端为椭圆形 扁柱体的聚集比6.7的钛合金顶锻件坯件。
3.—种大聚集比钛合金顶锻件的成形方法,其特征在于,包括如下步骤: 1) 取钛合金棒料,棒料的长度与直径的比值为5,将棒材加热到900〜95(TC后,一端放 入一锻模具内,模具为一端开口的锥台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用7〇〇〇kN的 压力进行锻造,锻至棒料在模具里变形部分的大头端和小头端的直径比为1.3,并且大头端 与未变形部分形成R50的弯角; 2) 将一锻的锻坯加热到900〜95(TC后,变形端放入二锻模具内,模具为一端开口的锥 台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用7000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里变 形部分的大头端和小头端的直径比为1.3,并且大头端与未变形部分形成R50的弯角; 3) 将二锻的锻坯加热到900〜950°C后,变形端放入三锻模具内,模具为一端开口的锥 台,并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用7000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里变 形部分的大头端和小头端的直径比为1 • 3,并且大头端与未变形部分形成R50的弯角; 4) 将三锻的锻坯加热到900〜950°C,变形端放入四锻模具内,模具为一端开口的锥台, 并且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用7000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里变形 部分的大头端和小头端的直径比为1.3,并且大头端与未变形部分形成R50的弯角; 5) 将四锻锻坯加热到900〜950°C,变形端放入五锻模具内,模具为一端开口的锥台,并 且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用7000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里变形部 分的大头端和小头端的直径比为1 • 3,并且大头端与未变形部分形成R50的弯角; 6) 将五锻锻坯加热到9〇〇〜9f5(TC,变形端放入六锻模具内,模具为一端开口的锥台,并 且开口端为锥台的粗大端;在锻机上用7000kN的压力进行锻造,锻至锻坯在模具里变形部 分的大头端和小头端的直径比为1.3,并且大头端与未变形部分形成R50的弯角; 7) 将六锻的锻坯加热到9〇〇〜950°C,变形端放入七锻模具内,模具为椭圆形扁柱体;在 锻机上用7000kN的压力进行锻造,锻至变形粗大端完全充满模具,即得到粗大端为椭圆形 扁柱体的聚集比6 • 9的钛合金顶锻件坯件。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN101658895A (zh) * 2009-03-19 2010-03-03 无锡透平叶片有限公司 航空发动机ta19钛合金机匣厚板局部加载成形方法
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