CN106636592A - 一种细化gh2787锻件晶粒的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明所述细化GH2787锻件晶粒的方法，由将GH2787坯料形成锻件的锻造工艺和GH2787锻件的热处理工艺组成，所述热处理工艺依次为固溶处理、一次时效、二次时效，对GH2787坯料进行锻造的保温温度为950℃～1050℃，变形量为25％～65％；GH2787锻件的固溶处理温度为900℃～1020℃、保温时间为0.5h～2.5h、冷却方式为空气冷却，一次时效的温度为700℃～800℃、保温时间为5h～24h、冷却方式为空气冷却，二次时效的温度为600℃～700℃、保温时间为8h～24h、冷却方式为空气冷却。

Description

一种细化GH2787锻件晶粒的方法
技术领域
本发明属于锻件晶粒细化领域，特别涉及一种细化GH2787锻件晶粒的方法。
背景技术
GH2787材料是Fe-Ni-Cr基沉淀硬化型变形高温合金，具有较高的强度水平，具有良好的热加工塑性。长期使用温度范围500℃～750℃，最高使用温度800℃，可用于制造工作温度700℃～800℃的燃气涡轮或其它发动机的工作叶片，工作温度500℃～700℃的压气机叶片，工作温度750℃的涡轮盘、转向器和环等锻件。
用GH2787材料制造发动机、压气机叶片及涡轮盘、转向器和环等构件，主工艺路线为锻造-热处理-机械加工，其中锻造-热处理工艺决定锻件的晶粒尺寸，而锻件晶粒尺寸的大小决定所制造产品的性能。现有技术表明，GH2787锻件均产生晶粒尺寸超过150μm的粗大晶粒，在解剖面上晶粒大小存在较大差异，因此用此种材料制造的发动机叶片无法通过26kgf/mm2应力，2×107循环的疲劳试验，不能满足航空发动机高疲劳载荷要求。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种细化GH2787锻件晶粒的方法，以便通过锻件晶粒的细化提高锻件的机械性能。
本发明所述细化GH2787锻件晶粒的方法，由将GH2787坯料形成锻件的锻造工艺和GH2787锻件的热处理工艺组成，所述热处理工艺依次为固溶处理、一次时效、二次时效，对GH2787坯料进行锻造的保温温度为950℃～1050℃，变形量为25％～65％；GH2787锻件的固溶处理温度为900℃～1020℃、保温时间为0.5h～2.5h、冷却方式为空气冷却，一次时效的温度为700℃～800℃、保温时间为5h～24h、冷却方式为空气冷却，二次时效的温度为600℃～700℃、保温时间为8h～24h、冷却方式为空气冷却。
上述方法中，所述锻造工艺为模锻或自由锻。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
1、采用本发明所述方法得到的GH2787锻件，晶粒尺寸为30μm～40μm，且晶粒尺寸均匀，无异常粗大晶粒出现，较现有技术制造的GH2787锻件晶粒尺寸和晶粒的均匀性得到了本质改善。
2、采用本发明所述方法制造的GH2787发动机叶片锻件经机械加工后，疲劳寿命通过26kgf/mm2应力，1×108次循环的振动疲劳试验，较现有技术制造的GH2787发动机叶片，疲劳寿命成倍增长，可满足航空发动机长寿命和高可靠性的要求。
3、本发明所述方法与现有技术相比，不需要增加设备和操作环节，因而易于掌握和推广。
附图说明
图1是实施例1和实施例2所要制造的GH2787高压转子叶片锻件的示意图；
图2是实施例1所制造GH2787高压转子叶片锻件的金相显微照片；
图3是对比例1所制造GH2787高压转子叶片锻件的金相显微照片。
具体实施方式
下面通过实施例、对比例对本发明所述细化GH2787锻件晶粒的方法作进一步说明。下述实施例和对比例中，顶锻和终锻使用的锻造设备为型号B112M的平锻机和型号K864的压力机，热处理加热和保温使用型号为TX-50的电炉。
实施例1
本实施例制造图1所示的高压转子叶片锻件，材料为GH2787，由将GH2787坯料形成锻件的锻造工艺和GH2787锻件的热处理工艺组成，所述锻造工艺依次为顶锻、终锻，所述热处理工艺依次为固溶处理、一次时效、二次时效；对GH2787坯料进行顶锻和终锻的保温温度均为1020℃，变形量均为50％；GH2787锻件的固溶处理温度为1010℃、保温时间为1.0h、冷却方式为空气冷却，一次时效的温度为800℃、保温时间为5h、冷却方式为空气冷却，二次时效的温度为700℃、保温时间为8h、冷却方式为空气冷却。所制备GH2787高压转子叶片锻件的金相显微照片见图2，从图2可以看出，所述锻件的晶粒尺寸为30μm～40μm，且晶粒尺寸均匀，无异常粗大晶粒出现。
将所制造的GH2787高压转子叶片锻件机械加工后进行振动疲劳实验，疲劳寿命达到26kgf/mm2应力，1×108次循环。
对比例1
本对比例制造图1所示的高压转子叶片锻件，材料为GH2787，由将GH2787坯料形成锻件的锻造工艺和GH2787锻件的热处理工艺组成，所述锻造工艺依次为顶锻、终锻，所述热处理工艺依次为固溶处理、一次时效、二次时效；对GH2787坯料进行顶锻和终锻的保温温度均为1020℃，变形量均为50％；GH2787锻件的固溶处理温度为1190℃、保温时间为4h、冷却方式为空气冷却，一次时效的温度为1050℃、保温时间为4h、冷却方式为空气冷却，二次时效的温度为760℃、保温时间为16h、冷却方式为空气冷却。所制备GH2787高压转子叶片锻件的金相显微照片见图3，从图3可以看出，所述锻件的晶粒粗大，超过150μm，且晶粒大小存在较大差异。
将所制造的GH2787高压转子叶片锻件机械加工后进行振动疲劳实验，疲劳寿命仅为26kgf/mm2应力，2×106次循环。
实施例2
本实施例制造图1所示的高压转子叶片锻件，材料为GH2787，由将GH2787坯料形成锻件的锻造工艺和GH2787锻件的热处理工艺组成，所述锻造工艺依次为顶锻、终锻，所述热处理工艺依次为固溶处理、一次时效、二次时效；对GH2787坯料进行顶锻和终锻的保温温度均为1020℃，变形量均为50％；GH2787锻件的固溶处理温度为920℃、保温时间为1.5h、冷却方式为空气冷却，一次时效的温度为700℃、保温时间为24h、冷却方式为空气冷却，二次时效的温度为600℃、保温时间为24h、冷却方式为空气冷却。所制备GH2787高压转子叶片锻件的平均晶粒尺寸为30μm，且晶粒尺寸均匀，无异常粗大晶粒出现。
将所制造的GH2787高压转子叶片锻件机械加工后进行振动疲劳实验，疲劳寿命达到26kgf/mm2应力，1×108次循环。
实施例3
本实施例制造长×宽×高＝110mm×25mm×11mm的锻件，材料为GH2787，由将GH2787坯料形成锻件的锻造工艺和GH2787锻件的热处理工艺组成，所述锻造工艺为自由锻，所述热处理工艺依次为固溶处理、一次时效、二次时效；对GH2787坯料进行锻造的保温温度为970℃，变形量均为39％；GH2787锻件的固溶处理温度为940℃、保温时间为2h、冷却方式为空气冷却，一次时效的温度为780℃、保温时间为10h、冷却方式为空气冷却，二次时效的温度为680℃、保温时间为15h、冷却方式为空气冷却。所制备GH2787锻件的平均晶粒尺寸为40μm，且晶粒尺寸均匀，无异常粗大晶粒出现。

Claims (1)

1.一种细化GH2787锻件晶粒的方法，由将GH2787坯料形成锻件的锻造工艺和GH2787锻件的热处理工艺组成，所述热处理工艺依次为固溶处理、一次时效、二次时效，其特征在于对GH2787坯料进行锻造的保温温度为950℃～1050℃，变形量为25％～65％；GH2787锻件的固溶处理温度为900℃～1020℃、保温时间为0.5h～2.5h、冷却方式为空气冷却，一次时效的温度为700℃～800℃、保温时间为5h～24h、冷却方式为空气冷却，二次时效的温度为600℃～700℃、保温时间为8h～24h、冷却方式为空气冷却。
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103465027A (zh) * 2013-09-26 2013-12-25 贵州航宇科技发展股份有限公司 一种gh4169合金细晶盘坯制造方法
CN103586391A (zh) * 2013-11-11 2014-02-19 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种材料为gh2787的高温合金叶片挤压成形方法
CN105296721A (zh) * 2015-11-23 2016-02-03 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种调整优质gh2132合金叶片锻件屈服强度的方法
CN105441654A (zh) * 2015-11-20 2016-03-30 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种gh2787合金叶片精密冷辊轧制备方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103465027A (zh) * 2013-09-26 2013-12-25 贵州航宇科技发展股份有限公司 一种gh4169合金细晶盘坯制造方法
CN103586391A (zh) * 2013-11-11 2014-02-19 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种材料为gh2787的高温合金叶片挤压成形方法
CN105441654A (zh) * 2015-11-20 2016-03-30 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种gh2787合金叶片精密冷辊轧制备方法
CN105296721A (zh) * 2015-11-23 2016-02-03 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种调整优质gh2132合金叶片锻件屈服强度的方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
张冬梅等: "固溶温度对GH2787合金组织性能的影响", 《材料与冶金学报》 *
李嘉荣等: "《先进高温结构材料与技术 下》", 30 June 2012, 国防工业出版社 *
魏超: "《液体火箭发动机特种制造技术》", 31 October 2014, 中国宇航出版社 *

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