CN108085539A - 一种航空发动机轴承座复杂构件粉末成形方法 - Google Patents

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邓太庆
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Abstract

为解决原铸造工艺成形复杂构件出现气孔、夹杂等内部缺陷问题，本发明提供了一种航空发动机轴承座复杂构件粉末成形方法，其特征在于：采用粉末热等静压工艺直接成形出所需构件，再通过后续机械加工达到零件的尺寸要求。采用该方法制得的轴承座复杂结构构件其尺寸满足设计要求、组织均匀、内部无缺陷、具有锻件性能水平，提高了零件的强度和表面完整性。

Description

一种航空发动机轴承座复杂构件粉末成形方法
技术领域
本发明涉及复杂构件的粉末成形方法，特别提供一种航空发动机轴承座成形方法。
背景技术
对于航空发动机用薄壁、结构复杂的构件，目前普遍采用传统的铸造工艺进行成形，由于铸造工艺的特点，使其组织致密性差，内部缺陷无法避免，部分构件内部缺陷超出标准要求而报废，进而导致生产成本的增加；同时采用铸造工艺成形的构件甚至会出现尺寸超差的现象，调整加工周期长，影响构件的研制进度。
发明内容
为解决原铸造工艺成形复杂构件出现气孔、夹杂等内部缺陷问题，本发明采用粉末热等静压工艺实现复杂结构件的一次整体近净成形，研制出尺寸满足设计要求、组织均匀、内部无缺陷、具有锻件性能水平的轴承座复杂结构构件的成形方法，提高零件的强度和表面完整性。
本发明技术方案如下：
一种航空发动机轴承座复杂构件粉末成形方法，其特征在于：采用粉末热等静压工艺直接成形出所需构件，再通过后续机械加工达到零件的尺寸要求。
其中，所述热等静压工艺的工艺流程为：原材料准备→包套设计、制造→装粉、除气及缝焊→热等静压→去除包套。所述机械加工工艺流程为：粗加工→热处理→精加工。
本发明所述方法能够在一次热等静压过程中同时实现材料致密和构件成形，技术要点包括以下几点：
①原材料准备
粉末制备包括等离子旋转电极制粉、磁选筛分、静电除杂、粉末检测和包装等环节，整个生产环节均在高纯气体保护下进行，保证粉末的高纯净化。
等离子旋转电极制粉是在惰性气体介质中，采用等离子旋转电极法在等离子束的作用下，棒料熔化形成的液体受到离心力和液体表面张力的双重作用，被破碎成液滴飞离电极棒，之后受到保护气体的强制对流冷却，快速凝固成粉末。
采用磁选筛分设备对金属粉末进行分离，筛分时根据成形构件具体工艺对粉末粒度的要求筛分出所需的合金粉末。
在惰性气体保护下，利用静电去夹杂设备进行夹杂物的去除。
根据热等静压工艺的要求对制备的粉末进行检测，达到要求的粉末用于轴承座复杂构件的成形。
②包套设计、制造
根据复杂构件的特点并结合粉末热等静压工艺特点进行包套的设计，在充分考虑粉末的流动性、收缩率及构件的结构特点对成形的影响下，同时要结合数值模拟技术和实际成形的情况优化包套结构。设计完成的包套采用碳钢进行加工制造。
③装粉、除气及缝焊
将合金粉末装入包套中，粉末装入包套中后需进行真空加热脱气预处理，脱气过程真空度优于10-2Pa。脱气后对包套进行缝焊、密封处理。
④热等静压
将除气密封的包套放入热等静压设备中，成形构件。热等静压温度在800℃-980℃之间选定，施加压力不小于120MPa，保持2h～4h成形，炉冷。
⑤去除包套
热等静压成形后采用机加工和化铣方式去除包套材料，得到所成形的构件。
⑥粗加工
由于成形时构件部分带有余量，先进行粗加工去除多余的余量，达到毛坯图要求的尺寸。
⑦热处理
粗加工后的轴承座构件进行真空退火处理，退火温度700℃～850℃，保温1h～4h，随炉冷却到100℃以下出炉空冷。
⑧精加工
根据构件设计图要求加工去除余量，达到设计要求。
本发明所述成形方法特别适合于航空发动机轴承座复杂构件的制备，该构件采用TA15合金粉末制备，其化学成份要求为质量百分比：Al：5.5～7.0、Mo：0.5～2.0、V：0.8～2.5、Zr：1.5～2.5、Si：0.15、C：0.08、Fe：0.25、O：0.15、N：0.05、H：0.0125、Ti：余。
本发明有益效果为：
①本发明提供了一种复杂构件的粉末成形方法；
②采用本发明所述方法成形的制件组织致密、内部无缺陷；
③采用本发明所述方法成形的制件性能优于铸件，达到锻件的性能水平，可避免原铸造工艺带来的缺陷，缩短铸件缺陷排除和调整的周期；
④提高了构件的综合使用性能；
⑤荧光检查一次合格率100％；
⑥切削效率高，加工后变形小。
附图说明
图1航空发动机轴承座构件结构示意图。
图2粉末热等静压成形原理图。
附图标记：1-上密封盖，2-高压缸，3-屏蔽罩，4、压力介质，5-加热体，6-包套，7-粉末，8-下密封盖，9-泵。
具体实施方式
实施例1
航空发动机轴承座粉末热等静压成形的具体实施过程为：
步骤一：采用旋转电极法进行航空发动机轴承座用TA15合金粉末制备，粒度要小于300μm，化学成份要求为质量百分比：Al：5.5～7.0、Mo：0.5～2.0、V：0.8～2.5、Zr：1.5～2.5、Si：0.15、C：0.08、Fe：0.25、O：0.15、N：0.05、H：0.0125、Ti：基。
步骤二：依据航空发动机轴承座构件(见图1)设计成形用内包套和外包套，并加工制造；然后清洗包套，去除包套上的油污和其他杂物，确保包套的清洁。
步骤三：把合格粉末装入包套中振实、封装缝焊，使包套处于密封状态；随后在真空除气炉或地坑除气炉中进行高温脱气，脱气过程真空度优于10-2Pa。
步骤四：把真空密封状态的包套放入热等静压设备中，在800℃温度下施加压力不小于120MPa，保持3h炉冷，直接成形构件。
步骤五：成形后机加工去除部分包套，再利用化学腐蚀去除剩余包套材料，得到航空发动机轴承座粉末热等静压构件。
步骤六：对航空发动机轴承座构件进行粗加工去除多余的余量，达到毛坯图要求的尺寸。
步骤七：对航空发动机轴承座粉末热等静压构件进行真空退火处理，退火温度800℃，保温1h，随炉冷却到100℃以下出炉空冷。
步骤八：对冷却后的航空发动机轴承座构件进行粗加工，去除多余的余量，得到设计要求的轴承座粉末零件。
采用热等静压工艺直接成形的复杂航空发动机轴承座构件，组织致密、内部无缺陷，荧光检查一次合格率100％；成形的制件性能优于铸件，达到锻件的性能水平，切削效率高，加工后变形小。
实施例2
与实施例1的不同之处在于：
步骤四中热等静压温度为900℃，施加压力不小于120MPa，保持2h炉冷，直接成形构件。
步骤七中真空退火处理温度为750℃，保温2h，随炉冷却到100℃以下出炉空冷。
采用热等静压工艺直接成形的复杂航空发动机轴承座构件，组织致密、内部无缺陷，荧光检查一次合格率100％；成形的制件性能优于铸件，达到锻件的性能水平，切削效率高，加工后变形小。
上述实施例只为说明本发明的技术构思及特点，其目的在于让熟悉此项技术的人士能够了解本发明的内容并据以实施，并不能以此限制本发明的保护范围。凡根据本发明精神实质所作的等效变化或修饰，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种航空发动机轴承座复杂构件粉末成形方法，其特征在于：采用粉末热等静压工艺直接成形出所需构件，再通过后续机械加工达到零件的尺寸要求。
2.按照权利要求1所述航空发动机轴承座复杂构件粉末成形方法，其特征在于，所述热等静压工艺的工艺流程为：原材料准备→包套设计、制造→装粉、除气及缝焊→热等静压→去除包套。
3.按照权利要求1所述航空发动机轴承座复杂构件粉末成形方法，其特征在于，所述机械加工工艺流程为：粗加工→热处理→精加工。
4.按照权利要求2所述航空发动机轴承座复杂构件粉末成形方法，其特征在于：所述原材料准备包括粉末的制备，具体工艺流程为：等离子旋转电极制粉、磁选筛分、静电除杂、粉末检测、包装，整个制备过程均在高纯气体保护下进行。
5.按照权利要求2所述航空发动机轴承座复杂构件粉末成形方法，其特征在于：结合数值模拟技术和实际成形的情况优化包套结构，设计完成的包套采用碳钢进行加工制造。
6.按照权利要求2所述航空发动机轴承座复杂构件粉末成形方法，其特征在于：在装粉、除气及缝焊中，首先将合金粉末装入包套中，粉末装入包套中后需进行真空加热脱气预处理，脱气过程真空度优于10-2Pa，脱气后对包套进行缝焊、密封处理。
7.按照权利要求2所述航空发动机轴承座复杂构件粉末成形方法，其特征在于，所述热等静压过程为：将除气密封的包套放入热等静压设备中，成形构件，热等静压温度在800℃-980℃之间，施加压力不小于120MPa，保持2h～4h成形，炉冷。
8.按照权利要求3所述航空发动机轴承座复杂构件粉末成形方法，其特征在于：粗加工后的轴承座构件进行真空退火处理，退火温度700℃～850℃，保温1h～4h，随炉冷却到100℃以下出炉空冷。
9.按照权利要求1所述航空发动机轴承座复杂构件粉末成形方法，其特征在于：所述航空发动机轴承座复杂构件采用TA15合金粉末制备，其化学成份要求为质量百分比：Al：5.5～7.0、Mo：0.5～2.0、V：0.8～2.5、Zr：1.5～2.5、Si：0.15、C：0.08、Fe：0.25、O：0.15、N：0.05、H：0.0125、Ti：余。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109692953A (zh) * 2018-12-28 2019-04-30 西安欧中材料科技有限公司 一种航空发动机用高温合金盘件制备方法
CN111266588A (zh) * 2020-02-18 2020-06-12 中国地质大学（北京） 一种钛合金薄壁件热等静压控形方法

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103240415A (zh) * 2013-04-18 2013-08-14 北京航空航天大学 一种钛合金薄壁框梁结构的粉末热等静压近净成形方法

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103240415A (zh) * 2013-04-18 2013-08-14 北京航空航天大学 一种钛合金薄壁框梁结构的粉末热等静压近净成形方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
中华人民共和国国家质量监督检验检疫总局 中国国家标准化管理委员会: "《中华人民共和国国家标准 钛及钛合金牌号和化学成分》", 30 December 2016 *
王冰等: "TA15粉末冶金产品热等静压成形工艺的数值模拟", 《宇航材料工艺》 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109692953A (zh) * 2018-12-28 2019-04-30 西安欧中材料科技有限公司 一种航空发动机用高温合金盘件制备方法
CN109692953B (zh) * 2018-12-28 2021-08-31 西安欧中材料科技有限公司 一种航空发动机用高温合金盘件制备方法
CN111266588A (zh) * 2020-02-18 2020-06-12 中国地质大学（北京） 一种钛合金薄壁件热等静压控形方法

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