CN108405788B - 一种TiB/7050铝基复合材料锻件的锻造方法 - Google Patents

一种TiB/7050铝基复合材料锻件的锻造方法 Download PDF

Info

Publication number
CN108405788B
CN108405788B CN201810369838.6A CN201810369838A CN108405788B CN 108405788 B CN108405788 B CN 108405788B CN 201810369838 A CN201810369838 A CN 201810369838A CN 108405788 B CN108405788 B CN 108405788B
Authority
CN
China
Prior art keywords
forging
matrix composite
aluminum matrix
tib
forming
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201810369838.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108405788A (zh
Inventor
王波伟
秦卫东
张帅
薛强
何森虎
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shaanxi Hongyuan Aviation Forging Co Ltd
Original Assignee
Shaanxi Hongyuan Aviation Forging Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shaanxi Hongyuan Aviation Forging Co Ltd filed Critical Shaanxi Hongyuan Aviation Forging Co Ltd
Priority to CN201810369838.6A priority Critical patent/CN108405788B/zh
Publication of CN108405788A publication Critical patent/CN108405788A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108405788B publication Critical patent/CN108405788B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21K—MAKING FORGED OR PRESSED METAL PRODUCTS, e.g. HORSE-SHOES, RIVETS, BOLTS OR WHEELS
    • B21K3/00—Making engine or like machine parts not covered by sub-groups of B21K1/00; Making propellers or the like
    • B21K3/04—Making engine or like machine parts not covered by sub-groups of B21K1/00; Making propellers or the like blades, e.g. for turbines; Upsetting of blade roots
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21J—FORGING; HAMMERING; PRESSING METAL; RIVETING; FORGE FURNACES
    • B21J1/00—Preparing metal stock or similar ancillary operations prior, during or post forging, e.g. heating or cooling
    • B21J1/06—Heating or cooling methods or arrangements specially adapted for performing forging or pressing operations
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21J—FORGING; HAMMERING; PRESSING METAL; RIVETING; FORGE FURNACES
    • B21J5/00—Methods for forging, hammering, or pressing; Special equipment or accessories therefor
    • B21J5/02—Die forging; Trimming by making use of special dies ; Punching during forging
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C21/00—Alloys based on aluminium
    • C22C21/003—Alloys based on aluminium containing at least 2.6% of one or more of the elements: tin, lead, antimony, bismuth, cadmium, and titanium

Abstract

本发明公开一种TiB/7050铝基复合材料锻件的锻造方法，包括以下步骤：将坯料加热到410℃～460℃，对坯料进行镦拔，变形量30～35％，形成荒坯；将荒坯加热至300～480℃保温，保温系数1.0～1.3min/mm，然后转移放入预热至250～300℃的预锻模具内，采用1～5mm/s的下压速度，完成预锻件的成形；将预锻件加热至300～480℃，保温系数1.0～1.3min/mm，然后转移放入预热至400～480℃的等温终锻模具内，采用0.5～3mm/s的下压速度，完成终锻件的成形。本发明的方法将普通预锻和等温终锻结合起来，充分克服了铝基复合材料塑性差、难变形的困难，可获得组织及性能优良的TiB/7050铝基复合材料风扇叶片锻件，从而通过锻造方式，实现了铝基复合材料在发动机风扇叶片零件的应用。

Description

一种TiB/7050铝基复合材料锻件的锻造方法
技术领域
本发明涉及一种航空发动机用锻件的锻造成形方法，特别涉及TiB/7050铝基复合材料锻件的锻造方法。
背景技术
铝基复合材料是随着航空航天领域对材料的高强度、低密度的要求要求而出现的，其特点在于通过颗粒增强基体合金，产生界面吸收能量、阻碍裂纹的扩展，提高材料的弹性模量和强度。TiB/7050铝基复合材料就是其中的一种，它通过TiB化合物使得合金产生颗粒强化，使得合金的室温强度达到690Mpa。伴随着航空发动机用推重比不断的提高，通过选材减重不容忽视，航空发动机风扇叶片部件零部件材料备受关注。
目前通常使用航空发动机风扇叶片部件零部件材料主要为钛合金，主要考虑其室温下具有较高的强度和塑性，伴随着铝基复合材料的研制，试验结果表明该合金综合性能满足风扇叶片的使用要求，与钛合金相比，可减少近一半的重量。对实现航空发动机高推重比、高性能具有重要的意义。然而伴随着铝基复合材料强度的提高，塑性相比明显降低，材料的热加工难度增加，从而限制其推广及应用。
发明内容
鉴于现有技术的上述情况，本发明的目的是提供一种TiB/7050铝基复合材料的锻造方法，采用该方法能够锻造出表面光滑、组织及性能优良的TiB/7050铝基复合材料锻件。
本发明的上述目的是利用以下的技术方案实现的：
一种TiB/7050铝基复合材料锻件的锻造方法，包括以下步骤：
将坯料加热到410℃～460℃，对坯料进行镦拔，变形量30～35％，形成荒坯；
将荒坯加热至300～480℃保温，保温系数1.0～1.3min/mm，然后转移放入预热至250～300℃的预锻模具内，采用1～5mm/s的下压速度，完成预锻件的成形；
将预锻件加热至300～480℃，保温系数1.0～1.3min/mm，然后转移放入预热至400～480℃的等温终锻模具内，采用0.5～3mm/s的下压速度，完成终锻件的成形。
进一步地，终锻件成形时的下压速度为1mm/s，这样，锻件表面完整性及充型效果较理想。
进一步地，终锻件成形时，预锻件的加热温度为420℃，这样，TiB/7050铝基复合材料塑性较好，利于成形。
所述方法还可包括在终锻前，对预锻件进行切除毛边及吹砂清理，然后预热至150～200℃，进行表面喷涂润滑剂。
本发明的方法将普通预锻和等温终锻结合起来，充分克服了铝基复合材料塑性差、难变形的困难，可获得组织及性能优良的TiB/7050铝基复合材料风扇叶片锻件，从而通过锻造方式，实现了铝基复合材料在发动机风扇叶片零件的应用。
具体实施方式
为了更清楚地理解本发明的目的、技术方案及优点，下面结合实施例，对本发明进行进一步详细说明。
本发明提供一种TiB/7050铝基复合材料的锻造方法，该材料的化学成分(重量百分比)为：Cu：2.24％、Mg：2.27％、Sn：2.1％、Zr：0.13％、Ti+B：2～12％、其余为Al。
按照本发明的方法，该材料从棒材坯料到生产出合格的航空发动机用TiB/7050铝基复合材料风扇叶片锻件的工艺步骤如下：
将坯料加热到介于410℃～460℃的规定温度，比如430℃，然后对坯料进行镦拔，变形量30～35％，形成荒坯，具体地，在本实施例中，采用2500t快锻机将坯料￠200×485mm镦粗至200×90×840mm，形成荒坯；
将荒坯按荒坯图进行机加后加热至420℃保温，保温时间310min，然后转移放入预热至280±10℃的预锻模具内，采用3mm/s的较慢下压速度，完成预锻件的成形，其中预锻模具的型腔表面可进行润滑剂喷涂；
视情况，可对预锻件进行切除毛边及吹砂清理后，预热至200℃，进行表面润滑剂喷涂；
最后，将预锻件加热至420℃，保温250min，在该温度下，TiB/7050铝基复合材料塑性较好，利于成形，然后转移放入预热至400℃的等温终锻模具内，采用1mm/s的较慢下压速度，完成终锻件的成形，这样，锻件表面完整性及充型效果较理想。
此外，在锻造之前，本领域的技术人员还可依据锻件结构特点，利用诸如Deform之类的计算机数值模拟软件，优化荒型设计，完成中间坯的设计及普通锻模具结构设计，以通过调整坯料形状，实现锻件各部位坯料的均匀分布。
采用本发明的锻造方法锻造成形的TiB/7050铝基复合材料风扇叶片锻件，其轮廓尺寸930×394×19.5mm，投影面积0.36m2，锻件重量24.6Kg。本发明的方法将普通预锻和等温终锻结合起来，充分克服了铝基复合材料塑性差、难变形的困难，可获得组织及性能优良的TiB/7050铝基复合材料风扇叶片锻件，从而通过锻造方式，实现了铝基复合材料在发动机风扇叶片零件的应用。

Claims (4)

1.一种TiB/7050铝基复合材料锻件的锻造方法，包括以下步骤：
将坯料加热到410℃～460℃，对坯料进行镦拔，变形量30～35％，形成荒坯；
将荒坯加热至300～480℃保温，保温系数1.0～1.3min/mm，然后转移放入预热至250～300℃的预锻模具内，采用1～5mm/s的下压速度，完成预锻件的成形；
将预锻件加热至300～480℃，保温系数1.0～1.3min/mm，然后转移放入预热至400～480℃的等温终锻模具内，采用0.5～3mm/s的下压速度，完成终锻件的成形。
2.按照权利要求1所述的方法，其中终锻件成形时的下压速度为1mm/s。
3.按照权利要求1所述的方法，其中终锻件成形时，预锻件的加热温度为420℃。
4.按照权利要求1所述的方法，还包括在终锻前，对预锻件进行切除毛边及吹砂清理，然后预热至150～200℃，进行表面喷涂润滑剂。
CN201810369838.6A 2018-04-23 2018-04-23 一种TiB/7050铝基复合材料锻件的锻造方法 Active CN108405788B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810369838.6A CN108405788B (zh) 2018-04-23 2018-04-23 一种TiB/7050铝基复合材料锻件的锻造方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810369838.6A CN108405788B (zh) 2018-04-23 2018-04-23 一种TiB/7050铝基复合材料锻件的锻造方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108405788A CN108405788A (zh) 2018-08-17
CN108405788B true CN108405788B (zh) 2019-11-15

Family

ID=63136301

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810369838.6A Active CN108405788B (zh) 2018-04-23 2018-04-23 一种TiB/7050铝基复合材料锻件的锻造方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108405788B (zh)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109773096A (zh) * 2018-12-11 2019-05-21 陕西宏远航空锻造有限责任公司 一种提高探伤水平的锻造方法及装置
CN111036820A (zh) * 2019-12-25 2020-04-21 江西景航航空锻铸有限公司 一种压入式自由锻的成型方法
CN111761022A (zh) * 2020-07-01 2020-10-13 陕西宏远航空锻造有限责任公司 一种TiB2/7050风扇小型转子叶片锻件的制造方法
CN111879910A (zh) * 2020-07-04 2020-11-03 西北工业大学 一种优化锻造工艺参数与组织性能的试验方法
CN113857403A (zh) * 2021-09-30 2021-12-31 合肥工业大学智能制造技术研究院 一种铝镁钇合金等温模锻工艺
CN114603072B (zh) * 2022-01-13 2023-04-14 上海交通大学 一种基于感应加热的二硼化钛-7075铝基复合材料小叶片的锻造方法

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104264001B (zh) * 2014-09-16 2016-08-17 广东新劲刚新材料科技股份有限公司 一种原位自生颗粒增强的铝基复合材料及其制备方法
CN105478642A (zh) * 2015-12-02 2016-04-13 贵州安大航空锻造有限责任公司 2024铝基复合材料夹板锻件的等温锻造成形方法
CN106862476B (zh) * 2015-12-14 2018-07-06 陕西宏远航空锻造有限责任公司 一种航空用大型铝基复合材料风扇叶片精锻件的锻造方法
CN106694769B (zh) * 2016-12-06 2019-11-08 中国科学院金属研究所 一种不连续增强铝基复合材料的锻件制备工艺
CN107866511A (zh) * 2017-11-09 2018-04-03 中车青岛四方机车车辆股份有限公司 一种碳纳米管增强铝基复合材料的锻造成型方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN108405788A (zh) 2018-08-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108405788B (zh) 一种TiB/7050铝基复合材料锻件的锻造方法
CN105344819B (zh) 大曲率钛合金蒙皮零件的等温成形模具及其成形方法
CN109622865B (zh) 一种航空发动机用gh4169系高温合金涡轮盘的锻造方法
JP2020032466A (ja) 鍛造製品および他の加工製品の製造方法
CN108296715B (zh) 一种采用锻造和增材制造复合成形金属大型构件的方法
CN110976727B (zh) 一种提高钛合金锻件组织均匀性的锻造方法
CN109093048B (zh) 一种大型机闸类锻件模具及锻造方法
CN107262645A (zh) 一种新能源汽车空调压缩机轴承座成形工艺
CN106862452A (zh) 一种TC17钛合金整体叶盘的等温β锻造方法
CN105734473A (zh) 一种tc17钛合金的等温锻造组织控制方法
US10022769B2 (en) Method for producing a shaped part from an aluminum alloy sheet
CN105215240B (zh) 一种超大型钛合金整体框锻件的制坯方法
CN104668417A (zh) 飞机起落架外筒锻件径向锻造式应变诱发半固态模锻工艺
CN109570418B (zh) 一种铝合金筋板类矩形锻件的精密成形方法
CN109622837B (zh) 一种高探伤水平的tc11钛合金饼坯的制备方法及装置
CN102319864A (zh) 降低tc4合金叶片锻造温度的锻造方法
JP2018144109A (ja) 熱間鍛造用金型
CN105382167A (zh) 超细晶粒钛合金护套及其复合挤压成形模具及方法
CN205341647U (zh) 大曲率钛合金蒙皮零件的等温成形模具
US20180093316A1 (en) Method and apparatus for forming a compound curvature metal skin
CN109622650A (zh) 一种gh4169合金盘轴一体化高强工艺锻件的反挤压成型方法
CN109013995B (zh) 一种钛合金锻件近等温精密锻造方法
CN205165702U (zh) 超细晶粒钛合金护套及其复合挤压成形模具
CN106391958A (zh) Tc4大型钛合金斜筒类模锻件的制造方法
RU2381083C1 (ru) Способ изготовления лопаточных заготовок

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant