CN108526365B - 一种大型钛合金中央件的锻造成形方法 - Google Patents
一种大型钛合金中央件的锻造成形方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN108526365B CN108526365B CN201810535929.2A CN201810535929A CN108526365B CN 108526365 B CN108526365 B CN 108526365B CN 201810535929 A CN201810535929 A CN 201810535929A CN 108526365 B CN108526365 B CN 108526365B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- die
- forging
- blank
- furnace
- discharging
- 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
Links
Images
Classifications
-
- 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
- B21J5/002—Hybrid process, e.g. forging following casting
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Forging (AREA)
Abstract
本发明属于难变形材料加工塑性成形领域,涉及一种大型钛合金中央件的锻造成形方法。本发明包含以下步骤:步骤1,根据零件的形状、尺寸、材料特性,设计锻件数模;步骤2,设计模锻用荒坯图和模锻模具图,并进行模具制造;步骤3,使用专用机加设备对棒料两端进行倒大圆角;步骤4,使用模锻液压机进行胎膜锻制坯;步骤5,使用模锻液压机进行模锻;步骤6,对锻件进行热处理。本发明通过上述方法实现了大型中央件常规锻造的生产,具有工艺简单、批量一致性好等特点。实现了新型直升机旋翼系统对疲劳关键件轻量化‑高能效‑长寿命‑低成本的设计指标。
Description
技术领域
本发明属于难变形材料加工塑性成形领域,具体涉及一种大型钛合金中央件的锻造成形方法。
背景技术
在现有技术中,大型中央件一般采用普通超高强度钢通过锻造的方法来加工制造,采用此中工艺方法制备得中央件难以满足先进航空飞行器轻量化、高性能及长寿命的发展目标,难以满足我国新型直升机对旋翼系统中央件的设计要求。而大型钛合金中央件由于投影面积大,在小型设备上成形难度较大,导致从原材料到锻件成型过程中锻压比不足,锻件组织力学性能均匀一致性差,尤其是疲劳寿命低等一系列问题。
发明内容
有鉴于此,本发明的主要目的是提供一种大型钛合金中央件的锻造成形方法。
本发明采用的技术方案是:
一种大型钛合金中央件的锻造成形方法,具体包含以下步骤:
步骤1,设计锻件图;
首先,分析零件图,包括产品零件外廓尺寸、投影面积、最小截面厚度和最大截面厚度及外径大小结构特征,其次,根据上述零件特征,确定锻件余量、拔模斜度、圆角半径参数,进而进行锻件设计;
步骤2,设计模锻用荒坯图和模锻模具图,并进行模具制造;
荒坯图以胎膜锻过程每火次的变形量25%~50%,模锻时变形量25%~30%,以及胎膜锻各截面面积与相对应处锻件截面面积之比为1.1~1.3的原则设计;
根据锻件尺寸,依据0.4%~0.8%的热收缩率和模具与模座的装卡,设计出模锻模具图,模锻模具型腔与热锻件尺寸一致,以利于坯料在型腔中最终流动和成形;
根据模具图进行模具的加工制造,并严格控制模具型腔表面粗糙度;
步骤3,使用专用机加设备对棒料两端进行倒大圆角;
其包含以下程序:
(a)使用专用打磨吊挂将棒料两端尖角倒钝;
(b)在数控卧式车床上将棒料两端倒钝的尖角倒大圆角,保证圆角R80~R100mm;
步骤4,使用模锻液压机进行胎膜锻制坯;
其包括以下程序:
(a)利用制造好的模具进行胎膜锻制坯,模具在天然气炉中预热至100~350℃后安装到模锻设备上;
(b)棒料在电炉中进行加热,加热温度Tβ‐(15~45)℃,保温时间按0.5‐1.2min/mm计算;每火次坯料保温时间达到工艺规定要求时出炉对坯料进行包套,防止锻造过程中坯料过快降温,并将坯料回炉保温30min后出炉锻造;
(c)锻造前对模具型腔进行水基石墨润滑;
(d)棒料出炉后置于模锻之间进行胎膜锻制坯,并控制每火次的压下量,压制速度2~10mm/s,得到符合工艺要求的荒坯;
(e)空冷;
重复上述a~e步骤3~5次;
步骤5,使用模锻液压机进行常规模锻;
其包含以下程序:
(a)利用制造好的模具进行常规模锻,模具在天然气炉中预热至100~350℃后安装到模锻设备上;
(b)喷涂防护润滑剂:将坯料置于电炉中预热100~200℃,保温60~90min后均匀喷涂润滑剂,喷涂厚度0.3~0.8mm,保证坯料表面喷涂后厚度均匀;
(c)将坯料使用电炉进行加热,加热温度Tβ‐(15~45)℃,保温时间按0.5‐1.2min/mm计算;每火次坯料保温时间达到工艺规定要求时出炉对坯料进行包套,防止锻造过程中坯料过快降温,并将坯料回炉保温30min后出炉锻造;
(d)锻造前对模具型腔进行水基石墨润滑;
(e)将坯料出炉后置于模锻之间进行常规模锻,并控制每火次的压下量,压制速度2~6mm/s,得到符合图纸要求的锻件;
(f)空冷;
重复上述a~f步骤1‐2次;
步骤6,对锻件进行热处理。
进一步地,所述步骤5中,坯料的终锻温度≥700℃。
进一步地,所述步骤6的热处理工艺为:锻件在电炉中760℃加热保温120min后出炉淬火,淬火转移时间小于30s;在电炉中520℃保温500min后出炉空冷。
进一步地,所述步骤6的热处理工艺为:锻件在电炉中790℃加热保温150min后出炉淬火,淬火转移时间小于35s;在电炉中620℃保温510min后出炉空冷。
本发明的有益效果:本发明生产出尺寸精度高、组织力学性能均匀性好,并具有强度‐塑性‐韧性‐疲劳寿命匹配最佳的钛合金中央件锻件,满足新直升机关键件对大尺寸、轻量化、长寿命和低成本中央件的设计需求。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案,下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍,显而易见地,下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例,对于本领域普通技术人员来讲,在不付出创造性劳动的前提下,还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为案例1锻件轴测图;
图2为案例2锻件轴测图。
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,下面对本发明实施方式作进一步地详细描述。
步骤1,设计锻件图;
首先,分析零件图,包括产品零件外廓尺寸、投影面积、最小截面厚度和最大截面厚度、内径大小和外径大小结构特征,其次,根据上述零件特征,确定锻件余量、拔模斜度、圆角半径参数,进而进行锻件设计;
步骤2,设计模锻用荒坯图和模锻模具图,并进行模具制造;
荒坯图以胎膜锻过程每火次的变形量25%~50%,模锻时变形量25%~30%,以及胎膜锻各截面面积与相对应处锻件截面面积之比为1.1~1.3的原则设计;
根据锻件尺寸,依据0.4%~0.8%的热收缩率和模具与模座的装卡,设计出模锻模具图,模锻模具型腔与热锻件尺寸一致,以利于坯料在型腔中最终流动和成形;
根据模具图进行模具的加工制造,并严格控制模具型腔表面粗糙度;
步骤3,使用专用机加设备对棒料两端进行倒大圆角;
其包含以下程序:
(a)使用专用打磨吊挂将棒料两端尖角倒钝;
(b)在数控卧式车床上将棒料两端倒钝的尖角倒大圆角,保证圆角R80~R100mm;
步骤4,使用模锻液压机进行胎膜锻制坯;
其包括以下程序:
(a)利用制造好的模具进行胎膜锻制坯,模具在天然气炉中预热至100~350℃后安装到模锻设备上;
(b)棒料在电炉中进行加热,加热温度Tβ‐(15~45)℃,保温时间按0.5‐1.2min/mm计算;每火次坯料保温时间达到工艺规定要求(即加热温度Tβ‐(15~45)℃,保温时间按0.5‐1.2min/mm计算)时出炉对坯料进行包套,防止锻造过程中坯料过快降温,并将坯料回炉保温30min后出炉锻造;
(c)锻造前对模具型腔进行水基石墨润滑;
(d)棒料出炉后置于模锻之间进行胎膜锻制坯,并控制每火次的压下量,压制速度2~10mm/s,得到符合工艺要求的荒坯;
(e)空冷;
重复上述a~e步骤3~5次;
步骤5,使用模锻液压机进行常规模锻;
其包含以下程序:
(a)利用制造好的模具进行常规模锻,模具在天然气炉中预热至100~350℃后安装到模锻设备上;
(b)喷涂防护润滑剂:将坯料置于电炉中预热100~200℃,保温60~90min后均匀喷涂润滑剂,喷涂厚度0.3~0.8mm,保证坯料表面喷涂后厚度均匀;
(c)将坯料使用电炉进行加热,加热温度Tβ‐(15~45)℃,保温时间按0.5‐1.2min/mm计算;每火次坯料保温时间达到工艺规定要求(即加热温度Tβ‐(15~45)℃,保温时间按0.5‐1.2min/mm计算)时出炉对坯料进行包套,防止锻造过程中坯料过快降温,并将坯料回炉保温30min后出炉锻造;
(d)锻造前对模具型腔进行水基石墨润滑;
(e)将坯料出炉后置于模锻之间进行常规模锻,并控制每火次的压下量,压制速度2~6mm/s,得到符合图纸要求的锻件;
(f)空冷;
重复上述a~f步骤1‐2次;
步骤6,对锻件进行热处理。
以下结合实施例对具体实施方式进行说明。
案例一:参照图1,锻件材料:钛合金TB6,相变点801℃;锻件外廓尺寸:Φ1150×356mm;锻件投影面积1.1m2;锻件重量:426Kg。
步骤1,设计锻件图;
首先,分析零件图:零件外廓尺寸为Φ1120×340mm,投影面积为1m2,最大外廓直径Φ1120mm,内孔Φ180mm,外缘处筋高落差35mm。根据上述零件特征,确定锻件余量为水平方向单边10~15mm,高度方向单边8mm,拔模斜度内10°、外7°,凸圆角R10,凹圆角R80。按上述确定的原则完成锻件设计;
步骤2,设计模锻用荒坯图和模锻模具图,并进行模具制造;
荒坯图以胎膜锻过程每火次的变形量25%~30%,模锻时变形量25%~30%,以及胎膜锻各截面面积与相对应处锻件截面面积之比为1.2的原则设计;
模锻模具型腔与热锻件尺寸一致,根据锻件数模进行模具数模的设计,模具材料为H13,锻件材料为TB6钛合金,根据这两种材料在终锻温度下的线膨胀系数,分别确定锻件和模具的收缩率,最终确定模具型腔尺寸为锻件尺寸的100.6%,同时考虑模具与模座的装卡,设计模锻模具图;
根据模具图进行模具的加工制造,并严格控制模具型腔表面粗糙度;
步骤3,使用专用机加设备对棒料两端进行倒大圆角;
其包含以下程序:
(a)使用专用打磨吊挂将棒料两端尖角倒钝;
(b)在数控卧式车床上将棒料两端倒钝的尖角倒大圆角,保证圆角R80~R100mm;
步骤4,使用模锻液压机进行胎膜锻制坯;
其包括以下程序:
(a)利用制造好的模具进行胎膜锻制坯,模具在天然气炉中预热至100~350℃后安装到模锻设备上;
(b)棒料在电炉中进行加热,加热温度750℃,保温时间按0.5‐1.2min/mm计算;每火次坯料保温时间达到工艺规定要求(即加热温度750℃,保温时间按0.5‐1.2min/mm计算)时出炉对坯料进行包套,防止锻造过程中坯料过快降温,并将坯料回炉保温30min后出炉锻造;
(c)锻造前对模具型腔进行水基石墨润滑;
(d)棒料出炉后置于模锻之间进行胎膜锻制坯,并控制每火次的压下量,压制速度6mm/s,得到符合工艺要求的荒坯;
(e)空冷;
重复上述a~e步骤4次;
步骤5,使用模锻液压机进行常规模锻;
其包含以下程序:
(a)利用制造好的模具进行常规模锻,模具在天然气炉中预热至100~350℃后安装到模锻设备上;
(b)喷涂防护润滑剂:将坯料置于电炉中预热100~200℃,保温80min后均匀喷涂润滑剂,喷涂厚度0.3~0.8mm,保证坯料表面喷涂后厚度均匀;
(c)将坯料使用电炉进行加热,加热温度750℃,保温时间按0.5‐1.2min/mm计算;每火次坯料保温时间达到工艺规定要求(即加热温度750℃,保温时间按0.5‐1.2min/mm计算)时出炉对坯料进行包套,防止锻造过程中坯料过快降温,并将坯料回炉保温30min后出炉锻造;
(d)锻造前对模具型腔进行水基石墨润滑;
(e)将坯料出炉后置于模锻之间进行常规模锻,并控制每火次的压下量,压制速度3mm/s,得到符合图纸要求的锻件;
(f)空冷;
重复上述a~f步骤2次;
步骤6,对锻件进行热处理。
主要工艺流程为:锻件在760℃加热保温120min后出炉淬火,淬火转移时间小于30s;在520℃保温500min后出炉空冷。
对经过上述步骤制得的锻件检测力学性能,拉伸性能见表1,断裂韧性见表2。
表1案例一锻件拉伸性能
表2案例一锻件断裂韧性
对经过上述步骤制得的锻件尺寸、表面质量符合锻件图纸及数模的要求;其他高低倍组织、超声波探伤等理化性能均符合型号标准要求。
案例二:参照图2,锻件材料:钛合金Ti55531,相变点843℃;锻件外廓尺寸:Φ960×346mm;锻件投影面积0.73m2;锻件重量:380Kg。
步骤1,设计锻件图;
首先,分析零件图:零件外廓尺寸为Φ940×330mm,投影面积为0.7m2,最大外廓直径Φ940mm,内孔Φ160mm。根据上述零件特征,确定锻件余量为水平方向单边10~15mm,高度方向单边8mm,拔模斜度内10°、外7°,凸圆角R10,凹圆角R100。按上述确定的原则完成锻件设计;
步骤2,设计模锻用荒坯图和模锻模具图,并进行模具制造;
荒坯图以胎膜锻过程每火次的变形量25%~30%,模锻时变形量25%~30%,以及胎膜锻各截面面积与相对应处锻件截面面积之比为1.2的原则设计;
模锻模具型腔与热锻件尺寸一致,根据锻件数模进行模具数模的设计,模具材料为H13,锻件材料为Ti55531钛合金,根据这两种材料在终锻温度下的线膨胀系数,分别确定锻件和模具的收缩率,最终确定模具型腔尺寸为锻件尺寸的100.7%,同时考虑模具与模座的装卡,设计模锻模具图;
根据模具图进行模具的加工制造,并严格控制模具型腔表面粗糙度;
步骤3,使用专用机加设备对棒料两端进行倒大圆角;
其包含以下程序:
(a)使用专用打磨吊挂将棒料两端尖角倒钝;
(b)在数控卧式车床上将棒料两端倒钝的尖角倒大圆角,保证圆角R80~R100mm;
步骤4,使用模锻液压机进行胎膜锻制坯;
其包括以下程序:
(a)利用制造好的模具进行胎膜锻制坯,模具在天然气炉中预热至100~350℃后安装到模锻设备上;
(b)棒料在电炉中进行加热,加热温度795℃,保温时间按0.5‐1.2min/mm计算;每火次坯料保温时间达到工艺规定要求(即加热温度795℃,保温时间按0.5‐1.2min/mm计算)时出炉对坯料进行包套,防止锻造过程中坯料过快降温,并将坯料回炉保温30min后出炉锻造;
(c)锻造前对模具型腔进行水基石墨润滑;
(d)棒料出炉后置于模锻之间进行胎膜锻制坯,并控制每火次的压下量,压制速度5mm/s,得到符合工艺要求的荒坯;
(e)空冷;
重复上述a~e步骤3次;
步骤5,使用模锻液压机进行常规模锻;
其包含以下程序:
(a)利用制造好的模具进行常规模锻,模具在天然气炉中预热至100~350℃后安装到模锻设备上;
(b)喷涂防护润滑剂:将坯料置于电炉中预热100~200℃,保温90min后均匀喷涂润滑剂,喷涂厚度0.3~0.8mm,保证坯料表面喷涂后厚度均匀;
(c)将坯料使用电炉进行加热,加热温度790℃,保温时间按0.5‐1.2min/mm计算;每火次坯料保温时间达到工艺规定要求(即加热温度790℃,保温时间按0.5‐1.2min/mm计算)时出炉对坯料进行包套,防止锻造过程中坯料过快降温,并将坯料回炉保温30min后出炉锻造;
(d)锻造前对模具型腔进行水基石墨润滑;
(e)将坯料出炉后置于模锻之间进行常规模锻,并控制每火次的压下量,压制速度2mm/s,得到符合图纸要求的锻件;
(f)空冷;
重复上述a~f步骤2次;
步骤6,对锻件进行热处理。
主要工艺流程为:锻件在790℃加热保温150min后出炉淬火,淬火转移时间小于30s;在620℃保温510min后出炉空冷。
对经过上述步骤制得的锻件检测力学性能,拉伸性能见表3,断裂韧性见表4。
表3案例二锻件拉伸性能
表4案例二锻件断裂韧性
本发明通过上述方法实现了大型钛合金中央件常规锻造的生产。本方法生产的锻件强度‐塑性‐韧性‐疲劳寿命匹配最佳,满足新直升机关键件对大尺寸、轻量化、长寿命和低成本中央件的设计需求。
以上所述仅为本发明的较佳实施例,并不用以限制本发明,凡在本发明的精神和原则之内,所作的任何修改、等同替换、改进等,均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (4)
1.一种大型钛合金中央件的锻造成形方法,具体包含以下步骤:
步骤1,设计锻件图;
首先,分析零件图,包括产品零件外廓尺寸、投影面积、最小截面厚度和最大截面厚度及外径大小结构特征,其次,根据上述零件特征,确定锻件余量、拔模斜度、圆角半径参数,进而进行锻件设计;
步骤2,设计模锻用荒坯图和模锻模具图,并进行模具制造;
荒坯图以胎膜锻过程每火次的变形量25%~50%,模锻时变形量25%~30%,以及胎膜锻各截面面积与相对应处锻件截面面积之比为1.1~1.3的原则设计;
根据锻件尺寸,依据0.4%~0.8%的热收缩率和模具与模座的装卡,设计出模锻模具图,模锻模具型腔与热锻件尺寸一致,以利于坯料在型腔中最终流动和成形;
根据模具图进行模具的加工制造,并严格控制模具型腔表面粗糙度;
步骤3,使用专用机加设备对棒料两端进行倒大圆角;
其包含以下程序:
(a)使用专用打磨吊挂将棒料两端尖角倒钝;
(b)在数控卧式车床上将棒料两端倒钝的尖角倒大圆角,保证圆角R80~R100mm;
步骤4,使用模锻液压机进行胎膜锻制坯;
其包括以下程序:
(a)利用制造好的模具进行胎膜锻制坯,模具在天然气炉中预热至100~350℃后安装到模锻设备上;
(b)棒料在电炉中进行加热,加热温度Tβ-(15~45)℃,保温时间按0.5-1.2min/mm计算;每火次坯料保温时间达到工艺规定要求时出炉对坯料进行包套,防止锻造过程中坯料过快降温,并将坯料回炉保温30min后出炉锻造;
(c)锻造前对模具型腔进行水基石墨润滑;
(d)棒料出炉后置于模具与模座之间进行胎膜锻制坯,并控制每火次的压下量,压制速度2~10mm/s,得到符合工艺要求的荒坯;
(e)空冷;
重复上述a~e步骤3~5次;
步骤5,使用模锻液压机进行常规模锻;
其包含以下程序:
(a)利用制造好的模具进行常规模锻,模具在天然气炉中预热至100~350℃后安装到模锻设备上;
(b)喷涂防护润滑剂:将坯料置于电炉中预热至100~200℃,保温60~90min后均匀喷涂润滑剂,喷涂厚度0.3~0.8mm,保证坯料表面喷涂后厚度均匀;
(c)将坯料使用电炉进行加热,加热温度Tβ-(15~45)℃,保温时间按0.5-1.2min/mm计算;每火次坯料保温时间达到工艺规定要求时出炉对坯料进行包套,防止锻造过程中坯料过快降温,并将坯料回炉保温30min后出炉锻造;
(d)锻造前对模具型腔进行水基石墨润滑;
(e)将坯料出炉后置于模具与模座之间进行常规模锻,并控制每火次的压下量,压制速度2~6mm/s,得到符合图纸要求的锻件;
(f)空冷;
重复上述a~f步骤1-2次;
步骤6,对锻件进行热处理。
2.根据权利要求1所述的大型钛合金中央件的锻造成形方法,其特征在于:所述步骤5中,坯料的终锻温度≥700℃。
3.根据权利要求1所述的大型钛合金中央件的锻造成形方法,其特征在于:所述步骤6的热处理工艺为:锻件在电炉中760℃加热保温120min后出炉淬火,淬火转移时间小于30s;在电炉中520℃保温500min后出炉空冷。
4.根据权利要求1所述的大型钛合金中央件的锻造成形方法,其特征在于:所述步骤6的热处理工艺为:锻件在电炉中790℃加热保温150min后出炉淬火,淬火转移时间小于35s;在电炉中620℃保温510min后出炉空冷。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201810535929.2A CN108526365B (zh) | 2018-05-30 | 2018-05-30 | 一种大型钛合金中央件的锻造成形方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201810535929.2A CN108526365B (zh) | 2018-05-30 | 2018-05-30 | 一种大型钛合金中央件的锻造成形方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN108526365A CN108526365A (zh) | 2018-09-14 |
CN108526365B true CN108526365B (zh) | 2020-12-18 |
Family
ID=63472938
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201810535929.2A Active CN108526365B (zh) | 2018-05-30 | 2018-05-30 | 一种大型钛合金中央件的锻造成形方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN108526365B (zh) |
Families Citing this family (5)
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 |
FR3109364B1 (fr) * | 2020-04-17 | 2022-04-08 | Latecoere | Procédé de fabrication d’une porte d’aéronef monolithique par matriçage et usinage |
CN111761017B (zh) * | 2020-06-12 | 2022-11-22 | 中国航发北京航空材料研究院 | 一种上下带凸台盘锻件胎膜制坯成形方法 |
CN111761008B (zh) * | 2020-07-01 | 2022-04-19 | 陕西宏远航空锻造有限责任公司 | 一种锻造钛合金平行四边形坯料的方法 |
CN112338123A (zh) * | 2020-09-15 | 2021-02-09 | 沈阳中钛装备制造有限公司 | 用于平衡肘锻造的模具及锻造平衡肘的方法 |
Family Cites Families (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102513487A (zh) * | 2011-12-16 | 2012-06-27 | 陕西宏远航空锻造有限责任公司 | 一种大型钛合金整体框的锻造方法 |
CN103962487B (zh) * | 2014-04-08 | 2016-08-17 | 中国航空工业集团公司北京航空材料研究院 | 一种带耳块的大型整体锻造金属框架及其制备方法 |
CN105728612A (zh) * | 2014-12-12 | 2016-07-06 | 陕西宏远航空锻造有限责任公司 | 一种航空飞机用大型钛合金框类精锻件的锻造方法 |
CN104624906B (zh) * | 2015-01-29 | 2017-01-04 | 西安三角航空科技有限责任公司 | 一种锻造模具及锻造方法 |
CN104707931B (zh) * | 2015-03-06 | 2017-01-04 | 西安三角航空科技有限责任公司 | 一种大型高温合金盘类模锻件的制造方法 |
CN105215240B (zh) * | 2015-10-16 | 2019-08-20 | 西安三角航空科技有限责任公司 | 一种超大型钛合金整体框锻件的制坯方法 |
CN106862473A (zh) * | 2015-12-14 | 2017-06-20 | 陕西宏远航空锻造有限责任公司 | 一种钛合金盆形锻件的加工方法 |
CN106040930B (zh) * | 2016-05-30 | 2017-10-10 | 中国航空工业集团公司北京航空材料研究院 | 特大型钛合金框短流程锻造方法 |
CN106010763A (zh) * | 2016-06-14 | 2016-10-12 | 山东南山铝业股份有限公司 | 一种热锻润滑剂及其制备方法与应用 |
CN107414001A (zh) * | 2016-12-01 | 2017-12-01 | 贵州安大航空锻造有限责任公司 | 特大型钛合金桨毂锻件分步锻造成形方法 |
CN106825378B (zh) * | 2016-12-28 | 2019-05-10 | 常州和仕达机械装备制造有限公司 | 一种h型薄壁盘件低载荷连续局部增量成形装置及方法 |
-
2018
- 2018-05-30 CN CN201810535929.2A patent/CN108526365B/zh active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN108526365A (zh) | 2018-09-14 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN108526365B (zh) | 一种大型钛合金中央件的锻造成形方法 | |
CN109439936B (zh) | 一种中强高韧钛合金超大规格环材的制备方法 | |
CN104759850B (zh) | 一种铝合金高筒件加工工艺 | |
CN101695739B (zh) | 大型正、斜三通的锻制工艺 | |
CN103170798B (zh) | 一种高质量大直径薄壁金属筒体的加工方法 | |
CN108746447A (zh) | 一种高强耐蚀铝合金锻件制造工艺 | |
CN109622868B (zh) | 一种t型高温合金螺栓锻件的锻造方法 | |
CN102335754A (zh) | 一种钛合金球壳的高精度机加工变形控制方法 | |
CN103659186A (zh) | 一种医用钛合金人工关节精密锻造方法 | |
CN111531101A (zh) | 一种双列圆锥轴承的外圈或内圈的锻造方法 | |
CN112264566A (zh) | 一种大型热强钛合金锻件的加工方法 | |
CN104625627B (zh) | 一种等离子旋转电极用钛合金电极棒的制备方法 | |
CN102672433B (zh) | 一种锥环形球冠状钢质工件的制造方法 | |
CN108526381B (zh) | 一种超大型铝基复合材料环件的锻造方法 | |
CN104148889A (zh) | 一种方盘壳体毛坯成形方法及其配套成形模具 | |
CN101722259A (zh) | 一种飞机用tc11钛合金模锻支架的制造方法 | |
CN103846388A (zh) | 一种驱动链轮成型制造方法 | |
CN110814251A (zh) | 一种起落架用大型tc18钛合金模锻件的锻造方法 | |
CN109648255A (zh) | 一种大型法兰的板锻碾轧复合成型工艺 | |
CN111230430B (zh) | 一种轮毂锻件前模的制造工艺 | |
CN107234406A (zh) | 汽车空调压缩机螺旋锥形齿轮制造工艺 | |
CN214108447U (zh) | 一种钛合金半球结构正反超塑成形模具 | |
CN110153340B (zh) | 楔横轧/等温模锻成形航空发动机合金叶片的复合工艺 | |
CN112756545A (zh) | 一种耳轴体锻件的自由锻造工艺 | |
CN112719176A (zh) | 一种小内径gh141合金异形环件锻造方法 |
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 |