CN109622865A - 一种航空发动机用gh4169系高温合金涡轮盘的锻造方法 - Google Patents

一种航空发动机用gh4169系高温合金涡轮盘的锻造方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种航空发动机用GH4169系高温合金涡轮盘的锻造方法，其特征在于，步骤1：采用模具钢制作2套模具，其中一套为终锻模和另一套为预锻模；步骤2：进行制坯一火锻造，选取GH4169系高温合金棒材截取所需长度的棒料，将棒料加热至980℃～1010℃热透后，出炉完成40％～70％的镦粗变形，沿径向四方拔长，最终坯料长宽比大于2；步骤3：进行制坯二火锻造，将坯料加热至980℃～1010℃热透后，出炉先完成20％～30％的镦粗变形后，拔长滚圆至步骤2所述棒料尺寸后，空冷至室温；步骤4：进行预锻，将坯料加热至990℃～1010℃，热透后出炉进行软包套；步骤5：进行终锻，将预锻坯料硬包套后，加热至990℃～1020℃，热透后置于终锻模中，进行最终锻造成形，锻造速率5mm/s～10mm/s。

Description

一种航空发动机用GH4169系高温合金涡轮盘的锻造方法
技术领域
本发明涉及镍基高温合金盘热加工技术领域。
背景技术
航空发动机涡轮盘零件由于长期工作于高温高压条件下，工况非常恶劣，对零件组织及性能要求非常苛刻，但其本身结构却非常简单，涡轮盘盘体包含轮毂和轮缘两个部位，中心通孔，轮毂轴向尺寸是轮缘部位1.5～3倍，截面落差大，采用常规锻造方法，轮毂与轮缘部位组织均匀性难以保证，性能差异较大，难以满足零件使用要求。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是：提供组织均匀、性能良好的镍基高温合金涡轮盘锻件。
本发明的技术方案是：一种航空发动机用GH4169系高温合金涡轮盘的锻造方法，具体步骤如下：步骤1：采用模具钢制作2套模具，其中一套为终锻模和另一套为预锻模；步骤2：进行制坯一火锻造，选取GH4169系高温合金棒材截取所需长度的棒料，将棒料加热至980℃～1010℃热透后，出炉完成40％～70％的镦粗变形，沿径向四方拔长，最终坯料长宽比大于2；步骤3：进行制坯二火锻造，将坯料加热至980℃～1010℃热透后，出炉先完成20％～30％的镦粗变形后，拔长滚圆至步骤2所述棒料尺寸后，空冷至室温；步骤4：进行预锻，将坯料加热至990℃～1010℃，热透后出炉进行软包套，保温0.5h～2h后，在预锻模中进行锻造成预锻坯料，空冷至室温，锻造变形量≥25％，锻造速率为5 mm/s～10mm/s；步骤5：进行终锻，将预锻坯料硬包套后，加热至990℃～1020℃，热透后置于终锻模中，进行最终锻造成形，锻造速率5mm/s～10mm/s。
优选地，所述制坯锻造技术要求：锻造时锤砧预热≥250℃，镦粗变形过程中在完成1/2镦粗变形量时应将坯料翻面后再继续完成剩余变形，制坯过程也可选择执行软包套操作；
优选地，步骤4中所述软包套操作如下：根据坯料形状裁剪出匹配尺寸的硅酸铝石棉，硅酸铝石棉的厚度为5mm～10mm，将高温粘结剂均匀撒在硅酸铝石棉上，当坯料在加热炉内加热至所需温度热透后，将坯料出炉，用硅酸铝石棉将坯料包裹严实后，放回加热炉加热。
优选地，步骤5中所述硬包套操作如下：根据预锻坯料形状准备匹配尺寸的硅酸铝石棉和不锈钢板/铁皮，将预锻坯料加热至150℃～300℃后先进行软包套，用不锈钢板/铁皮将软包套好的预锻坯料包裹严实，并焊接牢靠后，放置于加热炉内加热。
优选地，步骤2和步骤3中，所述坯料的加热过程设置830℃～900℃的加热台阶，保温后升温至最终加热温度。
优选地，步骤4和步骤5中，所述预锻坯料应满足如下要求：根据航空发动机用GH4169系高温合金涡轮盘的盘件形状，预锻坯料设计时，应保证终锻时轮毂处变形量不小于30％，轮缘处变形量应不大于60％。
优选地，所述预锻模分为上模和下模2块，模具型腔应与预锻坯料尺寸一致。
优选地，所述终锻模分为上模和下模2块，模具型腔应与预锻坯料尺寸一致；
优选地，所述预锻和终锻选用H13及Cr-Ni-Mo系模具钢。
本发明的有益效果是：首先选取适用规格成品棒材截取所需长度的棒料，将棒料加热至980℃～1010℃热透后出炉完成40％～70％的镦粗变形沿径向四方拔长，最终坯料长宽比大于2；然后进行制坯二火锻造，将坯料加热至980℃～ 1010℃热透后出炉先完成20％～30％的镦粗变形后拔长滚圆至上述棒料尺寸后空冷至室温；而后进行预锻，将棒料加热至990℃～1010℃热透后出炉进行软包套，再保温0.5h～2h后在预锻模中进行锻造成预锻坯料空冷至室温，锻造变形量≥25％；最后进行终锻，将预锻坯料硬包套后加热至990℃～1020℃热透后置于终锻模中进行最终锻造成形，锻造变形量30％～60％。最终制备出所述锻件，通过所述工艺制备镍基高温合金锻件组织均匀细小，室温力学性能和高温力学性能优良，满足航空标准要求。
附图说明
图1为实施例1发动机涡轮盘件示意图。
图2为实施例1发动机涡轮盘件预锻坯料示意图。
具体实施方式
下面通过具体实施例对本发明进行进一步的详细说明。
实施例1
如图1所示，某发动机低压涡轮盘锻件，材料为GH4169G，锻件重量160kg，锻件轮廓尺寸：φ547×137mm，选用φ250×420mm的GH4169G合金棒材。
首先将上述GH4169G合金棒材加热至850℃保温250min后升温至995℃保温200min后出炉将高度镦粗至200mm后径向拔长至205×490；然后热料回炉加热至995℃保温120min出炉将高度镦粗至360mm后拔长滚圆至φ250× 420mm；所述锻造过程锤砧预热至250℃，锻造设备为2500T快锻机。
将上述坯料加热至850℃保温250min后升温至1000℃保温200min出炉软包套后保温30min出炉进行预锻，预锻模具预热至300℃，锻造速率5mm/s，锻造设备：200MN油压机，锻造成形后进行打磨排伤。
如图2所示，将上述预锻坯料硬包套后加热至850℃保温450min后升温至1005℃保温400min出炉进行终锻成形，终锻模具预热至300℃，锻造速率5mm/s，锻造设备：200MN油压机。
经理化检测所述锻件组织均匀细小，晶粒度细于10级，室温强度达到 1500MPa，高温拉伸强度达到1200MPa，680℃高温持久达到36h，均满足相关行业标准要求。综上所述，经本发明制备的GH4169G合金低压涡轮盘锻件满足航空发动机使用条件。
实施例2
下面通过具体实施例对本发明进行进一步的详细说明。
某发动机低压涡轮盘锻件，材料为GH4169，投料重量320kg，锻件轮廓尺寸：φ635×157mm，选用φ300×550mm的GH4169合金棒材。
首先将上述GH4169合金棒材加热至850℃保温300min后升温至1000℃保温240min后出炉将高度镦粗至280mm后径向拔长至240×670；然后热料回炉加热至1000℃保温140min出炉将高度镦粗至500mm后拔长滚圆至φ300× 550mm；所述锻造过程锤砧预热至250℃，锻造设备为2500T快锻机。
将上述坯料加热至850℃保温300min后升温至990℃保温240min出炉软包套后保温50min出炉进行预锻，预锻模具预热至300℃，锻造速率5mm/s，锻造设备：200MN油压机，锻造成形后进行打磨排伤。
将上述预锻坯料硬包套后加热至850℃保温550min后升温至1000℃保温 600min出炉进行终锻成形，终锻模具预热至300℃，锻造速率5mm/s，锻造设备：200MN油压机。
经理化检测所述锻件组织均匀细小，晶粒度细于10级，室温强度达到 1500MPa，高温拉伸强度达到1200MPa，650℃高温持久达到60h，均满足相关行业标准要求。综上所述，经本发明制备的GH4169合金高压涡轮盘锻件满足航空发动机使用条件。

Claims (9)

1.一种航空发动机用GH4169系高温合金涡轮盘的锻造方法，其特征在于，步骤1：采用模具钢制作2套模具，其中一套为终锻模和另一套为预锻模；步骤2：进行制坯一火锻造，选取GH4169系高温合金棒材截取所需长度的棒料，将棒料加热至980℃～1010℃热透后，出炉完成40％～70％的镦粗变形，沿径向四方拔长，最终坯料长宽比大于2；步骤3：进行制坯二火锻造，将坯料加热至980℃～1010℃热透后，出炉先完成20％～30％的镦粗变形后，拔长滚圆至步骤2所述棒料尺寸后，空冷至室温；步骤4：进行预锻，将坯料加热至990℃～1010℃，热透后出炉进行软包套，保温0.5h～2h后，在预锻模中进行锻造成预锻坯料，空冷至室温，锻造变形量≥25％，锻造速率为5mm/s～10mm/s；步骤5：进行终锻，将预锻坯料硬包套后，加热至990℃～1020℃，热透后置于终锻模中，进行最终锻造成形，锻造速率5mm/s～10mm/s。
2.如权利要求1所述的锻造方法，其特征在于，所述制坯锻造技术要求：锻造时锤砧预热≥250℃，镦粗变形过程中在完成1/2镦粗变形量时应将坯料翻面后再继续完成剩余变形，制坯过程也可选择执行软包套操作。
3.如权利要求1所述的锻造方法，其特征在于，步骤4中所述软包套操作如下：根据坯料形状裁剪出匹配尺寸的硅酸铝石棉，硅酸铝石棉的厚度为5mm～10mm，将高温粘结剂均匀撒在硅酸铝石棉上，当坯料在加热炉内加热至所需温度热透后，将坯料出炉，用硅酸铝石棉将坯料包裹严实后，放回加热炉加热。
4.如权利要求3所述的锻造方法，其特征在于，步骤5中所述硬包套操作如下：根据预锻坯料形状准备匹配尺寸的硅酸铝石棉和不锈钢板/铁皮，将预锻坯料加热至150℃～300℃后先进行软包套，用不锈钢板/铁皮将软包套好的预锻坯料包裹严实，并焊接牢靠后，放置于加热炉内加热。
5.如权利要求1所述的锻造方法，其特征在于，步骤2和步骤3中，所述坯料的加热过程设置830℃～900℃的加热台阶，保温后升温至最终加热温度。
6.如权利要求1所述的锻造方法，其特征在于，步骤4和步骤5中，所述预锻坯料应满足如下要求：根据航空发动机用GH4169系高温合金涡轮盘的盘件形状，预锻坯料设计时，应保证终锻时轮毂处变形量不小于30％，轮缘处变形量应不大于60％。
7.如权利要求1所述的锻造方法，其特征在于，所述预锻模分为上模和下模2块，模具型腔应与预锻坯料尺寸一致。
8.如权利要求1所述的锻造方法，其特征在于，所述终锻模分为上模和下模2块，模具型腔应与预锻坯料尺寸一致。
9.如权利要求1所述的锻造方法，其特征在于，所述预锻和终锻选用H13及Cr-Ni-Mo系模具钢。
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