CN109622865B - 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 PDFInfo
- Publication number
- CN109622865B CN109622865B CN201811510285.8A CN201811510285A CN109622865B CN 109622865 B CN109622865 B CN 109622865B CN 201811510285 A CN201811510285 A CN 201811510285A CN 109622865 B CN109622865 B CN 109622865B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- blank
- forging
- heating
- die
- bar
- 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
- B21K—MAKING FORGED OR PRESSED METAL PRODUCTS, e.g. HORSE-SHOES, RIVETS, BOLTS OR WHEELS
- B21K1/00—Making machine elements
- B21K1/28—Making machine elements wheels; discs
- B21K1/32—Making machine elements wheels; discs discs, e.g. disc wheels
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Forging (AREA)
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
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。
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,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,模具型腔应与预锻坯料尺寸一致;
优选地,所述预锻和终锻模具选用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 (8)
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,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,模具型腔应与预锻坯料尺寸一致。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201811510285.8A CN109622865B (zh) | 2018-12-11 | 2018-12-11 | 一种航空发动机用gh4169系高温合金涡轮盘的锻造方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201811510285.8A CN109622865B (zh) | 2018-12-11 | 2018-12-11 | 一种航空发动机用gh4169系高温合金涡轮盘的锻造方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN109622865A CN109622865A (zh) | 2019-04-16 |
CN109622865B true CN109622865B (zh) | 2020-12-29 |
Family
ID=66072650
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201811510285.8A Active CN109622865B (zh) | 2018-12-11 | 2018-12-11 | 一种航空发动机用gh4169系高温合金涡轮盘的锻造方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN109622865B (zh) |
Families Citing this family (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109940055B (zh) * | 2019-03-04 | 2021-03-02 | 北京天力创玻璃科技开发有限公司 | 大口径钛合金管材软包套垂直热挤压方法 |
CN110551955B (zh) * | 2019-08-23 | 2020-09-22 | 中国航发北京航空材料研究院 | 一种降低gh4169合金大尺寸盘锻件内部残余应力的方法 |
CN110802189B (zh) * | 2019-11-12 | 2021-06-01 | 中航上大高温合金材料有限公司 | 一种难变形高温合金板坯锻造工艺 |
CN111069491B (zh) * | 2019-12-12 | 2021-10-15 | 西安航天发动机有限公司 | 一种提高gh4586合金盘形件组织均匀性的热成形方法 |
CN111496160B (zh) * | 2020-04-28 | 2021-12-21 | 北京钢研高纳科技股份有限公司 | 改善高温合金锭坯端面组织的锻造方法及其应用、高温合金锻坯 |
CN111761014B (zh) * | 2020-06-10 | 2022-04-19 | 中国航发北京航空材料研究院 | 一种提高gh4169盘锻件组织均匀性的方法 |
CN111761007B (zh) * | 2020-06-10 | 2022-04-19 | 中国航发北京航空材料研究院 | 一种添加返回料的gh4169合金盘锻件制备方法 |
CN112496217A (zh) * | 2020-11-16 | 2021-03-16 | 中国第二重型机械集团德阳万航模锻有限责任公司 | 高温钛合金框模锻件整体成形方法 |
CN112719180B (zh) * | 2020-12-18 | 2023-07-21 | 陕西宏远航空锻造有限责任公司 | 一种大型gh4169合金盘形锻件成型方法 |
CN113000753A (zh) * | 2021-02-08 | 2021-06-22 | 无锡透平叶片有限公司 | 一种gh4169合金锻件的锻造方法 |
CN113458308B (zh) * | 2021-06-28 | 2022-04-05 | 北京科技大学 | 一种实现超大型涡轮盘锻件的极限成形方法 |
CN113798341A (zh) * | 2021-08-18 | 2021-12-17 | 青海中钛青锻装备制造有限公司 | 热挤压用复合包套及制备硬质合金的方法 |
CN117123716B (zh) * | 2023-10-10 | 2024-05-03 | 哈尔滨工业大学 | 一种镍基高温合金整体叶盘锻件控制折叠的成形方法 |
Family Cites Families (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN101073870A (zh) * | 2006-05-17 | 2007-11-21 | 湖北厚普机电有限公司 | 机动车辆后桥从动齿轮坯及盘、环类件锻造工艺 |
CN100467156C (zh) * | 2007-03-05 | 2009-03-11 | 贵州安大航空锻造有限责任公司 | Gh4169合金盘形锻件在空气中的近等温锻造方法 |
CN101480689B (zh) * | 2008-12-25 | 2010-12-29 | 贵州安大航空锻造有限责任公司 | 两相钛合金盘形锻件的近等温锻造方法 |
CN106507725B (zh) * | 2010-12-27 | 2014-04-23 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | 一种高温合金叶片精密成形的方法 |
CN103920846B (zh) * | 2014-04-14 | 2016-01-27 | 攀钢集团江油长城特殊钢有限公司 | 一种高温合金台阶轴径向锻造方法 |
-
2018
- 2018-12-11 CN CN201811510285.8A patent/CN109622865B/zh active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN109622865A (zh) | 2019-04-16 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN109622865B (zh) | 一种航空发动机用gh4169系高温合金涡轮盘的锻造方法 | |
CN110405121B (zh) | 一种大型支承辊锻件的锻造方法 | |
EP2659993B1 (en) | Closed-die forging method and method of manufacturing forged article | |
CN109482796B (zh) | 一种TC4钛合金盘锻件的β锻及热处理方法 | |
CN110976727B (zh) | 一种提高钛合金锻件组织均匀性的锻造方法 | |
CN111906225B (zh) | 一种超大规格Ti80钛合金锻坯的锻造方法 | |
US10022769B2 (en) | Method for producing a shaped part from an aluminum alloy sheet | |
CN105689613A (zh) | 一种适用于超级双相不锈钢棒材的特种锻造方法 | |
US10882104B2 (en) | Aluminum alloy for forming an axisymmetric article | |
CN111531097B (zh) | 一种消除筒类锻件壁厚不均缺陷的锻造方法 | |
CN113510216B (zh) | 一种铌钨合金环形件锻造成形方法 | |
CN104139151A (zh) | 摩托车转向轴承套圈温锻精密成形制造工艺 | |
JP2016144814A (ja) | 熱間鍛造用金型装置及びそれを用いた熱間鍛造方法 | |
CN112719173B (zh) | 一种15-5ph盘轴一体化锻件锻造方法 | |
CN111250639B (zh) | 一种gh4169大型异型环锻件出坯方法 | |
CN109013995B (zh) | 一种钛合金锻件近等温精密锻造方法 | |
CN106424501A (zh) | 基于包套的难变形材料多向锻压加工方法 | |
CN114082873A (zh) | 一种超塑性等温锻造成形方法 | |
CN202951751U (zh) | 飞行器球壳等温成形装置 | |
CN109622838B (zh) | 一种高温合金加热锻造的方法及装置 | |
CN112719176A (zh) | 一种小内径gh141合金异形环件锻造方法 | |
CN106391986A (zh) | 一种轿车连接叉锻件的制备方法 | |
US11065673B2 (en) | Hot steel forging in horizontal press | |
WO2016027209A1 (en) | A forging process for manufacture of aluminium alloy wheel disc | |
CN112779382A (zh) | 一种热作模具钢热处理方法 |
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 |