CN110724797B - 一种航空用PH13-8Mo零件的加工方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种航空用PH13‑8Mo零件的加工方法，包括以下步骤：1）PH13‑8Mo棒材经下料、制坯，并经过至少一次模锻、切边后形成一定形状的锻件，并在600~760℃退火，消除锻造过程中的残余应力；2）对锻件进行固溶处理；3）接着对锻件进行冷处理；4）冷处理完成后，对锻件进行粗加工，初步形成毛坯零件；5）对制成的毛坯零件进行人工时效处理；6）最后对毛坯零件进行精加工，制成成品。本发明采用“冷热结合”工艺方案，零件在固溶状态下粗加工，在较低的硬度下完成大部分材料的去除工作，提高切削速度，降低刀具损耗量；在粗加工后锻件等效厚度降低，减少后续人工时效时的加热时间和能耗，还能对零件变形进行热校正，消除部分加工应力，降低零件的变形量。

Description

一种航空用PH13-8Mo零件的加工方法
技术领域
本发明涉及金属材料加工技术领域，具体是指一种航空用PH13-8Mo零件的加工方法。
背景技术
PH13-8Mo（0Cr13Ni8Mo2Al）不锈钢具有高的强度，还具有良好的断裂韧性和良好的横向力学性能，并能在海洋、油气环境中具备优良的耐应力腐蚀性能。由于该牌号钢良好的综合性能，已广泛应用于飞机关键受力的框、梁及工作环境恶劣的油箱等部位。
为获得最佳的金属流线分布和消除原材料中的铸造缺陷，航空用PH13-8Mo零件使用PH13-8Mo锻件作为原材料进行加工。为使PH13-8Mo达到标准要求的力学性能，PH13-8Mo锻件需经过一系列热处理，其工序为：固溶-冷处理-人工时效。固溶工序中，材料经由925℃快速冷却至室温；冷处理则是将锻件置于0℃环境中保温数小时后取出；最后经500~540℃下时效，使材料发生沉淀硬化，即可获得高强度、高断裂韧性的综合力学性能。
随着飞机零件设计整体化、大型化，航空零件的尺寸、精度要求高不断提高，零件长度可达两米以上，零件又以厚度为1~5mm的薄壁、筋条为主，同时零件翘曲要控制在0.1mm以内。如果以零件状态进行热处理，在固溶、时效过程中由于零件自身形状的复杂性，会导致加热、冷却过程中温度场分布不均，从而使零件产生严重的变形，无法满足零件的几何尺寸要求。因此，现有的PH13-8Mo航空零件在机械加工（冷加工）过程中不再进行热处理，而是在锻件状态进行固溶+冷处理+人工时效。由于加工余量（10mm以上）的存在，可在后续机加工过程中修正锻件在热处理过程中产生的变形，从而在获取材料性能的前提下确保零件尺寸精度。但是，固溶+冷处理+人工时效后的材料硬度高达45HRC，机械加工极其困难，造成刀具磨损大，加工效率低。
发明内容
本发明的目的在于提供一种针对航空用PH13-8Mo零件的加工方法，该方法能够降低航空用PH13-8Mo零件的综合加工成本，提高加工效率，同时保证材料具有足够的性能，并保证航空用PH13-8Mo零件的加工精度。
本发明通过下述技术方案实现：一种航空用PH13-8Mo零件的加工方法，包括以下步骤：
（1）PH13-8Mo棒材经下料、制坯，并经过至少一次模锻、切边后形成一定形状的锻件，并在600~760℃退火，消除锻造过程中的残余应力；
（2）对锻件进行固溶处理；
（3）接着对锻件进行冷处理；
（4）冷处理完成后，对锻件进行粗加工，初步形成毛坯零件；
（5）对制成的毛坯零件进行人工时效处理；
（6）最后对毛坯零件进行精加工，制成航空用PH13-8Mo零件成品。
本技术方案通过在锻件粗加工工序后设置人工时效工序，改变传统的热处理、冷加工过程完全独立的工艺方法，选择在PH13-8Mo材料硬度较低的热处理状态下进行粗加工，完成大部分材料的去除；然后在精加工前，确保有足够加工余量的状态下进行人工时效处理，从而获得材料的综合力学性能；最后经过精加工修正零件变形确保零件几何尺寸精度。
为更好的实现本发明，进一步地，在所述步骤（1）中，模锻的次数模锻的次数视所需加工零件的复杂程度而定，一般为一次或两次，二次模锻时，需要对第一次模锻的锻件进行切边或清理后，才能进行第二次模锻。
为更好的实现本发明，进一步地，所述步骤（2）中，对锻件进行固溶处理过程为，将锻件加热至800~1000℃，并保温150~1800分钟，再对其加热升温5~45℃，并保温50~90分钟，冷却至室温。
为更好的实现本发明，进一步地，所述步骤（2）中，先将锻件加热至900±10℃℃，并保温180±15分钟，再升温至925±10℃，并保温60±6min分钟，使用冷却油冷却至室温，冷却时间不少于45分钟。
为更好的实现本发明，进一步地，所述步骤（3）中，对锻件进行冷处理的过程为，将锻件降温至-50~20℃，并保温60~1200分钟，然后置于外部环境内，待其温度至室温。
为更好的实现本发明，进一步地，所述步骤（3）中，通过人工控制温度冷却，将锻件降温至0±5℃，并保温0±5℃分钟，然后置于外部环境内，待其温度至室温，实现PH13-8Mo材料的固溶体稳定化，避免沉淀相的析出。
为更好的实现本发明，进一步地，所述步骤（4）中，锻件的粗加工需要将锻件外层通过铣刀铣去至少5mm，并根据零件外形保留至少5mm的加工余量，对其进行超声波探伤后，保证零件外形保留4mm的加工余量。
为更好的实现本发明，进一步地，所述步骤（5）中，对毛坯零件的人工时效处理过程为，加热毛坯零件至500~540℃，并保温30~2400分钟，再升温至540±5℃，保温120~300分钟，置于室温环境内，利用空气自然冷却。
为更好的实现本发明，进一步地，所述步骤（5）中，毛坯零件通过人工加热的方式实现沉淀硬化，加热毛坯零件至500±5℃，并保温60±6分钟，再升温至540±5℃，保温240±15分钟，置于室温环境内，利用空气自然冷却。
为更好的实现本发明，进一步地，所述步骤（6）中，对毛坯零件精加工过程为，先半精铣内外型，自然时效，再根据变形量垫平基准面，精铣基准面、基准孔，精铣内外形，制成零件成品。
本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：
（1）本发明通过将人工时效工序设置在机械加工（过程中，在锻件粗加工完成后再进行人工时效（沉淀硬化），从而提高了机械加工的效率，降低了刀具磨损；
（2）本发明采用“冷热结合”工艺方案，零件在固溶状态下粗加工，在较低的硬度下完成大部分材料的去除工作，此时材料硬度为38HRC（时效后的材料硬度大于45HRC），切削速度可提高15%，刀具损耗量可降低10~20%；
（3）本发明在粗加工后锻件等效厚度降低，可有效减少后续人工时效时的加热时间和能耗，还可以对粗加工过程中释放的变形进行热校正，并消除一部分加工应力，从而进一步降低零件精加工时的变形量，适宜广泛应用于航空零件制造过程中。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其他特征、目的和优点将会变得更为明显：
图1为本发明所述加工方法的具体工艺流程示意图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步地详细说明，但本发明的实施方式不限于此，在不脱离本发明上述技术思想情况下，根据本领域普通技术知识和惯用手段，做出各种替换和变更，均应包括在本发明的范围内。
为使本发明的目的、工艺条件及优点作用更加清楚明白，结合以下实施实例，对本发明作进一步详细说明，此处所描述的具体实施实例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
实施例1：
本实施例的具体流程，如图1所示，包括以下步骤：
（1）PH13-8Mo棒材经下料、制坯，并经过至少一次模锻、切边后形成一定形状的锻件，并在600~760℃退火，消除锻造过程中的残余应力；
（2）对锻件进行固溶处理；
（3）接着对锻件进行冷处理；
（4）冷处理完成后，对锻件进行粗加工，初步形成毛坯零件；
（5）对制成的毛坯零件进行人工时效处理；
（6）最后对毛坯零件进行精加工，制成航空用PH13-8Mo零件成品。
实施例2：
本市实施例在上述实施例的基础，进一步限定在所述步骤（1）中，模锻的次数为一次或两次，模锻的次数视零件的复杂程度而定，如图1所示，二次模锻时，需要对第一次模锻的锻件进行切边或清理后，才能进行第二次模锻。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。
实施例3：
本市实施例在上述实施例的基础，进一步限定所述步骤（2）中，对锻件进行固溶处理过程为，将锻件加热至800~1000℃，并保温150~1800分钟，再对其加热升温5~45℃，并保温50~90分钟，冷却至室温。实现PH13-8Mo材料的固溶体稳定化，避免沉淀相的析出。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。
实施例4：
本市实施例在上述实施例的基础，进一步限定所述步骤（2）中，先将锻件加热至900±10℃℃，并保温180±15分钟，再升温至925±10℃，并保温60±6min分钟，使用冷却油冷却至室温，冷却时间不少于45分钟。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。
实施例5：
本市实施例在上述实施例的基础，进一步限定所述步骤（3）中，对锻件进行冷处理的过程为，将锻件降温至-50~20℃，并保温60~1200分钟，然后置于外部环境内，待其温度至室温。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。
实施例6：
本市实施例在上述实施例的基础，进一步限定所述步骤（3）中，通过人工控制温度冷却，将锻件降温至0±5℃，并保温0±5℃分钟，然后置于外部环境内，待其温度至室温，实现PH13-8Mo材料的固溶体稳定化，避免沉淀相的析出。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。
实施例7：
本市实施例在上述实施例的基础，进一步限定所述步骤（4）中，锻件的粗加工需要将锻件外层通过铣刀铣去至少5mm，在PH13-8Mo材料沉淀硬化前实现大部分材料的去除，并根据零件外形保留至少5mm的加工余量，对其进行超声波探伤后，保证零件外形保留4mm的加工余量。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。
实施例8：
本市实施例在上述实施例的基础，进一步限定所述步骤（5）中，对毛坯零件的人工时效处理过程为，零件通过人工加热的方式实现沉淀硬化，加热毛坯零件至500~540℃，并保温30~2400分钟，再升温至540±5℃，保温120~300分钟，置于室温环境内，利用空气自然冷却。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。
实施例9：
本市实施例在上述实施例的基础，进一步限定所述步骤（5）中，毛坯零件通过人工加热的方式实现沉淀硬化，加热毛坯零件至500±5℃，并保温60±6分钟，再升温至540±5℃，保温240±15分钟，置于室温环境内，利用空气自然冷却。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。
实施例10：
本市实施例在上述实施例的基础，进一步限定所述步骤（6）中，对毛坯零件精加工过程为，具体实施过程中，根据零件复杂程度确定是否进行半精加工、自然时效，如图1所示，如果需要半精加工，则先半精铣内外型，自然时效，再根据变形量垫平基准面，精铣基准面、基准孔，精铣内外形，制成零件成品。在PH13-8mo材料沉淀硬化后只需进行少量机械加工，即可获得满足设计几何尺寸精度的要求的零件。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。

Claims (9)

1.一种航空用PH13-8Mo零件的加工方法，其特征在于，包括以下步骤：
（1）PH13-8Mo棒材经下料、制坯，并经过至少一次模锻、切边后形成一定形状的锻件，并在600~760℃退火，消除锻造过程中的残余应力；
（2）对锻件进行固溶处理；
（3）接着对锻件进行冷处理；
（4）冷处理完成后，对锻件进行粗加工，初步形成毛坯零件；所述步骤（4）中，锻件的粗加工需要将锻件外层通过铣刀铣去至少5mm，并根据零件外形保留至少5mm的加工余量，对其进行超声波探伤后，保证零件外形保留4mm的加工余量；
（5）对制成的毛坯零件进行人工时效处理；
（6）最后对毛坯零件进行精加工，制成航空用PH13-8Mo零件成品。
2.据权利要求1所述的一种航空用PH13-8Mo零件的加工方法，其特征在于，在所述步骤（1）中，模锻的次数为一次或两次，二次模锻时，需要对第一次模锻的锻件进行切边或清理后，才能进行第二次模锻。
3.根据权利要求2所述的一种航空用PH13-8Mo零件的加工方法，其特征在于，所述步骤（2）中，对锻件进行固溶处理过程为，将锻件加热至800~1000℃，并保温150~1800分钟，再对其加热升温5~45℃，并保温50~90分钟，冷却至室温。
4.根据权利要求3所述的一种航空用PH13-8Mo零件的加工方法，其特征在于，所述步骤（2）中，先将锻件加热至900±10℃℃，并保温180±15分钟，再升温至925±10℃，并保温60±6min分钟，使用冷却油冷却至室温，冷却时间不少于45分钟。
5.根据权利要求1~4任一项所述的一种航空用PH13-8Mo零件的加工方法，其特征在于，所述步骤（3）中，对锻件进行冷处理的过程为，将锻件降温至-50~20℃，并保温60~1200分钟，然后置于外部环境内，待其温度至室温。
6.根据权利要求5所述的一种航空用PH13-8Mo零件的加工方法，其特征在于，所述步骤（3）中，通过人工控制温度冷却，将锻件降温至0±5℃，并保温0±5℃分钟，然后置于外部环境内，待其温度至室温，实现PH13-8Mo材料的固溶体稳定化，避免沉淀相的析出。
7.根据权利要求1~4任一项所述的一种航空用PH13-8Mo零件的加工方法，其特征在于，所述步骤（5）中，对毛坯零件的人工时效处理过程为，加热毛坯零件至500~540℃，并保温30~2400分钟，再升温至540±5℃，保温120~300分钟，置于室温环境内，利用空气自然冷却。
8.根据权利要求7所述的一种航空用PH13-8Mo零件的加工方法，其特征在于，所述步骤（5）中，毛坯零件通过人工加热的方式实现沉淀硬化，加热毛坯零件至500±5℃，并保温60±6分钟，再升温至540±5℃，保温240±15分钟，置于室温环境内，利用空气自然冷却。
9.根据权利要求1~4任一项所述的一种航空用PH13-8Mo零件的加工方法，其特征在于，所述步骤（6）中，对毛坯零件精加工过程为，先半精铣内外型，自然时效，再根据变形量垫平基准面，精铣基准面、基准孔，精铣内外形，制成零件成品。
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