CN111940522A - 一种航空发动机紧固件用高强钴基gh6159合金冷拔材加工方法 - Google Patents

一种航空发动机紧固件用高强钴基gh6159合金冷拔材加工方法 Download PDF

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Abstract

本发明一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法，属于变形高温合金冷拔材加工技术领域。合金通过采用双联或三联熔炼方法制备，经两阶段高温均匀化热处理后获得各元素均匀分布的铸态组织。GH6159合金冷拔材加工工艺包括：(1)将经均匀化处理的铸锭用快锻机进行镦拔开坯；(2)将经步骤(1)处理后的棒材中间坯进行热轧进一步开坯，使得棒材在冷拔前具有更好的组织状态；(3)将经步骤(2)处理后的棒材进行冷拔处理，其中所用润滑剂为粉末状MoS2和润滑脂的混合物。本发明所述GH6159合金冷拔材加工工艺具有制备方法简单、组织均匀、力学性能优异、表面质量好、工作效率高、成品率高的优点。

Description

一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工 方法
技术领域
本发明属于钴基变形高温合金冷拔材加工技术领域，具体涉及一种航空发动机紧固件用高强钴基变形高温合金冷拔材的加工方法。
背景技术
伴随着航空、航天科技的不断发展，其对紧固件用高温合金材料的服役温度、强度和耐腐蚀性能的要求也逐渐提高，传统的紧固件用变形高温合金如GH4738、GH2132及GH4169等合金的强度或服役温度均很难满足需求。GH6159合金作为一种高强钴基紧固件用变形高温合金材料，冷拔态合金经时效处理后其室温抗拉强度超过1900MPa。因此，相较于其他牌号的高温合金，GH6159合金冷拉棒材在成形过程中选择合理的均匀化热处理工艺、开坯锻造工艺、润滑措施以及冷拉工艺等可显著改善合金的成型性能、模具使用寿命以及冷拉棒材的表面质量等，从而提高合金冷拉棒材的成材率和冶金质量。因此，亟需一种能够获得成品率高、表面质量好且组织均匀的紧固件用GH6159合金冷拉棒材加工方法。
发明内容
本发明主要用于提供一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法，该合金在室温及600℃的强度显著优于GH2132合金、GH4141合金、GH4169合金和GH4738 合金，可满足先进航空发动机对服役在600℃以下高强紧固件用变形高温合金的需求。
本发明技术方案如下：一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法，包括：
步骤(1)对经双联或三联熔炼制备的GH6159合金铸锭开展两阶段均匀化热处理；
步骤(2)将经步骤(1)处理后的铸锭采用锻造+热轧工艺进行开坯处理，形成棒材；
步骤(3)将经步骤(2)处理后形成的棒材进行固溶处理，随后对经固溶处理后形成的棒料开展冷拔变形加工；
步骤(4)将经步骤(3)处理后的冷拔棒材在无心磨床上进行磨削加工，得到直径在 5mm～18mm范围内的GH6159合金冷拉棒材。
步骤(1)中，所述的双联熔炼铸锭采用真空感应熔炼+真空自耗重熔或真空感应熔炼+保护气氛电渣熔炼或真空感应熔炼+真空感应熔炼制备，三联熔炼铸锭采用真空感应熔炼+真空自耗重熔+保护气氛电渣熔炼或真空感应熔炼+真空自耗重熔+真空自耗重熔+保护气氛电渣熔炼制备。
步骤(1)中所述两阶段均匀化热处理，第一阶段均匀化热处理温度为1140℃～1155℃，保温时间为6～8h，第二阶段均匀化热处理温度为1175℃～1190℃，保温时间不小于45h，冷却方式为随炉冷却，炉冷速率不超过0.25℃/min。
步骤(2)中所述锻造+热轧开坯，其中锻造开坯加热温度不高于1180℃，末火变形量不低于15％，停锻温度不低于1080℃，锻造过程回炉温度为1130℃～1180℃；热轧开坯加热温度不超过1160℃，末火轧制变形量不低于10％，停轧温度不低于1050℃，轧制过程回炉温度为1090℃～1160℃，轧制过程总变形量不低于60％。
步骤(3)中所述固溶处理工艺：固溶温度为1030℃～1060℃，保温时间为3h～9h，随后采用水冷方式冷却至室温；所述冷拔变形加工工艺：冷拔过程至少需分成3个道次、总变形量为47％±4％，且各冷拔道次间不可进行退火处理。
冷拔过程3个道次变形量区间为：
第1道次变形量区间为18％～20％，第2道次变形量区间为15％～18％，第3道次变形量区间为10％～15％。
步骤(3)中，所述冷拔过程中需采用润滑剂进行润滑处理。
所述润滑剂为粉末状MoS2和润滑脂的混合物。
润滑脂采用将脂肪酸直接皂化的方法进行制备，MoS2与润滑脂的体积比为(0.5～1.5):1
MoS2与润滑脂的体积比为1:1。
本发明的有益效果：
本发明中涉及到的冷拉棒材制备方法具有工艺简单、易于实现、生产效率高、对环境污染较少和成材率高的特点，采用该方法制备的GH6159合金冷拉棒材具有尺寸精度高、表面质量好、组织均匀、力学性能优异的特点，因此可广泛的应用于耐高温高强紧固件冷拉棒材的生产加工行业。
本发明采用的润滑剂为粉末状MoS2和润滑脂的混合物，该润滑剂与传统的草化+皂化润滑方法或MoS2+液体石蜡润滑剂相比较，具有前处理工艺简单、对棒材吸附作用较好的特点，因此，能够获得更好的润滑效果，从而可极大的提高棒材的表面质量和模具的使用寿命。
下面通过具体实施示例对本发明中所述冷拔材加工技术方案作进一步的详细描述。
附图说明
图1(a)为本发明实施示例1的GH6159合金冷拔态棒材表面质量示意图。
图1(b)为本发明实施示例1的GH6159合金冷拔态棒材时效处理后的金相组织示意图。
图2(a)为本发明实施示例1的GH6159合金冷拔态棒材表面质量示意图。
图2(b)为本发明实施示例1的GH6159合金冷拔态棒材时效处理后的金相组织示意图。
具体实施方式
实施示例1
步骤一、对经真空感应熔炼+真空自耗重熔制备的GH6159合金铸锭开展两阶段均匀化热处理，所述两阶段均匀化热处理，第一阶段均匀化热处理温度为1145℃±10℃，保温时间为 8h，第二阶段均匀化热处理温度为1190℃±10℃，保温45h，冷却方式为随炉冷却，炉冷速率为0.25℃/min。
步骤二、将经步骤一处理后的铸锭采用锻造+热轧工艺进行开坯处理，所述锻造+热轧开坯，其中锻造开坯分为1道次镦粗+1道次拔长，锻造加热温度为1170℃，末火变形量为15％，停锻温度为1080℃，锻造过程回炉温度为1170℃；热轧开坯加热温度为1160℃，末火轧制变形量为15％，停轧温度为1050℃，轧制过程回炉温度为1150℃，轧制过程总变形量为70％。
步骤三、将经步骤二处理后的棒材进行磨光处理，保证经磨光处理后棒材的表面粗糙度优于3.0μm，且棒材表面应无肉眼可见裂纹、折叠、夹杂等缺陷。
步骤四、将经步骤三处理后的棒材进行固溶处理，所述固溶处理工艺：固溶温度为1050℃±10℃，保温时间为4h，随后采用水冷方式冷却至室温。
步骤五、将经步骤四处理后的棒料开展变形量为47％±4％的冷拔变形加工。所述冷拔过程中需采用润滑剂进行润滑处理，所述润滑剂为粉末状MoS2和润滑脂的混合物，其中，润滑脂采用将脂肪酸直接皂化的方法进行制备，MoS2与润滑脂的体积比为1:1。冷拔过程分成为 3个道次、总变形量为47％±4％，且各冷拔道次间不可进行退火处理。其中，第1道次变形量为18％±1％，第2道次变形量为15％±1％，第3道次变形量为15％±1％。
步骤六、将经步骤五处理后的冷拔棒材在无心磨床上进行磨削加工，得到直径为6.5mm±0.04mm的GH6159合金冷拉棒材。
本实施示例制备的GH6159合金冷拔棒材经时效热处理前后性能测试结果见表1和表2，本实施示例制备的GH6159合金冷拔态棒材表面质量和时效处理后的金相组织见图1a、图1b。
表1为实施示例1中GH6159合金冷拔棒材时效处理前力学性能，表2为实施示例1中GH6159合金冷拔棒材时效处理后力学性能。
表1冷拔态GH6159合金冷拉棒不同温度下拉伸性能
Figure RE-GDA0002685735470000031
Figure RE-GDA0002685735470000041
表2时效态GH6159合金冷拉棒不同温度下拉伸性能
Figure RE-GDA0002685735470000042
注：GH6159合金冷拔棒材时效热处理制度：665℃±10℃保温4h后空冷至室温。
由表2和图1a、图1b可知，实施示例1中所制备GH6159合金冷拔棒材经时效热处理后的晶粒尺寸均匀，且拉伸性能可满足产品使用技术要求。
实施示例2
步骤一、对经真空感应熔炼+真空自耗重熔制备的GH6159合金铸锭开展两阶段均匀化热处理，所述两阶段均匀化热处理，第一阶段均匀化热处理温度为1150℃±10℃，保温时间为 7h，第二阶段均匀化热处理温度为1185℃±10℃，保温时间为60h，冷却方式为随炉冷却，炉冷速率为0.24℃/min。
步骤二、将经步骤一处理后的铸锭采用锻造+热轧工艺进行开坯处理，所述锻造+热轧开坯，其中锻造开坯分为1道次镦粗+1道次拔长，锻造加热温度为1175℃，末火变形量为18％，停锻温度为1080℃，锻造过程回炉温度为1160℃；热轧开坯加热温度为1150℃，末火轧制变形量为15％，停轧温度为1050℃，轧制过程回炉温度为1150℃，轧制过程总变形量为65％。
步骤三、将经步骤二处理后的棒材进行磨光处理，保证经磨光处理后棒材的表面粗糙度优于3.0μm，且棒材表面应无肉眼可见裂纹、折叠、夹杂等缺陷。
步骤四、将经步骤三处理后的棒材进行固溶处理，所述固溶处理工艺：固溶温度为1040℃±10℃，保温时间为6h，随后采用水冷方式冷却至室温。
步骤五、将经步骤四处理后的棒材开展变形量为47％±4％的冷拔变形加工，所述冷拔过程中需采用润滑剂进行润滑处理，所述润滑剂为粉末状MoS2和润滑脂的混合物，其中，润滑脂采用将脂肪酸直接皂化的方法进行制备，MoS2与润滑脂的体积比为1:1。冷拔过程分为3 个道次、总变形量为47％±4％，且各冷拔道次间不可进行退火处理。其中，第1道次变形量为20％±1％，第2道次变形量为15％±1％，第3道次变形量为13％±1％。
步骤六、将经步骤五处理后的冷拔棒材在无心磨床上进行磨削加工，得到直径在8.5mm±0.03mm的GH6159合金冷拉棒材。
本实施示例制备的GH6159合金冷拔棒材经时效热处理前后性能测试结果见表3和表4，本实施示例制备的GH6159合金冷拔态棒材表面质量和时效处理后的金相组织见图2a、图2b。
表3为实施示例2中GH6159合金冷拔棒材时效处理前力学性能，表4为实施示例2中GH6159合金冷拔棒材时效处理后力学性能。
表3冷拔态GH6159合金冷拉棒不同温度下拉伸性能
Figure RE-GDA0002685735470000051
表4时效态GH6159合金冷拉棒不同温度下拉伸性能
Figure RE-GDA0002685735470000052
Figure RE-GDA0002685735470000061

Claims (10)

1.一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法，其特征在于，包括：
步骤(1)对经双联或三联熔炼制备的GH6159合金铸锭开展两阶段均匀化热处理；
步骤(2)将经步骤(1)处理后的铸锭采用锻造+热轧工艺进行开坯处理，形成棒材；
步骤(3)将经步骤(2)处理后形成的棒材进行固溶处理，随后对经固溶处理后形成的棒料开展冷拔变形加工；
步骤(4)将经步骤(3)处理后的冷拔棒材在无心磨床上进行磨削加工，得到直径在5mm～18mm范围内的GH6159合金冷拉棒材。
2.依据权利要求1所述的一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法，其特征在于：步骤(1)中，所述的双联熔炼铸锭采用真空感应熔炼+真空自耗重熔或真空感应熔炼+保护气氛电渣熔炼或真空感应熔炼+真空感应熔炼制备，三联熔炼铸锭采用真空感应熔炼+真空自耗重熔+保护气氛电渣熔炼或真空感应熔炼+真空自耗重熔+真空自耗重熔+保护气氛电渣熔炼制备。
3.依据权利要求1所述一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法，其特征在于：步骤(1)中所述两阶段均匀化热处理，第一阶段均匀化热处理温度为1140℃～1155℃，保温时间为6～8h，第二阶段均匀化热处理温度为1175℃～1190℃，保温时间不小于45h，冷却方式为随炉冷却，炉冷速率不超过0.25℃/min。
4.依据权利要求1所述一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法，其特征在于：步骤(2)中所述锻造+热轧开坯，其中锻造开坯加热温度不高于1180℃，末火变形量不低于15％，停锻温度不低于1080℃，锻造过程回炉温度为1130℃～1180℃；热轧开坯加热温度不超过1160℃，末火轧制变形量不低于10％，停轧温度不低于1050℃，轧制过程回炉温度为1090℃～1160℃，轧制过程总变形量不低于60％。
5.依据权利要求1所述一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法，其特征在于：步骤(3)中所述固溶处理工艺：固溶温度为1030℃～1060℃，保温时间为3h～9h，随后采用水冷方式冷却至室温；所述冷拔变形加工工艺：冷拔过程至少需分成3个道次、总变形量为47％±4％，且各冷拔道次间不可进行退火处理。
6.依据权利要求5所述一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法，其特征在于：冷拔过程3个道次变形量区间为：
第1道次变形量区间为18％～20％，第2道次变形量区间为15％～18％，第3道次变形量区间为10％～15％。
7.依据权利要求5所述一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法，其特征在于：步骤(3)中，所述冷拔过程中需采用润滑剂进行润滑处理。
8.依据权利要求7所述一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法，其特征在于：所述润滑剂为粉末状MoS2和润滑脂的混合物。
9.依据权利要求8所述一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法，其特征在于：润滑脂采用将脂肪酸直接皂化的方法进行制备，MoS2与润滑脂的体积比为(0.5～1.5):1。
10.依据权利要求9所述一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法，其特征在于：MoS2与润滑脂的体积比为1:1。
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