CN112170754A - 一种难变形合金航空发动机转子叶片锻造成型工艺 - Google Patents

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Abstract

一种难变形合金航空发动机转子叶片锻造成型工艺，属于航空发动机叶片锻造技术领域。工艺步骤如下：下料、光饰、挤压加热、挤压、清理、浸油吹砂、涂润滑剂、预锻加热、预锻、清理、涂润滑剂、终锻加热、终锻、切边、清理、校正加热、校正、锻件清理、热处理及检查。经本发明锻造工艺锻造的发动机叶片，叶片锻件表面无裂纹、折叠、分层、夹杂、空洞等缺陷；叶片榫头及叶身晶粒度为6‑6.5级；力学性能、金相组织满足设计要求。

Description

一种难变形合金航空发动机转子叶片锻造成型工艺
技术领域
本发明属于航空发动机叶片锻造技术领域，具体涉及一种难变形镍基高温合金材料转子叶片锻件的锻造技术。
背景技术
普通镍基高温合金GH4169在航空产品中应用最为广泛，其具有良好的加工、焊接性能及较低的成本，长时使用温度在650℃以下。但是，随着对航空发动机推力要求的提高，为满足高性能航空器的应用要求，在普通镍基高温合金基础上通过合金改型，出现了一种新型镍基难变形高温合金GH4169D。该合金在普通镍基高温合金基础上，Fe含量由18％降低至10％，加入9％Co增加了合金的持久性能；增加了Al+Ti含量和Al/Ti比值，合金中增强相为γ’相。相比普通镍基高温合金γ’相含量增加，同时γ”相和δ相减少，从而增强了合金的抗拉强度和持久寿命。因此，该合金长时使用温度可达700℃或更高，有优异的力学性能、较高的耐温能力、良好的加工性能，逐渐应用于高性能零部件。另外，该合金继承了GH4169合金组织对高温的敏感性，热加工时锻件易产生粗晶或混晶，且其热塑性更差，更难进行热加工。
现某发动机转子叶片采用GH4169D合金，转子叶片锻件通常榫头金属量较大，而叶身短小且薄，榫头和叶身截面差较大。为保证锻造时叶片各部分变形量相近，终锻前需要将叶片各部分金属量依据最终尺寸按比例分配。由于叶身短小，需采用挤压的方式制坯，叶身的截面积要急剧减小，变形剧烈，由于GH4169D合金热塑性较差，变形剧烈时极易产生裂纹。
专利号为CN107598068(专利1)的中国发明专利公开了“一种镍基高温合金的航空发动机叶片锻造工艺”。采用顶锻、终锻、校正的方式生产出满足航空发动机叶片形状、尺寸和使用要求的静子叶片。
专利号为CN110369670(专利2)的中国发明专利公开了“一种基于钛合金的航空发动机叶片的锻造工艺”。实现钛合金航空发动机叶片精密成型，无需机械加工，产品一致性好、合格率高。
专利1的产品为1级可调静子叶片。其叶片较长，且各部分截面差较小，适合用顶锻制坯，对材料的热塑性要求较小，锻造参数比较成熟。
专利2为钛合金叶片，其材料的热塑性优于镍基高温合金，其锻造工艺参数、热处理制度与镍基高温合金完全不同。且该叶片采用化铣的方法去除锻件余量，并不适用于其他材料合金叶片。
目前对于GH4169D镍基高温合金的锻造工艺，国内尚无成熟的工艺参数。
发明内容
针对现有技术的不足，提供一种新型高温合金的转子叶片锻造工艺，能够锻造出满足高性能航空器长时稳定使用的转子叶片。本发明旨在提供一种难变形合金航空发动机转子叶片锻造成型工艺。
为实现上述目的，本发明采取的技术法案如下：
根据对叶身及榫头的晶粒度要求，计算合适的变形量并确定工艺路线。根据工艺路线确定锻造及挤压模具，并确定GH4169D合金转子叶片锻造过程的工艺参数。
本发明采用挤压制坯方法，确定锻造工艺路线为挤压-预锻-终锻-校正-热处理，具体工艺步骤如下：
(1)下料：根据所需零件尺寸要求，选用合格的GH4169D棒料切料，其长度公差控制在±0.5mm内；
(2)光饰：将所下坯料放入震动光饰机中进行光饰，至表面粗糙度小于Ra1.6；
(3)挤压加热：将光饰后的坯料放入高温合金卷制的加热器中，放置在钡盐炉的熔融盐液中加热，装炉，装炉温度为1080±10℃，保温温度为1080±10℃，保温时间大于3min，坯料在炉内停留时间不超过10min；
(4)挤压：从钡盐炉中取出棒料至冲床上，使用专用挤压模具(图1)对坯料一次挤压成型，转移时间不超过5s，挤压过程类比GH4169合金，其挤压比不超过7，达到工艺所需要求尺寸的挤压件；
(5)清理：用吹砂方式清除挤压件表面的钡盐；
(6)浸油吹砂：在机油中浸泡30-60min后吹砂，目视检查挤压件表面是否有裂纹，如有裂纹需要打磨去除；
(7)涂润滑剂：将清理干净的挤压件放入烘箱中，加热至80-120℃后在通风箱中喷涂GDS-17润滑剂，润滑剂的厚度需控制在0.08-0.16mm之间；
(8)预锻加热：挤压件放置在特制装料盘上，装炉时炉温为1020士10℃，保温温度为1020±10℃，保温时间大于30min，挤压件在炉内停留时间不超过60min；
(9)预锻：从电炉中取出挤压件至曲柄压力机，使用专用模具(图2)进行预锻，转移时间不超过8s，停锻温度不低于900℃，变形量介于30-45％之间；
(10)清理：用吹砂方式清除干净预锻件表面的玻璃润滑剂；
(11)涂润滑剂：将清理干净的挤压件放入烘箱中，加热至80-120℃后在通风箱中喷涂GDS-17润滑剂，润滑剂的厚度需控制在0.08-0.16mm之间；
(12)终锻加热：将涂完润滑剂的预锻件放置在特制装料盘上，装炉时炉温为1020±10℃，保温温度为1020±10℃，保温时间大于30min，预锻件在炉内停留时间不超过60min；
(13)终锻：从电炉中取出预锻件至曲柄压力机，使用专用模具(图2)进行终锻，转移时间不超过8s，通过一次打击达到所需锻件尺寸工艺设计要求及变形量，停锻温度不低于900℃，变形量介于30-45％之间；
(14)切边：将终锻后的锻件立即使用冲床切边，切边温度不低于850℃，若低于850℃，允许重新加热，加热温度为900℃；
(15)清理：用吹砂方式清除干净锻件表面的玻璃润滑剂；
(16)校正加热：把锻件放置在特制的装料盘上，装炉时炉温为940士10℃，保温温度为940±10℃，保温时间大于15min，锻件在炉内停留时间不超过45min；
(17)校正：从电炉中取出锻件至曲柄压力机进行校正，转移时间不超过8s；停锻温度不低于850℃；
(18)锻件清理：再次用吹砂方式清除干净锻件表面玻璃润滑剂以及氧化皮；
(19)热处理：采用预处理-固溶-时效的热处理方式进行；预处理阶段：860～880℃，保温16h，空冷；固溶处理阶段：945～965℃，保温1h，空冷；时效阶段：788℃下保温8h，以(45～65)℃/h速率冷却至704℃，保温8h，空冷；
(20)检查：检测叶片锻件尺寸，叶片锻件表面质量，金相组织，力学性能，具体要求如下：
①表面质量：叶片锻件表面不允许有裂纹、折叠、分层、夹杂、空洞等缺陷；
②金相组织：叶片平均晶粒度优于4级；
③力学性能：硬度≥331HB；704℃、621MPa条件下拉断时间≥39h，延伸率≥8％；室温条件下拉伸强度≥1338MPa，屈服强度≥958MPa，延伸率≥15％，断面收缩率≥15％；704℃、30min保温后抗拉强度≥1040MPa，屈服强度≥810MPa，延伸率≥13％，断面收缩率≥15％。
本发明的优点：
(1)本发明方法已经应用于实际生产，满足航空发动机生产需求，交付所需转子叶片产品。为今后该种材料锻造模具设计工艺编制及生产经验提供依据。本发明方法已应用到批量生产中，单台节省外购锻件费用30万元。
(2)为了使晶界上析出适量δ相，相比于普通镍基合金采用固溶-时效的热处理制度，本发明工艺中增加了预固溶处理制度。先通过预处理保证晶界析出适量δ相，之后再固溶处理将晶界δ相调整至最佳范围。由于主强化相γ’相生长缓慢，因此最后需进行两阶段时效处理，且时效温度要高于普通镍基高温合金，这样析出不同尺寸的γ’相颗粒，调节合金的强度及其它力学性能。
附图说明
图1本发明专用挤压模具图。
图2本发明专用锻造模具图。
具体实施方式
以某民用航空发动机压气机转子叶片锻件连续生产242件为例，所用锯床为普通锯床，所用钡盐为BaCl2，所用玻璃润滑剂为GDS-17，挤压所用设备为2.5MN冲床，预锻、终锻所用设备为2000T曲柄压力机；所述特制装料盘即为GH3030制作的簸箕形装料盘。
实施例1
一种难变形合金航空发动机转子叶片锻造成型工艺，具体操作步骤为：
(1)下料：选用经检验合格的规格为Φ30mm的GH4169D棒料，车外圆至
Figure BDA0002688745880000041
切料长度为50±0.5mm；
(2)光饰：将所下坯料放入震动光饰机中进行光饰，光饰时间为4h，至表面粗糙度小于Ra1.6；
(3)挤压加热：将光饰后的坯料放入高温合金卷制的加热器中，放置在钡盐炉的熔融盐液中加热，装炉温度为1080℃，保温温度为1080℃，保温时间大于3min，坯料在炉内停留时间不超过10min；
(4)挤压：从钡盐炉中取出棒料至冲床上，使用专用挤压模具(图1)对坯料一次挤压成型，转移时间不超过5s，挤压比为5.25；
(5)清理：用吹砂方式清除挤压件表面的钡盐；
(6)浸油吹砂：在机油中浸泡30-60min后吹砂，目视检查挤压件表面裂纹并进行打磨去除；
(7)涂润滑剂：将清理干净的挤压件放入烘箱中，加热至100℃后在通风箱中喷涂GDS-17润滑剂，润滑剂的厚度需控制在0.08-0.16mm之间；
(8)预锻加热：挤压件放置在特制装料盘上，装炉时炉温为1020℃，保温温度为1020℃，保温时间大于30min，挤压件在炉内停留时间不超过60min；
(9)预锻：从电炉中取出挤压件至2000T曲柄压力机，使用专用模具(图2)进行预锻，转移时间不超过8s，停锻温度不低于900℃，叶身变形量为37％；
(10)清理：用吹砂方式清除干净预锻件表面的玻璃润滑剂；
(11)涂润滑剂：将清理干净的挤压件放入烘箱中，加热至100℃后在通风箱中喷涂GDS-17润滑剂，润滑剂的厚度需控制在0.08-0.16mm之间；
(12)终锻加热：将涂完润滑剂的预锻件放置在特制装料盘上，装炉时炉温为1020℃，保温温度为1020℃，保温时间时间大于30min，预锻件在炉内停留时间不超过60min；
(13)终锻：从电炉中取出预锻件至2000T曲柄压力机，使用专用模具(图2)进行终锻，转移时间不超过8s；通过一次打击达到所需锻件尺寸工艺设计要求及变形量，停锻温度不低于900℃，叶身变形量为39％；
(14)切边：将终锻后的锻件立即使用冲床切边，切边温度不低于850℃，若低于850℃，允许重新加热，加热温度为900℃；
(15)清理：用吹砂方式清除干净锻件表面的玻璃润滑剂；
(16)校正加热：把锻件放置在特制的装料盘上，装炉时炉温为940℃，保温温度为940℃，保温时间大于15min，锻件在炉内停留时间不超过45min；
(17)校正：从电炉中取出锻件至曲柄压力机进行校正，转移时间不超过8s；停锻温度不低于850℃；
(18)锻件清理：再次清除干净锻件表面玻璃润滑剂以及氧化皮；
(19)热处理：采用预处理-固溶-时效的热处理方式；按预处理阶段：870℃，保温16h，空冷；固溶处理阶段：955℃，保温1h，空冷；时效阶段：788℃下保温8h，以55℃/h速率冷却至704℃，保温8h，空冷；
(20)检查：
①检测叶片锻件表面质量：叶片锻件表面无裂纹、折叠、分层、夹杂、空洞等缺陷；
②叶片榫头及叶身晶粒度为6-6.5级；
③力学性能：硬度360HB；704℃、621MPa条件下持久试验拉断时74h4min，延伸率10.6％；室温条件下拉伸强度1402MPa，屈服强度973MPa，延伸率29％，断面收缩率36％；704℃、30min保温后抗拉强度1284MPa，屈服强度1002MPa，延伸率30.5％，断面收缩率37％。
实施例2
一种难变形合金航空发动机转子叶片锻造成型工艺，具体操作步骤为：
(1)下料：选用经检验合格的规格为Φ30mm的GH4169D棒料，车外圆至
Figure BDA0002688745880000051
切料长度为50±0.5mm；
(2)光饰：将所下坯料放入震动光饰机中进行光饰，光饰时间为4h，至表面粗糙度Ra1.6；
(3)挤压加热：将光饰后的坯料放入高温合金卷制的加热器中，放置在钡盐炉的熔融盐液中加热，装炉温度为1080℃，保温温度为1080℃，保温时间大于3min，坯料在炉内停留时间不超过10min；
(4)挤压：从钡盐炉中取出棒料至冲床上，使用专用挤压模具(图1)对坯料一次挤压成型，转移时间不超过5s，挤压比为5.25；
(5)清理：用吹砂方式清除挤压件表面的钡盐；
(6)浸油吹砂：在机油中浸泡30-60min后吹砂，目视检查挤压件表面裂纹并进行打磨去除；
(7)涂润滑剂：将清理干净的挤压件放入烘箱中，加热至100℃后在通风箱中喷涂GDS-17润滑剂，润滑剂的厚度需控制在0.08-0.16mm之间；
(8)预锻加热：挤压件放置在特制装料盘上，装炉时炉温为1030℃，保温温度为1030℃，保温时间大于30min，挤压件在炉内停留时间不超过60min；
(9)预锻：从电炉中取出挤压件至2000T曲柄压力机，使用专用模具(图2)进行预锻，转移时间不超过8s，停锻温度不低于900℃，叶身变形量为35％；
(10)清理：用吹砂方式清除干净预锻件表面的玻璃润滑剂；
(11)涂润滑剂：将清理干净的挤压件放入烘箱中，加热至95℃后在通风箱中喷涂GDS-17润滑剂，润滑剂的厚度需控制在0.08-0.16mm之间；
(12)终锻加热：将涂完润滑剂的预锻件放置在特制装料盘上，装炉时炉温为1030℃，保温温度为1030℃，保温时间时间大于30min，预锻件在炉内停留时间不超过60min；
(13)终锻：从电炉中取出预锻件至2000T曲柄压力机，使用专用模具(图2)进行终锻，转移时间不超过8s；通过一次打击达到所需锻件尺寸工艺设计要求及变形量，停锻温度不低于900℃，叶身变形量为40％；
(14)切边：将终锻后的锻件立即使用冲床切边，切边温度不低于850℃，若低于850℃，允许重新加热，加热温度为900℃；
(15)清理：用吹砂方式清除干净锻件表面的玻璃润滑剂；
(16)校正加热：把锻件放置在特制的装料盘上，装炉时炉温为940℃，保温温度为940℃，保温时间大于15min，锻件在炉内停留时间不超过45min；
(17)校正：从电炉中取出锻件至曲柄压力机进行校正，转移时间不超过8s；停锻温度不低于850℃；
(18)锻件清理：再次清除干净锻件表面玻璃润滑剂以及氧化皮；
(19)热处理：采用预处理-固溶-时效的热处理方式；按预处理阶段：870℃，保温16h，空冷；固溶处理阶段：955℃，保温1h，空冷；时效阶段：788℃下保温8h，以55℃/h速率冷却至704℃，保温8h，空冷；
(20)检查：
①检测叶片锻件表面质量：叶片锻件表面无裂纹、折叠、分层、夹杂、空洞等缺陷；
②叶片榫头及叶身晶粒度为5.5-6级；
③力学性能：硬度375HB；704℃、621MPa条件下持久试验拉断时81h10min，延伸率11％；室温条件下拉伸强度1398MPa，屈服强度941MPa，延伸率25％，断面收缩率30％；704℃、30min保温后抗拉强度1180MPa，屈服强度975MPa，延伸率26.5％，断面收缩率30.5％。
实施例3
一种难变形合金航空发动机转子叶片锻造成型工艺，具体操作步骤为：
(1)下料：选用经检验合格的规格为Φ30mm的GH4169D棒料，车外圆至
Figure BDA0002688745880000071
切料长度为50±0.5mm；
(2)光饰：将所下坯料放入震动光饰机中进行光饰，光饰时间为4h，至表面粗糙度Ra1.6；
(3)挤压加热：将光饰后的坯料放入高温合金卷制的加热器中，放置在钡盐炉的熔融盐液中加热，装炉温度为1080℃，保温温度为1080℃，保温时间大于3min，坯料在炉内停留时间不超过10min；
(4)挤压：从钡盐炉中取出棒料至冲床上，使用专用挤压模具(图1)对坯料一次挤压成型，转移时间不超过5s，挤压比为5.25；
(5)清理：用吹砂方式清除挤压件表面的钡盐；
(6)浸油吹砂：在机油中浸泡30-60min后吹砂，目视检查挤压件表面裂纹并进行打磨去除；
(7)涂润滑剂：将清理干净的挤压件放入烘箱中，加热至100℃后在通风箱中喷涂GDS-17润滑剂，润滑剂的厚度需控制在0.08-0.16mm之间；
(8)预锻加热：挤压件放置在特制装料盘上，装炉时炉温为1015℃，保温温度为1015℃，保温时间大于30min，挤压件在炉内停留时间不超过60min；
(9)预锻：从电炉中取出挤压件至2000T曲柄压力机，使用专用模具(图2)进行预锻，转移时间不超过8s，停锻温度不低于900℃，叶身变形量为39％；
(10)清理：用吹砂方式清除干净预锻件表面的玻璃润滑剂；
(11)涂润滑剂：将清理干净的挤压件放入烘箱中，加热至100℃后在通风箱中喷涂GDS-17润滑剂，润滑剂的厚度需控制在0.08-0.16mm之间；
(12)终锻加热：将涂完润滑剂的预锻件放置在特制装料盘上，装炉时炉温为1015℃，保温温度为1015℃，保温时间时间大于30min，预锻件在炉内停留时间不超过60min；
(13)终锻：从电炉中取出预锻件至2000T曲柄压力机，使用专用模具(图2)进行终锻，转移时间不超过8s；通过一次打击达到所需锻件尺寸工艺设计要求及变形量，停锻温度不低于900℃，叶身变形量为35％；
(14)切边：将终锻后的锻件立即使用冲床切边，切边温度不低于850℃，若低于850℃，允许重新加热，加热温度为900℃；
(15)清理：用吹砂方式清除干净锻件表面的玻璃润滑剂；
(16)校正加热：把锻件放置在特制的装料盘上，装炉时炉温为940℃，保温温度为940℃，保温时间大于15min，锻件在炉内停留时间不超过45min；
(17)校正：从电炉中取出锻件至曲柄压力机进行校正，转移时间不超过8s；停锻温度不低于850℃；
(18)锻件清理：再次清除干净锻件表面玻璃润滑剂以及氧化皮；
(19)热处理：采用预处理-固溶-时效的热处理方式；按预处理阶段：870℃，保温16h，空冷；固溶处理阶段：955℃，保温1h，空冷；时效阶段：788℃下保温8h，以55℃/h速率冷却至704℃，保温8h，空冷；
(20)检查：
①检测叶片锻件表面质量：叶片锻件表面无裂纹、折叠、分层、夹杂、空洞等缺陷；
②叶片榫头及叶身晶粒度为6.5-7级；
③力学性能：硬度365HB；704℃、621MPa条件下持久试验拉断时73h30min，延伸率10.4％；室温条件下拉伸强度1395MPa，屈服强度968MPa，延伸率24％，断面收缩率36％；704℃、30min保温后抗拉强度1224MPa，屈服强度1010MPa，延伸率29％，断面收缩率37％。

Claims (5)

1.一种难变形合金航空发动机转子叶片锻造成型工艺，其特征在于，包括以下步骤：
(1)下料：根据所需零件尺寸要求，选用合格的GH4169D棒料切料，其长度公差控制在±0.5mm内；
(2)光饰：将所下坯料放入震动光饰机中进行光饰，至表面粗糙度小于Ra1.6；
(3)挤压加热：将光饰后的坯料放入高温合金卷制的加热器中，放置在钡盐炉的熔融盐液中加热，装炉，装炉温度为1080±10℃，保温温度为1080±10℃，保温时间大于3min，坯料在炉内停留时间不超过10min；
(4)挤压：从钡盐炉中取出棒料至冲床上，使用专用挤压模具对坯料一次挤压成型，转移时间不超过5s，挤压过程类比GH4169合金，其挤压比不超过7，达到工艺所需要求尺寸的挤压件；
(5)清理：用吹砂方式清除挤压件表面的钡盐；
(6)浸油吹砂：在机油中浸泡30-60min后吹砂，目视检查挤压件表面是否有裂纹，如有裂纹需要打磨去除；
(7)涂润滑剂：将清理干净的挤压件放入烘箱中，加热至80-120℃后在通风箱中喷涂润滑剂，润滑剂的厚度需控制在0.08-0.16mm之间；
(8)预锻加热：挤压件放置在特制装料盘上，装炉时炉温为1020士10℃，保温温度为1020±10℃，保温时间大于30min，挤压件在炉内停留时间不超过60min；
(9)预锻：从电炉中取出挤压件至曲柄压力机，使用专用模具进行预锻，转移时间不超过8s，停锻温度不低于900℃，变形量介于30-45％之间；
(10)清理：用吹砂方式清除干净预锻件表面的玻璃润滑剂；
(11)涂润滑剂：将清理干净的挤压件放入烘箱中，加热至80-120℃后在通风箱中喷涂润滑剂，润滑剂的厚度需控制在0.08-0.16mm之间；
(12)终锻加热：将涂完润滑剂的预锻件放置在特制装料盘上，装炉时炉温为1020±10℃，保温温度为1020±10℃，保温时间大于30min，预锻件在炉内停留时间不超过60min；
(13)终锻：从电炉中取出预锻件至曲柄压力机，使用专用模具进行终锻，转移时间不超过8s，通过一次打击达到所需锻件尺寸工艺设计要求及变形量，停锻温度不低于900℃，变形量介于30-45％之间；
(14)切边：将终锻后的锻件立即使用冲床切边，切边温度不低于850℃，若低于850℃，允许重新加热，加热温度为900℃；
(15)清理：用吹砂方式清除干净锻件表面的玻璃润滑剂；
(16)校正加热：把锻件放置在特制的装料盘上，装炉时炉温为940士10℃，保温温度为940±10℃，保温时间大于15min，锻件在炉内停留时间不超过45min；
(17)校正：从电炉中取出锻件至曲柄压力机进行校正，转移时间不超过8s；停锻温度不低于850℃；
(18)锻件清理：再次用吹砂方式清除干净锻件表面玻璃润滑剂以及氧化皮；
(19)热处理：采用预处理-固溶-时效的热处理方式进行；
(20)检查：检测叶片锻件尺寸，叶片锻件表面质量，金相组织，力学性能。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤(4)中，钡盐为BaCl2。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤(7)(11)中，润滑剂为GDS-17润滑剂。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤(19)中，热处理方式为，预处理阶段：860～880℃，保温16h，空冷；固溶处理阶段：945～965℃，保温1h，空冷；时效阶段：788℃下保温8h，以(45～65)℃/h速率冷却至704℃，保温8h，空冷。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤(20)中，对叶片锻件尺寸，叶片锻件表面质量，金相组织，力学性能的检测要求为：表面质量：叶片锻件表面不允许有裂纹、折叠、分层、夹杂、空洞等缺陷；金相组织：叶片平均晶粒度优于4级；力学性能：硬度≥331HB；704℃、621MPa条件下拉断时间≥39h，延伸率≥8％；室温条件下拉伸强度≥1338MPa，屈服强度≥958MPa，延伸率≥15％，断面收缩率≥15％；704℃、30min保温后抗拉强度≥1040MPa，屈服强度≥810MPa，延伸率≥13％，断面收缩率≥15％。
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