CN112536407B - 航空发动机承力环锻造工艺 - Google Patents
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Abstract
本申请公开了锻造技术领域的航空发动机承力环锻造工艺,包括以下步骤:选料:选取棒料,检验棒料,探伤确保棒料无瑕疵;制坯:将棒料放入到电炉中加热,保温,然后将炉温升至930℃,保温,再将炉温升至1140℃取出;镦粗:将棒料用锻锤上按照镦粗;退火:将的初料放入到温度为850℃的电阴炉中保温,冷却;再加工:将冷却后的初料放到钻床上,在初料的中心处钻孔;扩孔:将初件用马架和芯棒将初件扩孔至外径φ195mm,内径φ130mm,高为88mm的锻件,控制终锻温度,空冷至室温。热处理:将锻件放入到箱式电炉中,随炉升温至950℃,然后保温出炉空却,再放入箱式电炉中升温,保温8h后出炉在空冷至室温得到成品。本方案提高了承力环高温合金粒度。
Description
技术领域
本发明涉及锻造技术领域,具体涉及航空发动机承力环锻造工艺。
背景技术
航空发动机承力环(简称承力环)是航空发动机中的重要部件,承力环零件材料为GH4169(对应美国牌号为Inconel718)高温合金,由于GH4169是含Ni量高(质量百分比占50.0%~55.0%)的镍基高温合金,在-253~700℃温度范围内具有良好的综合性能,650℃以下的屈服强度居变形高温合金的首位,并具有良好的抗疲劳、抗辐射、抗氧化、抗腐蚀性能,以及良好的机械加工性能、焊接性能和长期组织稳定性,能制造各种形状的复杂的零部件,在宇航、核能、石油化工中,在上述温度范围内获得了极为广泛的应用。该合金的另一特点是合金组织对热加工工艺特别敏感,掌握合金中相析出和溶解规律及组织与工艺、性能间的相互关系,可针对不同的使用要求制定合理、可行的工艺规程,就能获得可满足不同程度级别和使用要求的各种零件。
GH4169材料适用于制造航空发动机涡轮盘、高压转子外罩、承力环、叶片、轴、紧固件、弹性件、机匣等零部件以及其它高温部件。本发明涉及的承力环件主要用于航空发动机受力支撑件,性能指标要求高(原材料按Q/S10.0313-2004验收,锻件按Q/S10.0504-2004标准Ⅱ验收,粗加工交货),晶粒度要求细于4级才能满足设计要求。由于该承力环孔径较小,环轧困难,在750kg空气锤上锻造成饼、热处理后再用线切割割孔、粗加工,其晶粒度通常为3~4级,高温力学性能低于标准值,不能满足设计要求。为此通过工艺方法创新,将承力环高温合金粒度细化至5~7级、提高了高温延伸率,满足了设计要求、提高了承力环使用寿命
发明内容
本发明意在提供航空发动机承力环锻造工艺,以提高承力环高温合金粒度。
为解决上述技术问题,本发明提供如下技术方案:航空发动机承力环锻造工艺,包括以下步骤:
步骤一,选料:选取直径φ120mm的规格棒料,检验棒料的化学成分、低倍组织和显微组织,确定棒料中的晶粒度细于四级,然后探伤确保棒料无瑕疵;
步骤二,制坯:将棒料放入到电炉中加热至740~760℃,保温70~95min,然后将炉温升至930~950℃,保温60~95min,再将炉温升至1140~1160℃,保温50~95min后取出;
步骤三,镦粗:将步骤二中取出的棒料在3T自由锻锤上按照镦粗、拔长、镦粗的步骤将棒料镦粗至φ150mm,高度100mm的初料;
步骤四,退火:将步骤三中的初料放入到温度为850~870℃的电阴炉中保温1.8~2.2h,然后随炉冷却;
步骤五,再加工:将步骤四中冷却后的初料放到钻床上,在初料的中心处钻直径为φ60的孔,然后将钻好孔的初料放到车床上,对初料的棱角进行倒R 5圆角处理,得到初件;
步骤六,扩孔:将初件放到3T自由锻锤上,用马架和芯棒将初件扩孔至外径φ195mm,内径φ130mm,高为88mm的锻件,并在平铁砧上平端面,一火完成,初件变形量59%,控制终锻温度在900~930℃之间,空冷至室温;
步骤七,热处理:将锻件放入到箱式电炉中,随炉升温至950~970℃,然后保温80~90min后出炉冷却,再放入箱式电炉中升温至710~730℃,保温8~8.5h,在炉中冷却至610~630℃,保温8~8.5h后出炉在空冷至室温得到成品。
本发明工作原理及有益效果:1、通过本工艺加工出的承力环,经取样低倍、显微检查后,承力环横向低倍无疏松、针孔、裂纹、缩孔、偏析、夹渣、夹杂等缺陷,显微组织均匀,晶粒度处于5~7级。2、本方案不仅增加了承力环的使用寿命,细化了锻件晶粒,提高了承力环的力学性能。3、原设计因是镦饼后线切割,芯料可用,但在没有合格的产品的前提下,仍然造成资金积压。原设计用料φ120×240,重量22.8kg,改进后用料φ120×155,重量14.7kg,材料节省35.5%,每件锻件材料成本可节省近40000元。
进一步,所述步骤二中将棒料放入到电炉中加热至750℃,保温80min,然后将炉温升至940℃,保温75min,再将炉温升至1150℃,保温75min后取出。
进一步,所述步骤四中将步骤三中的初料放入到温度为860℃的电阴炉中保温2h,然后随炉冷却。
进一步,所述步骤七中将锻件放入到箱式电炉中,随炉升温至960℃,然后保温80min后出炉冷却,再放入箱式电炉中升温至720℃,保温8h,在炉中冷却至620℃,保温8h后出炉再空冷至室温得到成品。
具体实施方式
下面通过具体实施方式进一步详细说明:
实施例1
航空发动机承力环锻造工艺,包括以下步骤:
步骤一,选料:选取直径φ120mm的规格棒料,检验棒料的化学成分、低倍组织和显微组织,确定棒料中的晶粒度细于四级,然后探伤确保棒料无瑕疵;
步骤二,制坯:将棒料放入到电炉中加热至740℃,保温70min,然后将炉温升至930℃,保温60min,再将炉温升至1140℃,保温50min后取出;
步骤三,镦粗:将步骤二中取出的棒料在3T自由锻锤上按照镦粗、拔长、镦粗的步骤将棒料镦粗至φ150mm,高度100mm的初料;
步骤四,退火:将步骤三中的初料放入到温度为850℃的电阴炉中保温2.2h,然后随炉冷却;
步骤五,再加工:将步骤四中冷却后的初料放到钻床上,在初料的中心处钻直径为φ60的孔,然后将钻好孔的初料放到车床上,对初料的棱角进行倒R 5圆角处理,得到初件;
步骤六,扩孔:将初件放到3T自由锻锤上,用马架和芯棒将初件扩孔至外径φ195mm,内径φ130mm,高为88mm的锻件,并在平铁砧上平端面,一火完成,初件变形量59%,控制终锻温度在900℃之间,空冷至室温。
步骤七,热处理:将锻件放入到箱式电炉中,随炉升温至950℃,然后保温90min后出炉冷却,再放入箱式电炉中升温至710℃,保温8.5h,在炉中冷却至610℃,保温8.5h后出炉在空冷至室温得到成品。
实施例2
航空发动机承力环锻造工艺,包括以下步骤:
步骤一,选料:选取直径φ120mm的规格棒料,检验棒料的化学成分、低倍组织和显微组织,确定棒料中的晶粒度细于四级,然后探伤确保棒料无瑕疵;
步骤二,制坯:将棒料放入到电炉中加热至750℃,保温80min,然后将炉温升至940℃,保温75min,再将炉温升至1150℃,保温75min后取出;
步骤三,镦粗:将步骤二中取出的棒料在3T自由锻锤上按照镦粗、拔长、镦粗的步骤将棒料镦粗至φ150mm,高度100mm的初料;
步骤四,退火:将步骤三中的初料放入到温度为860℃的电阴炉中保温2h,然后随炉冷却;
步骤五,再加工:将步骤四中冷却后的初料放到钻床上,在初料的中心处钻直径为φ60的孔,然后将钻好孔的初料放到车床上,对初料的棱角进行倒R 5圆角处理,得到初件;
步骤六,扩孔:将初件放到3T自由锻锤上,用马架和芯棒将初件扩孔至外径φ195mm,内径φ130mm,高为88mm的锻件,并在平铁砧上平端面,一火完成,初件变形量59%,控制终锻温度在920℃之间,空冷至室温。
步骤七,热处理:将锻件放入到箱式电炉中,随炉升温至960℃,然后保温80min后出炉冷却,再放入箱式电炉中升温至720℃,保温8h,在炉中冷却至620℃,保温8h后出炉在空冷至室温得到成品。
实施例3
航空发动机承力环锻造工艺,包括以下步骤:
步骤一,选料:选取直径φ120mm的规格棒料,检验棒料的化学成分、低倍组织和显微组织,确定棒料中的晶粒度细于四级,然后探伤确保棒料无瑕疵;
步骤二,制坯:将棒料放入到电炉中加热至760℃,保温95min,然后将炉温升至950℃,保温95min,再将炉温升至1160℃,保温95min后取出;
步骤三,镦粗:将步骤二中取出的棒料在3T自由锻锤上按照镦粗、拔长、镦粗的步骤将棒料镦粗至φ150mm,高度100mm的初料;
步骤四,退火:将步骤三中的初料放入到温度为870℃的电阴炉中保温1.8h,然后随炉冷却;
步骤五,再加工:将步骤四中冷却后的初料放到钻床上,在初料的中心处钻直径为φ60的孔,然后将钻好孔的初料放到车床上,对初料的棱角进行倒R 5圆角处理,得到初件;
步骤六,扩孔:将初件放到3T自由锻锤上,用马架和芯棒将初件扩孔至外径φ195mm,内径φ130mm,高为88mm的锻件,并在平铁砧上平端面,一火完成,初件变形量59%,控制终锻温度在930℃之间,空冷至室温。
步骤七,热处理:将锻件放入到箱式电炉中,随炉升温至950~970℃,然后保温80~90min后出炉冷却,再放入箱式电炉中升温至730℃,保温8h,在炉中冷却至630℃,保温8h后出炉在空冷至室温得到成品。
表1为成品加工完成后在室温条件下,进行的力学性能参数对比。
表1
表2为成品加工完成后进行高温拉伸检测后的性能参数。
表2
表3为高温持久性能检测数据对比。
表3。
Claims (4)
1.航空发动机承力环锻造工艺,其特征在于:包括以下步骤:
步骤一,选料:选取直径φ120mm的规格棒料,检验棒料的化学成分、低倍组织和显微组织,确定棒料中的晶粒度细于四级,然后探伤确保棒料无瑕疵;
步骤二,制坯:将棒料放入到电炉中加热至740~760℃,保温70~95min,然后将炉温升至930~950℃,保温60~95min,再将炉温升至1140~1160℃,保温50~95min后取出;
步骤三,镦粗:将步骤二中取出的棒料在3T自由锻锤上按照镦粗、拔长、镦粗的步骤将棒料镦粗至φ150mm,高度100mm的初料;
步骤四,退火:将步骤三中的初料放入到温度为850~870℃的电阴炉中保温1.8~2.2h,然后随炉冷却;
步骤五,再加工:将步骤四中冷却后的初料放到钻床上,在初料的中心处钻直径为φ60的孔,然后将钻好孔的初料放到车床上,对初料的棱角进行倒R 5圆角处理,得到初件;
步骤六,扩孔:将初件放到3T自由锻锤上,用马架和芯棒将初件扩孔至外径φ195mm,内径φ130mm,高为88mm的锻件,并在平铁砧上平端面,一火完成,初件变形量59%,控制终锻温度在900~930℃之间,空冷至室温;
步骤七,热处理:将锻件放入到箱式电炉中,随炉升温至950~970℃,然后保温80~90min后出炉冷却,再放入箱式电炉中升温至710~730℃,保温8~8.5h,在炉中冷却至610~630℃,保温8~8.5h后出炉在空冷至室温得到成品。
2.根据权利要求1所述的航空发动机承力环锻造工艺,其特征在于:所述步骤二中将棒料放入到电炉中加热至750℃,保温80min,然后将炉温升至940℃,保温75min,再将炉温升至1150℃,保温75min后取出。
3.根据权利要求2所述的航空发动机承力环锻造工艺,其特征在于:所述步骤四中将步骤三中的初料放入到温度为860℃的电阴炉中保温2h,然后随炉冷却。
4.根据权利要求3所述的航空发动机承力环锻造工艺,其特征在于:所述步骤七中将锻件放入到箱式电炉中,随炉升温至960℃,然后保温80min后出炉冷却,再放入箱式电炉中升温至720℃,保温8h,在炉中冷却至620℃,保温8h后出炉再空冷至室温得到成品。
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