CN114317904A - 一种航空发动机用沉淀硬化高温合金锻件成型方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机用沉淀硬化高温合金锻件成型方法，其技术方案包括以下步骤：步骤S1：检测坯料表面；步骤S2：将坯料表面涂上一层高温合金防护剂，干燥后反复一次，内外径表面进行软包套；步骤S3：坯料锻造加热，将坯料加热至1052～1093℃，之后坯料保温；步骤S4：坯料进行轴向和径向的锻造变形，径向锻造变形量为15～16％，得锻件；步骤S5：锻件锻后冷却；步骤S6：锻件退火，将锻件加热至1063～1088℃，之后坯料保温一段时间，之后冷却，本发明的优点在于控制锻件实际动态再结晶温度和变形量范围，有效降低裂纹出现，提高组织均匀，降低了残余应力分布不均匀现象；增加均匀化退火保温时间，能够更好的消除锻件残余应力和碳化物分布不均匀现象。
Description
技术领域
本发明涉及高温合金锻造技术领域，尤其涉及一种航空发动机用沉淀硬化高温合金锻件成型方法。
背景技术
随着我国工业实力和经济实力逐步上升，带动航空工业快速发展，过去在我国的航空工业还比较依赖俄制航空发动机，但是随着太行系列航空发动机的问世，国产航空发动机也在进步。航空发动机设计中对推动力、承受的载荷、零部件高速旋转工作环境温度等技术指标要求越来越高，通过深入对航空发动机用沉淀硬化高温合金锻件研发，提高航空发动机使用寿命有很重要意义。为了提高高温合金性能，目前往往选择提高锻造温度并增加变形量，导致产品容易开裂，报废风险大，动态再结晶范围大，残余应力、碳化物分布不均匀，零部件组织和综合力学性能不同位置差异性较大，零件使用寿命降低。
发明内容
针对上述现有技术的缺点，本发明的目的是提供一种航空发动机用沉淀硬化高温合金锻件成型方法，其优点在于控制锻件实际动态再结晶温度和变形量范围，有效降低裂纹出现，提高组织均匀，降低了残余应力分布不均匀现象；增加均匀化退火保温时间，能够更好的消除锻件残余应力和碳化物分布不均匀现象。
本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：
一种航空发动机用沉淀硬化高温合金锻件成型方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S1：检测坯料表面；
步骤S2：将坯料表面涂上一层高温合金防护剂，干燥后反复一次，内外径表面进行软包套；
步骤S3：坯料锻造加热，首先坯料以≤750℃入炉，升温至950～1000℃，之后均热保温，将坯料加热至1052～1093℃，之后坯料保温；
步骤S4：坯料进行轴向和径向的锻造变形，径向锻造变形量为15～16％，得锻件；
步骤S5：锻件锻后冷却；
步骤S6：锻件退火，锻件以≤750℃入炉，将锻件加热至1063～1088℃，之后坯料保温一段时间，之后冷却。
进一步的，在步骤S2中，使用的高温合金防护剂为GZH-6，两次涂覆高温合金防护剂后坯料形成保温层厚度范围1.7～5.6mm。
进一步的，在步骤S3中，坯料加热至1080℃。
进一步的，在步骤S3中，坯料的保温系数为0.8～1.0mm/min。
进一步的，在步骤S4中，轴向轧制变形量按接近于0％进行控制，保证坯料轴向尺寸不变。
进一步的，在步骤S5中，冷却方式为空冷。
进一步的，在步骤S6中，锻件加热到1080℃。
进一步的，在步骤S6中，锻件保温时间范围是3～5h。
进一步的，在步骤S6中，锻件采用空冷的形式冷却至室温。
一种航空发动机用沉淀硬化高温合金锻件，包括按质量百分比计数元素：C：0.04～0.05％，Mn：1.5～1.9％，P：≤0.002％，S≤0.003％，Si：0.2～0.5％，Cr：17.1～17.6％，Ni：11.5～12.5％，Mo：2.5～3.0％，余量为Fe及杂质。
综上所述，本发明具有以下有益效果：
1.通过锻造前保温手段，选定特定的温度和变形量，温度在合金动态再结晶温度附近，使实际的锻造过程类似于等温锻造，控制了合金实际动态再结晶范围和变形量范围，有效降低裂纹出现，提高组织均匀，降低了残余应力分布不均匀现象，从而提升锻件晶粒均匀性和综合力学性能，以及提升了发动机零部件使用寿命。
2.通过增加退火保温时间，消除锻件残余应力和碳化物分布不均匀现象，为后续静态再结晶提供了冶金技术条件，以便提高。
附图说明
图1是航空发动机用沉淀硬化高温合金锻件成型方法的步骤示意图。
图2是实验组1上A处的金相检测图。
图3是实验组1上B处的金相检测图。
图4是实验组1上C处的金相检测图。
图5是实验组1上D处的金相检测图。
图6是实验组2上A处的金相检测图。
图7是实验组2上B处的金相检测图。
图8是实验组2上C处的金相检测图。
图9是实验组2上D处的金相检测图。
图10是实验组3上A处的金相检测图。
图11是实验组3上B处的金相检测图。
图12是实验组3上C处的金相检测图。
图13是实验组3上D处的金相检测图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图和具体实施方式对本发明提出的装置作进一步详细说明。根据下面说明，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是，附图采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施方式的目的。为了使本发明的目的、特征和优点能够更加明显易懂，请参阅附图。须知，本说明书所附图式所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容能涵盖的范围内。
实施例1：
一种航空发动机用沉淀硬化高温合金锻件成型方法，如图1所示，包括以下步骤：
步骤S1：检测坯料表面，保证坯料表面没有夹上伤裂纹等缺陷。
步骤S2：将坯料表面涂上一层高温合金防护剂，高温合金防护剂为GZH-6，执行标准为Q/01-2017，颜色：绿色，干燥后反复一次，内外径表面进行软包套，两次涂覆高温合金防护剂后坯料形成保温层厚度范围1.7～5.6mm。
步骤S3：坯料加热，坯料以≤750℃入炉，升温到950℃，之后均热保温，具体的均热保温时间为T1，将坯料加热至1080℃得到锻件并且保温，具体的均热保温时间为T1外加组织转变时间T2，总保温系数按0.8～1.0min/mm，根据高度计算。
步骤S4：坯料进行轴向和径向的锻造变形，径向锻造变形量为15～16％，轴向轧制变形量(按接近于0％)进行控制，得锻件。
步骤S5：锻件采用空冷的方式冷却到室温。
步骤S6：锻件退火，锻件以≤750℃入炉，将锻件加热至1080℃，保温时间按4h进行保温，保温时间为均热保温时间为T1外加组织转变时间T2，空冷至室温。
实施例2：
与实施例1不同的步骤在于：
步骤S3：坯料以≤750℃入炉，升温到950℃，之后均热保温，坯料加热至1070℃。
步骤S6：锻件退火，将锻件加热至1070℃，保温时间按3h进行保温，空冷至室温。
实施例3：
与实施例1不同的步骤在于：
步骤S3：坯料以≤750℃入炉，升温到950℃，之后均热保温，坯料加热至1085℃。
步骤S6：锻件退火，将锻件加热至1085℃，保温时间按5h进行保温，空冷至室温。
锻件综合机械性能检测：
从实施例1、实施例2、实施例3从随机抽取一件产品作为实验组。
实验条件：760℃下锻件综合力学实验。
测试项目：抗拉强度，屈服强度，伸长率，收缩率。
检测结果见表1。
表1
实验结论：锻件在抗拉强和屈服强度得到较大性能提高，并且锻件的其他各项性能指标也得到提高，从宏观的角度反应了合金组织得到了细化，并且晶粒组织变得更加均匀。
锻件金相检测：
在实验组1上随机选取4个部位进行金相检测。
在实验组2上随机选取4个部位进行金相检测。
在实验组3上随机选取4个部位进行金相检测。
放大倍数：100μm。
微观检测结论：
实验组1：锻件微观组织如图1、图2、图3和图4所示，微观组织中没有粗大的混晶组织，合金晶体组织细致并且均匀。
实验组2：锻件微观组织如图5、图6、图7和图8所示，微观组织中没有粗大的混晶组织，合金晶体组织细致并且均匀。
实验组3：锻件微观组织如图9、图10、图11和图12所示，微观组织中没有粗大的混晶组织，合金晶体组织细致并且均匀。
以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。
Claims (10)
1.一种航空发动机用沉淀硬化高温合金锻件成型方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S1：检测坯料表面；
步骤S2：将坯料表面涂上一层高温合金防护剂，干燥后反复一次，内外径表面进行软包套；
步骤S3：坯料锻造加热，首先坯料以≤750℃入炉，升温至950～1000℃，之后均热保温，将坯料加热至1052～1093℃，之后坯料保温；
步骤S4：坯料进行轴向和径向的锻造变形，径向锻造变形量为15～16％，得锻件；
步骤S5：锻件锻后冷却；
步骤S6：锻件退火，锻件以≤750℃入炉，将锻件加热至1063～1088℃，之后坯料保温一段时间，之后冷却。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机用沉淀硬化高温合金锻件成型方法，其特征在于：在步骤S2中，使用的高温合金防护剂为GZH-6，两次涂覆高温合金防护剂后坯料形成保温层厚度范围1.7～5.6mm。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机用沉淀硬化高温合金锻件成型方法，其特征在于：在步骤S3中，坯料加热至1080℃。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机用沉淀硬化高温合金锻件成型方法，其特征在于：在步骤S3中，坯料的保温系数为0.8～1.0mm/min。
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机用沉淀硬化高温合金锻件成型方法，其特征在于：在步骤S4中，轴向轧制变形量按接近于0％进行控制，保证坯料轴向尺寸不变。
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机用沉淀硬化高温合金锻件成型方法，其特征在于：在步骤S5中，冷却方式为空冷。
7.根据权利要求1所述的一种航空发动机用沉淀硬化高温合金锻件成型方法，其特征在于：在步骤S6中，锻件加热到1080℃。
8.根据权利要求1所述的一种航空发动机用沉淀硬化高温合金锻件成型方法，其特征在于：在步骤S6中，锻件保温时间范围是3～5h。
9.根据权利要求1所述的一种航空发动机用沉淀硬化高温合金锻件成型方法，其特征在于：在步骤S6中，锻件采用空冷的形式冷却至室温。
10.一种权利要求1～9任一项所述一种航空发动机用沉淀硬化高温合金锻件成型方法制备的高温合金锻件，其特征在于：包括按质量百分比计数元素：C：0.047％，Mn：1.6％，P：0.0008％，S：0.0002％，Si：0.:35％，Cr：17.4％，Ni：12.2％，Mo：2.8％，余量为Fe及杂质。
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