CN114507832A - 一种航空航天用gh99合金细晶强化方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空航天用GH99合金细晶强化方法，其技术方案包括以下步骤：S1、准备原材料；S2、包括第一阶段改锻和第二阶段改锻，第一阶段改锻：原材料镦粗和拔长，锻造温度范围1130～1185℃，单道次变形量控制在38～47％；第二阶段改锻：锻造温度范围控制在1115～1155℃，单道次变形量控制在38～47％；S3、镦粗和冲孔，锻造温度控制在1080～1130℃，单道次变形量≥50％；S4、进行碾环得到锻件，包括第一火碾环和第二火碾环，两次碾环锻造温度均控制在1055～1185℃，单道次变形量均控制在35～45％；S5、固溶温度为1080～1120℃，保温时间为1～2h，冷却到室温；S6、锻件时效处理温度为900℃，保温时间为4～6h，冷却到室温，本发明优点在于粉碎合金中的粗晶组织，提高锻件的平均晶粒度，充分发挥细晶强化的作用。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天合金强化技术领域，尤其涉及一种航空航天用GH99合金细晶强化方法。
背景技术
随着步入二十一世纪我国在航空航天领域，我国在航空航天领域都得到长足的进步，航空发动机是航空器的心脏，过去一直是制约我国飞行器制造的瓶颈。航空发动机中存在密密麻麻的翼片，喷气式发动机可以产生几十吨的推力，这些力作用于空气来推动飞机前进，也就是意味着涡轮的叶片上承受巨大的作用力，并且发动机主要是通过燃烧产生的帜热的气体与冷空气混合产生的气压差来产生推力，气压差越大，推力越大；要提高发动机性能，就要气压差变大，让燃烧温度尽可能的高，对材料耐热性为主其他性能也有着极高的要求。
GH99是一种高合金化的固溶时效强化型合金，具有较高的高温性能，可以在900℃以下长期使用，最高工作温度可以达到1000℃，其主要适用于制造发动机燃烧室和加力燃烧室。该类合金为粗晶组织，一般使用情况下对晶粒度没有特殊要求，但是随着航空航天发动机服役条件要求越来越高，因此对该类合金提出了晶粒度细化要求，而这与其材料特性相违背，很难实现晶粒度均匀的要求。目前GH99由于其化学成分设计特点，导致其固溶温度较高，而在较高的温度条件下，GH99的晶粒度很容易急剧长大，导致晶粒度不合格。
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航天用GH99合金细晶强化方法，其优点在于在保证GH99在高温固溶后，最大程度上粉碎合金中的粗晶组织，提高锻件的平均晶粒度，充分发挥细晶强化的作用。
本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：
一种航空航天用GH99合金细晶强化方法，包括以下步骤：
S1、准备原材料；
S2、原材料改锻，包括第一阶段改锻和第二阶段改锻，第一阶段改锻：原材料镦粗和拔长，原材料的锻造温度范围控制在1130～1185℃，镦粗和拔长的单道次变形量控制在38～47％；第二阶段改锻：原材料的锻造温度范围控制在1115～1155℃，镦粗和拔长的单道次变形量控制在38～47％；
S3、原材料进行镦粗和冲孔，锻造温度控制在1080～1130℃，单道次变形量≥50％；
S4、原材料进行碾环得到锻件，包括第一火碾环和第二火碾环，两次碾环锻造温度均控制在1055～1185℃，两次碾环的单道次变形量均控制在35～45％；
S5、锻件固溶，固溶温度为1080～1120℃，保温时间为1～2h，冷却到室温；
S6、锻件时效处理，锻件时效处理温度为900℃，保温时间为4～6h，最后冷却到室温。
进一步的，在步骤S2的第一阶段改锻中，原材料的锻造温度范围控制在1150～1180℃，镦粗和拔长的单道次变形量控制在40～45％。
进一步的，在步骤S2的第二阶段改锻中，原材料的锻造温度范围控制在1120～1150℃，镦粗和拔长的单道次变形量控制在40～45％。
进一步的，在步骤S3中，锻造温度控制在1100～1120℃。
进一步的，在步骤S4中，锻造温度控制在1060～1080℃。
进一步的，在步骤S5中，固溶保温时间为1.5h。
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，时效保温时间为5h。
进一步的，在步骤S6中，冷却方式为空冷。
合金锻件，包括按照质量百分比计算的元素组分：C≤0.07％；Cr17.0～20.5％；W5.0～7.0％；Mo3.5～4.5％；Al1.7～2.5％；Co：5.0～8.0％；Ti1.0～1.5％；Fe≤0.02％；B≤0.005％；Mg≤0.01％；Ce≤0.02％；Mn≤0.4％；Si≤0.5％；P≤0.015％；S≤0.015％；余量为Ni。
综上所述，本发明具有以下有益效果：
1.通过两次镦拔使原始锻件变形，控制锻件的总体变形量和单道次变形量，粉碎合金中的粗晶组织，并且抑制晶体组织快速长大，保证锻件的高温固溶之后锻件的平均晶粒度达到4.5级或更细的要求。
2.选择合适的热处理制度，高温固溶之后通过时效处理，消除锻件的内应力，进一步增加锻件的硬度和强度，进一步提高锻件的晶粒度，提升了材料的综合性能。
附图说明
图1是航空航天用GH99合金细晶强化方法的步骤示意图。
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：
一种航空航天用GH99合金细晶强化方法，如图1所示，包括以下步骤：
S1、准备原材料，原材料尺寸为Φ250×380mm。
S2、原材料改锻，包括第一阶段改锻和第二阶段改锻。
第一阶段改锻：原材料镦粗和拔长，锻造温度控制在1150℃，镦粗和拔长的单道次变形量控制在40％。
第二阶段改锻：原材料镦粗和拔长，锻造温度控制在1120℃，镦粗和拔长的单道次变形量控制在40％。
S3、原材料进行镦粗和冲孔，锻造温度控制在1100℃，单道次变形量≥50％，锻件镦粗至：Ф525*85±5mm，冲孔尺寸：Ф180mm。
S4、原材料进行碾环得到锻件，包括第一火碾环和第二火碾环，锻件温度控制在1060℃，控制单道次变形量为：35％。
第一火碾环：Φ720×Φ488×75mm。
第二火碾环：Φ1022×Φ868×72mm。
S5、固溶强化，将锻件进行固溶，固溶温度1080℃，保温1.5h，空冷至室温。
S6、锻件进行时效，时效温度为900℃，保温5h，空冷至室温。
S7、理化检测：室温拉伸，高温拉伸，高温持久，硬度，晶粒度，低倍组织。
S8、机加工：机加工尺寸至Φ1010×Φ880×60mm。
S9、超声波检测：按HB/Z59 A级探伤。
合金锻件包括按照质量百分比计算的元素组分：C≤0.07％；Cr17.0～20.5％；W5.0～7.0％；Mo3.5～4.5％；Al1.7～2.5％；Co：5.0～8.0％；Ti1.0～1.5％；Fe≤0.02％；B≤0.005％；Mg≤0.01％；Ce≤0.02％；Mn≤0.4％；Si≤0.5％；P≤0.015％；S≤0.015％；余量为Ni。
实施例2：
与实施例1不同的步骤在于：
S2、原材料改锻，包括第一阶段改锻和第二阶段改锻。
第一阶段改锻：原材料镦粗和拔长，锻造温度控制在1170℃，镦粗和拔长的单道次变形量控制在43％。
第二阶段改锻：原材料镦粗和拔长，锻造温度控制在1130℃，镦粗和拔长的单道次变形量控制在43％。
S3、原材料进行镦粗和冲孔，锻造温度控制在1110℃。
S4、原材料进行碾环得到锻件，包括第一火碾环和第二火碾环，锻件温度控制在1070℃，控制单道次变形量为：40％。
第一火碾环：Φ720×Φ488×75mm。
第二火碾环：Φ1022×Φ868×72mm。
S5、固溶强化，将锻件进行固溶，固溶温度1095℃，保温1.5h，空冷至室温。
实施例3：
与实施例1不同的步骤在于：
S2、原材料改锻，包括第一阶段改锻和第二阶段改锻。
第一阶段改锻：原材料镦粗和拔长，锻造温度控制在1180℃，镦粗和拔长的单道次变形量控制在45％。
第二阶段改锻：原材料镦粗和拔长，锻造温度控制在1150℃，镦粗和拔长的单道次变形量控制在45％。
S3、原材料进行镦粗和冲孔，锻造温度控制在1120℃。
S4、原材料进行碾环得到锻件，包括第一火碾环和第二火碾环，锻件温度控制在1080℃，控制单道次变形量为：45％。
第一火碾环：Φ720×Φ488×75mm。
第二火碾环：Φ1022×Φ868×72mm。
S5、固溶强化，将锻件进行固溶，固溶温度1120℃，保温1.5h，空冷至室温。
锻件综合性能检测：
锻件实验数据具体见表1。
表1
结论：
1、室温条件下，锻件的平均抗拉强度为1148MPa，与标准相比提高约23.4％；高温条件下，锻件的平均抗拉强度为1148MPa，与标准相比提高约27.3％。佐证合金的强化效果显著。
2、室温条件下，锻件的平均伸长率为36.5％，与标准相比提高约21.7％；高温条件下，锻件的平均伸长率为36.375％，与标准相比提高约142.5％。佐证合金的韧性得到强化。
晶粒度检测：
实施例1：晶粒度8级。
实施例2：晶粒度7级。
实施例3：晶粒度7级。
结论：锻件晶粒度在7～8级，金相组织细密并且均匀，未见裂痕和偏析组织等缺陷。
锻件微观组织检测：
结论：实施例1～3均未见缺陷，符合验收标准要求。
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)
1.一种航空航天用GH99合金细晶强化方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、准备原材料；
S2、原材料改锻，包括第一阶段改锻和第二阶段改锻，第一阶段改锻：原材料镦粗和拔长，原材料的锻造温度范围控制在1130～1185℃，镦粗和拔长的单道次变形量控制在38～47％；第二阶段改锻：原材料的锻造温度范围控制在1115～1155℃，镦粗和拔长的单道次变形量控制在38～47％；
S3、原材料进行镦粗和冲孔，锻造温度控制在1080～1130℃，单道次变形量≥50％；
S4、原材料进行碾环得到锻件，包括第一火碾环和第二火碾环，两次碾环锻造温度均控制在1055～1185℃，两次碾环的单道次变形量均控制在35～45％；
S5、锻件固溶，固溶温度为1080～1120℃，保温时间为1～2h，冷却到室温；
S6、锻件时效处理，锻件时效处理温度为900℃，保温时间为4～6h，最后冷却到室温。
2.根据权利要求1所述的一种航空航天用GH99合金细晶强化方法，其特征在于：在步骤S2的第一阶段改锻中，原材料的锻造温度范围控制在1150～1180℃，镦粗和拔长的单道次变形量控制在40～45％。
3.根据权利要求2所述的一种航空航天用GH99合金细晶强化方法，其特征在于：在步骤S2的第二阶段改锻中，原材料的锻造温度范围控制在1120～1150℃，镦粗和拔长的单道次变形量控制在40～45％。
4.根据权利要求1所述的一种航空航天用GH99合金细晶强化方法，其特征在于：在步骤S3中，锻造温度控制在1100～1120℃。
5.根据权利要求1所述的一种航空航天用GH99合金细晶强化方法，其特征在于：在步骤S4中，锻造温度控制在1060～1080℃。
6.根据权利要求1所述的一种航空航天用GH99合金细晶强化方法，其特征在于：在步骤S5中，固溶保温时间为1.5h。
7.根据权利要求6所述的一种航空航天用GH99合金细晶强化方法，其特征在于：在步骤S5中，冷却方式为空冷。
8.根据权利要求1所述的一种航空航天用GH99合金细晶强化方法，其特征在于：在步骤S6中，时效保温时间为5h。
9.根据权利要求8所述的一种航空航天用GH99合金细晶强化方法，其特征在于：在步骤S6中，冷却方式为空冷。
10.一种权利要求1-9任一项的航空航天用GH99合金细晶强化方法制造的合金锻件，其特征在于：包括按照质量百分比计算的元素组分：C≤0.07％；Cr17.0～20.5％；W5.0～7.0％；Mo3.5～4.5％；Al1.7～2.5％；Co：5.0～8.0％；Ti1.0～1.5％；Fe≤0.02％；B≤0.005％；Mg≤0.01％；Ce≤0.02％；Mn≤0.4％；Si≤0.5％；P≤0.015％；S≤0.015％；余量为Ni。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20220517 |
|
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