CN115971384A - 一种航空用大型易开裂高温合金均匀化改锻方法 - Google Patents

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Abstract

一种航空用大型易开裂高温合金均匀化改锻方法，包括S1加热坯料；S2沿坯料Z轴向进行快压处理；S3沿坯料Z轴向拔长；S4沿坯料Z轴向镦粗；S5沿坯料X轴向拔长；S6沿坯料X轴向镦粗；S7沿坯料Y轴向拔长；S8沿坯料Y轴向镦粗；S9沿坯料Z轴向拔长；S10沿坯料Z轴向镦粗；S11沿坯料Z轴向八方拔长、墩粗；S12继续沿坯料Z轴向八方拔长、墩粗；S13采用V型砧将坯料滚圆、拔长至成型尺寸。本发明对航空用大型易开裂高温合金棒料进行改锻，改善锻件的力学性能以及显微组织，避免出现锻件在改锻过程中出现易开裂问题。

Description

一种航空用大型易开裂高温合金均匀化改锻方法
技术领域
本发明属于锻造工艺技术领域，尤其是一种航空用大型易开裂高温合金均匀化改锻方法。
背景技术
大型高温合金材料具有良好的耐燃气腐蚀能力、较高的屈服强度和疲劳性能。随着国内外航天工业、现代国防工业和交通运输业的飞速发展，航空航天用大型高温合金锻件的需求越来越旺盛，高温合金锻件从原来的分段焊接向整体化、大型化发展。但是由于大型高温合金材料在加工过程容易出现延展性裂纹，严重影响产品质量。因此，为了得到具有合格、均匀的力学性能以及显微组织的高温合金，需要通过改锻的方法提高产品质量，同时降低锻件在改锻过程中开裂的问题。
而现有的镍基高温合金，例如GH738，其力学性能对加工工艺的控制非常敏感，加工过程控制不当会产生粗晶、混晶等现象，影响合金产品的疲劳性能、持久性能、缺口敏感和冲击韧度等。
而现有的传统改锻方法存在如下技术缺陷：
（1）锻件在出炉后由于转移时间的限制，始锻温度下降较快，再加上锻件规格较大，单火次改锻的变形量少，需要增加锻造火次。
（2）由于实际锻造温度范围较窄，改锻的每火次变形量小，无法有效破碎晶粒，因此，利用多火次小变形量逐件降温的改锻方式对细化晶粒的作用较小，且对锻件力学性能以及显微组织的改善较小。
（3）由于终锻温度较低，下压过大时锻件上容易出现延展性裂纹，严重影响产品质量和生产进度。
（4）目前原材料厂家提供的大规格棒料只保证原材料化学成分，不保证力学性能和探伤，对锻件的最终力学性能和探伤带来了很大的风险。
对于上述技术缺陷，目前国内外的锻造厂家和原材料厂家，并没有很好的解决方案。
发明内容
针对现有技术中存在的问题，本发明公开了一种航空用大型易开裂高温合金均匀化改锻方法，对航空用大型易开裂高温合金棒料进行改锻，改善锻件的力学性能以及显微组织，避免出现锻件在改锻过程中出现易开裂问题。
本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：
一种航空用大型易开裂高温合金均匀化改锻方法，具体步骤如下：
S1加热坯料：加热坯料至200℃，在坯料表面涂抹保温涂层后，入炉加热至1150℃～1200℃，保温12-15h后，出炉进行热包套处理；
S2沿坯料Z轴向进行快压处理，且控制坯料Z轴向变形量在35%～40%范围内，回炉加热坯料至1120℃～1150℃，保温6-8h后，出炉进行热包套处理；
S3沿坯料Z轴向拔长，且控制坯料Z轴向变形量在30%～35%范围内，回炉加热坯料至1120℃～1150℃，保温4～6h后，出炉进行热包套处理；
S4沿坯料Z轴向镦粗，且控制坯料X轴向变形量在35%～40%范围内，回炉加热坯料至1080℃～1110℃，保温6-8h后，出炉进行热包套处理；
S5沿坯料X轴向拔长，且控制坯料X轴向变形量在35%～40%范围内，回炉加热坯料至1080℃～1110℃，保温4-6h后，出炉进行热包套处理；
S6沿坯料X轴向镦粗，且控制坯料Y轴向变形量在35%～40%范围内，回炉加热坯料至1050℃～1080℃，保温6-8h后，出炉进行热包套处理；
S7沿坯料Y轴向拔长，且控制坯料Y轴向变形量在35%～40%范围内，回炉加热坯料至1050℃～1080℃，保温4-6h后，出炉进行热包套处理；
S8沿坯料Y轴向镦粗，且控制坯料Z轴向变形量在35%～40%范围内，回炉加热坯料至1020℃～1050℃，保温6-8h后，出炉进行热包套处理；
S9沿坯料Z轴向拔长，且控制坯料Z轴向变形量在35%～40%范围内，回炉加热坯料至1020℃～1050℃，保温4-6h后，出炉进行热包套处理；
S10沿坯料Z轴向镦粗，且控制坯料Z轴向变形量在35%～40%范围内，回炉加热坯料至1000℃～1030℃，保温6-8h后，出炉进行热包套处理；
S11沿坯料Z轴向八方拔长，且控制坯料Z轴向变形量在30%～35%范围内，再沿Z轴镦粗，控制坯料Z轴向变形量在35%～40%范围内，回炉加热坯料至1000℃～1030℃，保温6-8h后，出炉进行热包套处理；
S12继续沿坯料Z轴向八方拔长，且控制坯料Z轴向变形量在35%～40%范围内，再沿Z轴镦粗，控制坯料Z轴向变形量在35%～40%范围内，回炉加热坯料至1000℃～1030℃，保温6-8h后，出炉进行热包套处理；
S13最后将坯料滚圆、拔长至成型尺寸。
优选地，所述热包套处理具体操作如下：坯料出炉后对坯料表面包裹保温棉进行热包套，随后回炉保温1～2h。
优选地，每个步骤中出炉到锻造的转移时间均≤15s。
优选地，每个锻造步骤中的终锻温度均≥930℃。
有益效果：本发明公开了一种航空用大型易开裂高温合金均匀化改锻方法，具有如下优点：
（1）本发明通过提高入炉温度，并通过热包套处理，补偿由于转移过程中带来的始锻温度低的问题，降低了设备需求能力，可以得到更大的变形量，同时大大降低裂纹出现的可能性。
（2）采用三向镦拔，并增加镦拔次数，可充分破碎锻件晶粒，得到较细的锻件晶粒，提高锻件力学性能以及显微组织。
（3）本发明通过控制终锻温度稳定在一定温度，有利于完成动态再结晶，从而控制了晶粒度和组织均匀性。
（4）本发明提高了每火次变形量，有利于有效破碎晶粒，提高对锻件力学性能以及显微组织的改善。
附图说明
图1为实施例1改锻前棒材的1/2半径处晶粒度示意图；
图2为实施例1改锻后棒材的1/2半径处晶粒度示意图；
图3为实施例1改锻后棒材的中心处晶粒度示意图。
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，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。下面对具体实施方式的描述仅仅是示范性的，应当理解，此处所描述的具体实施仅仅用以解释本发明，而绝不是对本发明及其应用或用法的限制。
实施例1
坯料I为高温合金GH738,改锻前坯料I初始尺寸为Φ520×1065，本实施例中提及的尺寸单位均为mm。
坯料I的具体改锻方法如下：
S1加热坯料I至200℃，在坯料I表面涂抹保温涂层后，入炉加热至1200℃，保温14h后出炉，出炉后对坯料I表面包裹保温棉进行热包套，回炉保温1h后，转移进行锻造，其中，转移时间≤15s；
S2沿坯料IZ轴进行快压处理，直至坯料I尺寸为Φ670×650，坯料IZ轴向变形量为39.0%，回炉加热坯料I至1150℃，保温7h后，出炉进行热包套，回炉保温1h；
S3沿坯料IZ轴拔长，直至坯料I尺寸为490×490×950，坯料IZ轴向变形量为31.6%，回炉加热坯料I至1150℃，保温5h后，出炉进行热包套处理，回炉保温1h；
S4沿坯料IZ轴镦粗，直至坯料I尺寸为615×615×600，坯料IZ轴向变形量为36.8%，回炉加热坯料I至1110℃，保温7h后，出炉进行热包套，回炉保温1h；
S5沿坯料IX轴拔长，直至坯料I尺寸为950×490×490，坯料IX轴向变形量为35.2%，回炉加热坯料I至1110℃，保温5h后，出炉进行热包套，回炉保温1h；
S6沿坯料IX轴镦粗，直至坯料I尺寸为600×615×615，坯料IX轴向变形量为36.8%，回炉加热坯料I至1080℃，保温7h后，出炉进行热包套，回炉保温1h；
S7沿坯料IY轴拔长，直至坯料I尺寸为490×950×490，坯料IY轴向变形量为35.2%，回炉加热坯料I至1080℃，保温5h后，出炉进行热包套，回炉保温1h；
S8沿坯料IY轴镦粗，直至坯料I尺寸为615×600×615，坯料IY轴向变形量为36.8%，回炉加热坯料I至1050℃，保温7h后，出炉进行热包套处理，回炉保温1h；
S9沿坯料IZ轴向拔长，直至坯料I尺寸为490×490×950，坯料IZ轴向变形量为35.2%，回炉加热坯料I至1050℃，保温5h后，出炉进行热包套处理，回炉保温1h；
S10沿坯料IZ轴镦粗，直至坯料I尺寸为615×615×600，坯料IZ轴向变形量为36.8%，回炉加热坯料I至1030℃，保温7h后，出炉进行热包套处理，回炉保温1h；
S11沿坯料IZ轴向八方拔长，直至坯料I尺寸为□565×900，坯料IZ轴向变形量为33.3%，再沿Z轴镦粗，直至坯料I尺寸为Φ710×570，坯料IZ轴向变形量为36.7%，回炉加热坯料I至1030℃，保温7h后，出炉热包套回炉保温1h；
S12接续沿坯料IZ轴向八方拔长，直至坯料I尺寸为□565×900，坯料IZ轴向变形量为36.7%，再沿Z轴镦粗，直至坯料I尺寸为Φ710×570，坯料IZ轴向变形量为36.7%，回炉加热坯料I至1030℃，保温7h后，出炉热包套回炉保温1h；
S13采用V型砧将坯料I滚圆、拔长至成型尺寸Φ520×1065。
（1）力学性能测试
分别对实施例1改锻前后的棒材取两个不同位置的试样进行编号试样编号1（端部）和试样编号2（1/2半径处）进行室温拉伸和高温拉伸（540℃）进行力学测试，具体测试结果如表1所示。
表1 各试样的力学测试结果
根据表1所示，室温以及高温（540℃）下，改锻后的坯料的力学测试性能均要优于改锻前,尤其是改锻后的断裂伸长率和端面收缩率均要远优于改锻前。
（2）晶粒度测试
如图1所示，为坯料I改锻前1/2半径处的晶粒度，从图中可以看出改锻前晶粒尺寸较大，且晶粒尺寸不均匀，晶粒度仅为2级。
如图2所示，为坯料I改锻后1/2半径处的晶粒度，从图中可以看出原铸态晶粒组织充分破碎，晶粒细化效果显著，晶粒度达到5级。这是由于本实施例1提高了每火次的变形量，采用三向交替墩拔使得坯料变形方向垂直交替变化，避免形成线性分布的碳化物，使得碳化物弥散分布，促进晶粒细化，从而提高合金的抗疲劳性能。
如图3所示，为坯料I改锻后中心处的晶粒度示意图，从图中可以发现，坯料I中心处的晶粒组织破碎充分，且晶粒形状均匀，晶粒度达到6级，这表明，实施例1的改锻方法可以使坯料不同位置处的晶粒组织均能得到均匀充分破碎，得到均匀的晶粒细度，有利于保证坯料的力学性能的均匀性。
本具体实施例仅仅是对本发明的解释，其并不是对本发明的限制，本领域技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对本实施例做出没有创造性贡献的修改，但只要在本发明的权利要求范围内都受到专利法的保护。

Claims (4)

1.一种航空用大型易开裂高温合金均匀化改锻方法，其特征在于，具体步骤如下：
S1加热坯料：加热坯料至200℃，在坯料表面涂抹保温涂层后，入炉加热至1150℃～1200℃，保温12-15h后，出炉进行热包套处理；
S2沿坯料Z轴向进行快压处理，且控制坯料Z轴向变形量在35%～40%范围内，回炉加热坯料至1120℃～1150℃，保温6-8h后，出炉进行热包套处理；
S3沿坯料Z轴向拔长，且控制坯料Z轴向变形量在30%～35%范围内，回炉加热坯料至1120℃～1150℃，保温4～6h后，出炉进行热包套处理；
S4沿坯料Z轴向镦粗，且控制坯料X轴向变形量在35%～40%范围内，回炉加热坯料至1080℃～1110℃，保温6-8h后，出炉进行热包套处理；
S5沿坯料X轴向拔长，且控制坯料X轴向变形量在35%～40%范围内，回炉加热坯料至1080℃～1110℃，保温4-6h后，出炉进行热包套处理；
S6沿坯料X轴向镦粗，且控制坯料Y轴向变形量在35%～40%范围内，回炉加热坯料至1050℃～1080℃，保温6-8h后，出炉进行热包套处理；
S7沿坯料Y轴向拔长，且控制坯料Y轴向变形量在35%～40%范围内，回炉加热坯料至1050℃～1080℃，保温4-6h后，出炉进行热包套处理；
S8沿坯料Y轴向镦粗，且控制坯料Z轴向变形量在35%～40%范围内，回炉加热坯料至1020℃～1050℃，保温6-8h后，出炉进行热包套处理；
S9沿坯料Z轴向拔长，且控制坯料Z轴向变形量在35%～40%范围内，回炉加热坯料至1020℃～1050℃，保温4-6h后，出炉进行热包套处理；
S10沿坯料Z轴向镦粗，且控制坯料Z轴向变形量在35%～40%范围内，回炉加热坯料至1000℃～1030℃，保温6-8h后，出炉进行热包套处理；
S11沿坯料Z轴向八方拔长，且控制坯料Z轴向变形量在30%～35%范围内，再沿Z轴镦粗，控制坯料Z轴向变形量在35%～40%范围内，回炉加热坯料至1000℃～1030℃，保温6-8h后，出炉进行热包套处理；
S12继续沿坯料Z轴向八方拔长，且控制坯料Z轴向变形量在35%～40%范围内，再沿Z轴镦粗，控制坯料Z轴向变形量在35%～40%范围内，回炉加热坯料至1000℃～1030℃，保温6-8h后，出炉进行热包套处理；
S13最后将坯料滚圆、拔长至成型尺寸。
2.根据权利要求1所述的航空用大型易开裂高温合金均匀化改锻方法，其特征在于：所述热包套处理具体操作如下：坯料出炉后对坯料表面包裹保温棉进行热包套，随后回炉保温1～2h。
3.根据权利要求1-2任一所述的航空用大型易开裂高温合金均匀化改锻方法，其特征在于：每个步骤中出炉到锻造的转移时间均≤15s。
4.根据权利要求1所述的航空用大型易开裂高温合金均匀化改锻方法，其特征在于：每个锻造步骤中的终锻温度均≥930℃。
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