CN106694772A - 一种航空发动机用TC17合金β锻轴颈锻件的锻造方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种航空发动机用TC17合金β锻轴颈锻件的锻造方法,将锻造工艺中等温挤压代替为闭式模锻挤压方式,获得组织及性能优良的TC17合金β锻轴颈锻件。闭式模锻挤压方式与等温锻相比,在锻造设备锻压过程中,通过调整锻造速度、坯料及模具温度,有效保证钛合金在规定锻造温度范围内的变形量。闭式模锻挤压方式保证锻件组织、性能的同时,有效降低模具制作成本,缩短制作周期。上述的锻造方法避免模具费用大、锻造周期长、制作成本高等缺点,能够生产出组织均匀、综合性能优的航空TC17合金β锻轴颈锻件。
Description
技术领域
本发明涉及一种航空发动机用轴颈类锻件的模锻挤压锻造成形方法,特别是涉及一种航空发动机用TC17合金β锻轴颈锻件的锻造方法。
背景技术
钛合金作为航空发动机用主要零部件制作材料,得到广泛的应用;TC17合金轴颈作为发动机零部件的主要构成部分,受其工作状况的变化,设计对其组织、性能提出更高的要求;目前TC17合金β锻工艺受到高度重视,由于其结构特点,要保证组织及性能要求锻件各部位具有较大的变形量(应变大于0.5),同时表面不能产生锻造缺陷,增加了锻造成形的难度。
目前通常使用两种钛合金轴颈类锻件的模锻成形方法。一种是把按规格下料的合金棒料经镦粗,再把坯料机加成中间坯尺寸,加热后装进普通开式模型腔内锻造成形,锻造出组织和性能良好的钛合金轴颈类锻件。采用该方法适合于钛合金的常规锻造工艺,很难满足TC17合金β锻工艺对变形量的要求,影响锻件最终的组织、性能及使用状态。另外一种是把按规格下料的合金棒料经镦粗,再把坯料机加成中间坯尺寸,加热后装进等温锻模内锻造挤压成形,锻造出组织和性能良好的钛合金轴颈类锻件。该方法首先需要制作专用高温合金等温锻模具,费用较大,其次采用等温模挤压成形锻件生产周期较长,效率低。
采用上述两种方法锻造TC17合金β锻轴颈类锻件时,分别存在质量、周期等问题影响研制进度。
因此原有的锻造方法已经无法满足设计及生产任务的要求,必须提出新的TC17合金β锻模锻挤压的锻造方法已满足生产需求,
发明内容
本发明要解决的技术问题是:提供一种闭式模锻挤压方式来实现航空发动机用TC17合金β锻的锻造成形方法,采用该方法能够锻造出表面光滑、组织及性能优良的TC17合金轴颈锻件。
为解决上述技术问题,本发明提供一种航空发动机用TC17合金β锻轴颈锻件的锻造方法,包括如下步骤:
步骤1依据锻件结构特点,利用计算机数值模拟软件,优化荒型设计,完成中间坯的设计及普通锻模具结构设计,通过调整坯料形状,保证锻件各部位对应等效应变大于0.5;
步骤2将坯料加热到850℃到865℃之间,采用2500t快锻机将坯料从¢300×740mm镦粗至完成荒坯制作;
步骤3将步骤2荒坯按步骤1的中间坯设计进行机加,后加热至200~300℃保温60min,夹持出炉进行全表面润滑剂喷涂,完成中间坯制作;
步骤4将预热至250~300℃的闭式挤压模具安装至压机工作台,并对型腔表面进行润滑剂喷涂,同时将步骤3中间坯加热至925℃,转移放入闭式挤压模具内,采用0.5~3mm/s速度,完成终锻锻件的挤压成形。
采用上述锻造成形方法锻造成形的TC17合金轴颈锻件,其轮廓尺寸¢600×549mm,投影面积0.28m2,锻件重量150Kg。
与现有技术相比,本发明的有益效果如下:
本发明将锻造工艺中等温挤压代替为闭式模锻挤压方式,获得组织及性能优良的TC17合金β锻轴颈锻件。
闭式模锻挤压方式与等温锻相比,在锻造设备锻压过程中,通过调整锻造速度、坯料及模具温度,有效保证钛合金在规定锻造温度范围内的变形量。闭式模锻挤压方式保证锻件组织、性能的同时,有效降低模具制作成本,缩短制作周期。
上述的锻造方法避免模具费用大、锻造周期长、制作成本高等缺点,能够生产出组织均匀、综合性能优的航空TC17合金β锻轴颈锻件。
具体实施方式
实施本发明所述的航空发动机用TC17合金β锻轴颈锻件的锻造成形方法需要提供坯料、坯料加热炉、压力机、机械手等设备。下面以我国材料牌号为Tc17的钛合金为例来详细说明该方法的具体实施方式:
该合金的主要化学元素含量(重量百分比)为:含C量0.02%、含N量0.01%\含H量0.0002%、含O量0.11%、含Al量5.1%、含Sn量2.1%、含Fe量0.034%、含Cr量3.9%、含Mo量4.4%、含Zr量2.0%、其余为Ti。
该合金从棒材到生产出合格的航空发动机用TC17合金β锻轴颈锻件的工艺步骤如下:
步骤1依据锻件结构特点,利用计算机数值模拟软件(Deform),优化荒型设计,完成中间坯的设计及普通锻模具结构设计,其目的通过调整坯料形状,实现锻件各部位具有较大的变形量(对应应变大于0.5)。
步骤2将坯料加热到规定温度下,采用2500t快锻机机将坯料¢300×740mm镦粗至
步骤3首先将步骤2荒坯按专用荒坯图进行机加后加热至200~300℃保温60min,夹持出炉进行全表面润滑剂喷涂。
步骤4将预热至250~300℃的挤压模具安装至压机工作台,并对型腔表面进行润滑剂喷涂,同时将步骤3中间坯加热至925℃,转移放入终锻模具内,采用较慢速度(0.5~3mm/s),完成终锻锻件的挤压成形。
采用上述锻造成形方法锻造成形的TC17合金轴颈锻件,其轮廓尺寸¢600×549mm,投影面积0.28m2,锻件重量150Kg。
Claims (1)
1.一种航空发动机用TC17合金β锻轴颈锻件的锻造方法,其特征在于,包括如下步骤:
步骤1依据锻件结构特点,利用计算机数值模拟软件,优化荒型设计,完成中间坯的设计及普通锻模具结构设计,通过调整坯料形状,保证锻件各部位对应等效应变大于0.5;
步骤2将坯料加热到850℃到865℃之间,采用2500t快锻机将坯料从¢300×740mm镦粗至完成荒坯制作;
步骤3将步骤2荒坯按步骤1的中间坯设计进行机加,后加热至200~300℃保温60min,夹持出炉进行全表面润滑剂喷涂,完成中间坯制作;
步骤4将预热至250~300℃的闭式挤压模具安装至压机工作台,并对型腔表面进行润滑剂喷涂,同时将步骤3中间坯加热至925℃,转移放入闭式挤压模具内,采用0.5~3mm/s速度,完成终锻锻件的挤压成形。
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