CN106756334B - 一种航空发动机复杂结构精密模锻件的生产方法 - Google Patents

一种航空发动机复杂结构精密模锻件的生产方法 Download PDF

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Abstract

一种航空发动机复杂结构精密模锻件的生产方法，本发明涉及一种精密模锻件的生产方法，它为了解决现有生产工艺得到的模锻件易产生穿流缺陷的问题。生产方法：一、制备铝合金铸锭；二、对铸锭加热挤压；三、加热锻造成锻饼；四、加热予压成型；五、蚀洗处理；六、进行第一次模锻成型；七、车去模锻件上的环形筋；八、进行蚀洗修伤；九、在水压机上进行模压成型；十一、淬火及双级时效处理。本发明通过预先车去环形筋，并配合后续科学控制模压成型的工艺条件，使得到的模锻件低倍组织没有出现穿流缺陷，从而达到提高模锻件承载能力、模锻件使用寿命的目的。

Description

一种航空发动机复杂结构精密模锻件的生产方法
技术领域
本发明涉及一种精密模锻件的生产方法。
背景技术
随着我国航空航天事业的迅猛发展，对超高强铝合金结构件提出的性能要求越来越高。结构件在向着高性能、精密化和复杂化的方向发展。发动机中机匣锻件是受力结构件，结构件性能的稳定对整个发动机乃至整个航空器都有很重要的作用，发动机模锻件主要用超高强铝合金制造，该类合金具有结构紧密、较高的比强度和硬度、耐蚀效果强和较高的韧性等特点，广泛应用于航空航天领域。该类模锻件性能的稳定，可以使我国逐渐掌握同类技术，降低飞行过程中发动机结构件的开裂的概率，该技术在航空工业有着广泛的推广应用价值，对加强国防现代化建设具有重要的社会意义。
发明内容
本发明目的是为了解决现有生产工艺得到的模锻件易产生穿流缺陷的问题，而提供一种航空发动机复杂结构精密模锻件的生产方法。
本发明航空发动机复杂结构精密模锻件的生产方法按下列步骤实现：
一、将元素的质量百分数为Si为≤0.40％，Fe为≤0.5％，Cu为1.2％～2.0％，Mn为≤0.30％，Mg为2.1％～2.9％，Cr为0.18％～0.28％，Zn为5.1％～6.1％，Ti为≤0.20％和余量为Al的铝合金圆铸锭表面清洗干净，得到清洗后的铝合金铸锭；
二、对清洗后的铝合金铸锭进行加热挤压，得到铝合金棒材毛坯；
三、在自由锻造水压机上，控制开锻温度为390℃，对铝合金棒材毛坯进行加热锻造，得到铝合金锻饼；
四、控制开锻温度为430℃～460℃，终锻温度400℃～435℃，锻饼置于模具中进行加热予压成型处理，得到予压锻件；
五、对步骤四得到的予压锻件进行蚀洗处理，得到清洗后的予压锻件；
六、控制开锻温度为420℃～460℃，终锻温度400℃～430℃，清洗后的予压锻件置于模具中进行第一次模锻成型，得到模锻件；
七、对步骤六得到的模锻件进行机械加工，去掉模锻件上的环形筋，得到机加后的模锻件；
八、对机加后的模锻件进行蚀洗修伤，得到蚀洗后的模锻件；
九、安装上模和下模，控制开锻温度为400℃～455℃和终锻温度为400℃～455℃，在水压机上进行四次模压成型，得到成型后模锻件；
十、对步骤九得到的成型后模锻件进行蚀洗处理，得到清洁的模锻件；
十一、将清洁的模锻件进行淬火处理，然后进行双级时效处理，一级时效的温度为105℃～120℃，保温6～10小时，二级时效的温度为170℃～185℃，保温6～10小时，完成精密模锻件的生产。
本发明当把第一次模锻成型的模锻件环形筋机加掉后，第二次模锻成型时金属一部分充满型腔，一部分流向腹板，由于金属重新充满型腔，在型腔部分没有受到阻力，而在腹板处受到阻力，金属很容易充满型腔，无法再走捷径流向腹板，金属的流线完全沿着型腔方向，达到良好的效果。当经过本发明工艺生产的模锻件进行低倍组织对比分析，得到模锻件低倍组织没有出现穿流缺陷，从而达到提高模锻件承载能力、模锻件使用寿命的目的。
本发明所述的航空发动机复杂结构精密模锻件为发动机机匣复杂结构模锻件，并可在类似于这种环形筋模锻件的实际生产中应用，解决该种模锻件中低倍穿流的难题。
附图说明
图1为实施例中带有环形筋的模锻件的结构示意图；
图2为实施例中去掉环形筋的模锻件的结构示意图；
图3为带有穿流缺陷的模锻件金属低倍组织检查图，箭头处代表穿流缺陷；
图4为实施例得到的模锻件金属低倍组织检查图，箭头处无穿流缺陷。
具体实施方式
具体实施方式一：本实施方式航空发动机复杂结构精密模锻件的生产方法按下列步骤实施：
一、将元素的质量百分数为Si为≤0.40％，Fe为≤0.5％，Cu为1.2％～2.0％，Mn为≤0.30％，Mg为2.1％～2.9％，Cr为0.18％～0.28％，Zn为5.1％～6.1％，Ti为≤0.20％和余量为Al的铝合金圆铸锭表面清洗干净，得到清洗后的铝合金铸锭；
二、对清洗后的铝合金铸锭进行加热挤压，得到铝合金棒材毛坯；
三、在自由锻造水压机上，控制开锻温度为390℃，对铝合金棒材毛坯进行加热锻造，得到铝合金锻饼；
四、控制开锻温度为430℃～460℃，终锻温度400℃～435℃，锻饼置于模具中进行加热予压成型处理，得到予压锻件；
五、对步骤四得到的予压锻件进行蚀洗处理，得到清洗后的予压锻件；
六、控制开锻温度为420℃～460℃，终锻温度400℃～430℃，清洗后的予压锻件置于模具中进行第一次模锻成型，得到模锻件；
七、对步骤六得到的模锻件进行机械加工，去掉模锻件上的环形筋，得到机加后的模锻件；
八、对机加后的模锻件进行蚀洗修伤，得到蚀洗后的模锻件；
九、安装上模和下模，控制开锻温度为400℃～455℃和终锻温度为400℃～455℃，在水压机上进行四次模压成型，得到成型后模锻件；
十、对步骤九得到的成型后模锻件进行蚀洗处理，得到清洁的模锻件；
十一、将清洁的模锻件进行淬火处理，然后进行双级时效处理，一级时效的温度为105℃～120℃，保温6～10小时，二级时效的温度为170℃～185℃，保温6～10小时，完成精密模锻件的生产。
本实施方式步骤二控制铝合金铸锭的加热温度为400～450℃，步骤三控制毛坯的加热温度为430～450℃。
本实施方式所述的航空发动机复杂结构为发动机机匣的上端盖，该生产方法可适用于圆盖类模锻件。图1和图2显示了航空发动机的上端盖模锻件，该锻件精度高，是直接装机件。锻件内外遍布圆形凸起，锻件的中间环形筋和腹板比较薄只有9mm，锻件边部与中间环形筋位置成阶梯状。本发明适用于外形尺寸直径在Φ200mm～Φ600mm的圆形锻件或类圆形带有加强筋且容易穿流的模锻件。本实施方式所述模锻件的总欠压量要求为0～+2mm，欠压量为每次模锻成型后锻件在高度方向的数据差。
本实施方式模锻件在予压成型、蚀洗修伤后，经过第一次模锻成型，然后在机加车床上，将模锻件上的环形筋进行全部机加掉，进行蚀洗修伤，然后在水压机上进行四次最终模锻成型。
本实施方式不仅解决了模锻件低倍组织穿流的问题，满足标准要求，而且提高了发动机的整体使用性能，增加了模锻件使用寿命。
具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是步骤一得到铝合金铸锭的铸尺寸为Φ350mm～Φ680mm。其它步骤及参数与具体实施方式一相同。
具体实施方式三：本实施方式与具体实施方式一或二不同的是步骤二中铝合金铸锭的加热温度为400℃～450℃，挤压筒温320℃～420℃。其它步骤及参数与具体实施方式一或二相同。
具体实施方式四：本实施方式与具体实施方式一至三之一不同的是步骤二中铝合金棒材毛坯的直径为Φ170mm～Φ250mm。其它步骤及参数与具体实施方式一至三之一相同。
具体实施方式五：本实施方式与具体实施方式一至四之一不同的是步骤三控制自由锻造时平砧温度为350℃～400℃。其它步骤及参数与具体实施方式一至四之一相同。
具体实施方式六：本实施方式与具体实施方式一至五之一不同的是步骤三铝合金锻饼的高度为30mm～180mm。其它步骤及参数与具体实施方式一至五之一相同。
具体实施方式七：本实施方式与具体实施方式一至六之一不同的是步骤四和步骤六中模具的温度为360℃～380℃。其它步骤及参数与具体实施方式一至六之一相同。
具体实施方式八：本实施方式与具体实施方式一至七之一不同的是所述的蚀洗处理是先在温度为50℃～70℃的质量浓度为10％～20％NaOH的碱槽液中蚀洗脱脂5～20分钟，然后洗净碱液，再在质量浓度为20％～40％HNO3的酸槽中中和洗白3～8分钟，洗净酸液，最后在水温为50～80℃的热水槽中冲洗锻件。其它步骤及参数与具体实施方式一至七之一相同。
具体实施方式九：本实施方式与具体实施方式一至八之一不同的是步骤九上模和下模内采用沙锭油作为润滑剂。其它步骤及参数与具体实施方式一至八之一相同。
本实施方式终压时须进行两次润滑上压，然后抬车放气后再上压，以确保成型。润滑油可采用沙锭油加少量石墨润滑。锻件毛边在锯床上切除，切后毛边的残留量小于或等于2mm。
具体实施方式十：本实施方式与具体实施方式一至九之一不同的是步骤九在水压机上进行四次模压成型，控制第一次的欠压量为7mm～8mm,第二次的欠压量为5mm～6mm，第三次的欠压量为3mm～4mm，第四次的欠压量为0mm～+2mm。其它步骤及参数与具体实施方式一至九之一相同。
具体实施方式十一：本实施方式与具体实施方式一至十之一不同的是步骤十一淬火处理的淬火温度为460℃～510℃，淬火的保温时间为70～100分钟，淬火所用水的温度是30℃～50℃。其它步骤及参数与具体实施方式一至十之一相同。
实施例：本实施例航空发动机复杂结构精密模锻件的生产方法按下列步骤实施：
一、将元素的质量百分数为Si为0.29％，Fe为0.39％，Cu为1.62％，Mn为0.21％，Mg为2.58％，Cr为0.19％，Zn为5.73％，Ti为0.15％和余量为Al的铝合金圆铸锭表面清洗干净，得到尺寸为Φ482×1000mm清洗后的铝合金铸锭；
二、对清洗后的铝合金铸锭进行加热挤压，控制铸锭的加热温度为490℃，挤压筒温420℃，采用5000吨卧式水压机挤压得到直径Φ170mm，长度270mm的铝合金棒材毛坯；
三、在自由锻造水压机上，控制铝合金棒材毛坯加热温度为450℃，开锻温度为390℃，采用立式自由锻造水压机对铝合金棒材毛坯进行加热锻造，得到高度H＝40mm的铝合金锻饼；
四、控制锻饼加热温度为480℃，开锻温度为454℃，终锻温度432℃，模具温度为401℃，锻饼置于模具中进行加热予压成型处理，得到予压锻件；
五、对步骤四得到的予压锻件进行蚀洗处理，得到清洗后的予压锻件；
六、控制予压锻件加热温度为480℃，开锻温度为453℃，终锻温度426℃，模具温度为405℃，清洗后的予压锻件置于模具中进行第一次模锻成型，得到模锻件；
七、对步骤六得到的模锻件进行机械加工，去掉模锻件上的环形筋，得到机加后的模锻件，如图2所示；
八、对机加后的模锻件进行蚀洗修伤，得到蚀洗后的模锻件；
九、安装上模和下模，控制开锻温度为454℃和终锻温度为452℃，在水压机上进行四次模压成型，控制第一次模压的欠压量为8mm,第二次的欠压量为5mm，第三次的欠压量为3mm，第四次的欠压量为+2mm，最后得到成型后模锻件；
十、对步骤九得到的成型后模锻件进行蚀洗处理，得到清洁的模锻件；
十一、将清洁的模锻件进行淬火处理，淬火温度为505℃，淬火的保温时间为90分钟，然后进行双级时效处理，一级时效的温度为113℃，保温8小时，二级时效的温度为179℃，保温8小时，完成精密模锻件的生产。
对本实施例得到的航空发动机复杂结构精密模锻件进行金属低倍组织检查和对比分析，如图3和4所示，可知本实施例的模锻件不存在低倍组织穿流缺陷，从而提高了模锻件承载能力、开裂性和韧性等，并增加模锻件使用寿命。得到的精密模锻件的抗应力腐蚀性能为加载276MPa恒变应力20天(温度为35℃)无应力腐蚀开裂，其中腐蚀介质为3.5％NaCl溶液。

Claims (9)

1.一种航空发动机复杂结构精密模锻件的生产方法，其特征在于是按下列步骤实现：
一、将元素的质量百分数为Si为≤0.40％，Fe为≤0.5％，Cu为1.2％～2.0％，Mn为≤0.30％，Mg为2.1％～2.9％，Cr为0.18％～0.28％，Zn为5.1％～6.1％，Ti为≤0.20％和余量为Al的铝合金圆铸锭表面清洗干净，得到清洗后的铝合金铸锭；
二、对清洗后的铝合金铸锭进行加热挤压，得到铝合金棒材毛坯；
三、在自由锻造水压机上，控制开锻温度为390℃，对铝合金棒材毛坯进行加热锻造，得到铝合金锻饼；
四、控制开锻温度为430℃～460℃，终锻温度400℃～435℃，锻饼置于模具中进行加热予压成型处理，得到予压锻件；
五、对步骤四得到的予压锻件进行蚀洗处理，得到清洗后的予压锻件；
六、控制开锻温度为420℃～460℃，终锻温度400℃～430℃，清洗后的予压锻件置于模具中进行第一次模锻成型，得到模锻件；
七、对步骤六得到的模锻件进行机械加工，去掉模锻件上的环形筋，得到机加后的模锻件；
八、对机加后的模锻件进行蚀洗修伤，得到蚀洗后的模锻件；
九、安装上模和下模，控制开锻温度为400℃～455℃和终锻温度为400℃～455℃，在水压机上进行四次模压成型，控制第一次的欠压量为7mm～8mm, 第二次的欠压量为5mm～6mm，第三次的欠压量为3mm～4mm，第四次的欠压量为0mm～+2mm，得到成型后模锻件；
十、对步骤九得到的成型后模锻件进行蚀洗处理，得到清洁的模锻件；
十一、将清洁的模锻件进行淬火处理，控制淬火处理的淬火温度为460℃～510℃，淬火的保温时间为70～100分钟，淬火所用水的温度是30℃～50℃，然后进行双级时效处理，一级时效的温度为105℃～120℃，保温6～10小时，二级时效的温度为170℃～185℃，保温6～10小时，完成精密模锻件的生产。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机复杂结构精密模锻件的生产方法，其特征在于步骤一得到铝合金铸锭的铸尺寸为Φ350mm～Φ680mm。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机复杂结构精密模锻件的生产方法，其特征在于步骤二中铝合金铸锭的加热温度为400℃～450℃，挤压筒温320℃～420℃。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机复杂结构精密模锻件的生产方法，其特征在于步骤二中铝合金棒材毛坯的直径为Φ170mm～Φ250mm。
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机复杂结构精密模锻件的生产方法，其特征在于步骤三控制自由锻造时平砧温度为350℃～400℃。
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机复杂结构精密模锻件的生产方法，其特征在于步骤三中铝合金锻饼的高度为30mm～180mm。
7.根据权利要求1所述的一种航空发动机复杂结构精密模锻件的生产方法，其特征在于步骤四和步骤六中模具的温度为360℃～380℃。
8.根据权利要求1所述的一种航空发动机复杂结构精密模锻件的生产方法，其特征在于所述的蚀洗处理是先在温度为50℃～70℃ 的质量浓度为10%～20%NaOH的碱槽液中蚀洗脱脂5～20分钟，然后洗净碱液，再在质量浓度为20%～40%HNO3的酸槽中中和洗白3～8分钟，洗净酸液，最后在水温为50～80℃的热水槽中冲洗锻件。
9.根据权利要求1所述的一种航空发动机复杂结构精密模锻件的生产方法，其特征在于步骤九上模和下模内采用沙锭油作为润滑剂。
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