一种航空发动机用GH4169系高温合金涡轮盘的锻造方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN109622865A(43)申请公布日2019.04.16(21)申请号201811510285.8(22)申请日2018.12.11(71)申请人陕西宏远航空锻造有限责任公司地址713801陕西省咸阳市三原县2号信箱技术中心(72)发明人唐军操贻高张帅王彦伟刘东何森虎(74)专利代理机构中国航空专利中心11008代理人陆峰(51)Int.Cl.B21K1/32(2006.01)权利要求书1页说明书3页附图1页(54)发明名称一种航空发动机用GH4169系高温合金涡轮盘的锻造方法(57)摘要本发明涉及一种航空发动机用GH4169系高温合金涡轮盘的锻造方法，其特征在于，步骤1：采用模具钢制作2套模具，其中一套为终锻模和另一套为预锻模；步骤2：进行制坯一火锻造，选取GH4169系高温合金棒材截取所需长度的棒料，将棒料加热至980℃～1010℃热透后，出炉完成40％～70％的镦粗变形，沿径向四方拔长，最终坯料长宽比大于2；步骤3：进行制坯二火锻造，将坯料加热至980℃～1010℃热透后，出炉先完成20％～30％的镦粗变形后，拔长滚圆至步骤2所述棒料尺寸后，空冷至室温；步骤4：进行预锻，将坯料加热至990℃～1010℃，热透后出炉进行软包套；步骤5：进行终锻，将预锻坯料硬包套后，加热至990℃～1020℃，热透后置于终锻模中，进行最终锻造成形，锻造速率5mm/s～10mm/s。CN109622865ACN109622865A权利要求书1/1页1.一种航空发动机用GH4169系高温合金涡轮盘的锻造方法，其特征在于，步骤1：采用模具钢制作2套模具，其中一套为终锻模和另一套为预锻模；步骤2：进行制坯一火锻造，选取GH4169系高温合金棒材截取所需长度的棒料，将棒料加热至980℃～1010℃热透后，出炉完成40％～70％的镦粗变形，沿径向四方拔长，最终坯料长宽比大于2；步骤3：进行制坯二火锻造，将坯料加热至980℃～1010℃热透后，出炉先完成20％～30％的镦粗变形后，拔长滚圆至步骤2所述棒料尺寸后，空冷至室温；步骤4：进行预锻，将坯料加热至990℃～1010℃，热透后出炉进行软包套，保温0.5h～2h后，在预锻模中进行锻造成预锻坯料，空冷至室温，锻造变形量≥25％，锻造速率为5mm/s～10mm/s；步骤5：进行终锻，将预锻坯料硬包套后，加热至990℃～1020℃，热透后置于终锻模中，进行最终锻造成形，锻造速率5mm/s～10mm/s。2.如权利要求1所述的锻造方法，其特征在于，所述制坯锻造技术要求：锻造时锤砧预热≥250℃，镦粗变形过程中在完成1/2镦粗变形量时应将坯料翻面后再继续完成剩余变形，制坯过程也可选择执行软包套操作。3.如权利要求1所述的锻造方法，其特征在于，步骤4中所述软包套操作如下：根据坯料形状裁剪出匹配尺寸的硅酸铝石棉，硅酸铝石棉的厚度为5mm～10mm，将高温粘结剂均匀撒在硅酸铝石棉上，当坯料在加热炉内加热至所需温度热透后，将坯料出炉，用硅酸铝石棉将坯料包裹严实后，放回加热炉加热。4.如权利要求3所述的锻造方法，其特征在于，步骤5中所述硬包套操作如下：根据预锻坯料形状准备匹配尺寸的硅酸铝石棉和不锈钢板/铁皮，将预锻坯料加热至150℃～300℃后先进行软包套，用不锈钢板/铁皮将软包套好的预锻坯料包裹严实，并焊接牢靠后，放置于加热炉内加热。5.如权利要求1所述的锻造方法，其特征在于，步骤2和步骤3中，所述坯料的加热过程设置830℃～900℃的加热台阶，保温后升温至最终加热温度。6.如权利要求1所述的锻造方法，其特征在于，步骤4和步骤5中，所述预锻坯料应满足如下要求：根据航空发动机用GH4169系高温合金涡轮盘的盘件形状，预锻坯料设计时，应保证终锻时轮毂处变形量不小于30％，轮缘处变形量应不大于60％。7.如权利要求1所述的锻造方法，其特征在于，所述预锻模分为上模和下模2块，模具型腔应与预锻坯料尺寸一致。8.如权利要求1所述的锻造方法，其特征在于，所述终锻模分为上模和下模2块，模具型腔应与预锻坯料尺寸一致。9.如权利要求1所述的锻造方法，其特征在于，所述预锻和终锻选用H13及Cr-Ni-Mo系模具钢。2CN109622865A说明书1/3页一种航空发动机用GH4169系高温合金涡轮盘的锻造方法技术领域[0001]本发明涉及镍基高温合金盘热加工技术领域。背景技术[0002]航空发动机涡轮盘零件由于长期工作于高温高压条件下，工况非常恶劣，对零件组织及性能要求非常苛刻，但其本身结构却非常简单，涡轮盘盘体包含轮毂和轮缘两个部位，中心通孔，轮毂轴向尺寸是轮缘部位1.5～3倍，截面落差大，采用常规锻造方法，轮毂与轮缘部位组织均匀性难以保证，性能差异较大，难以满