一种航空发动机用大型异形低压涡轮机匣壳体制造方法.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(10)申请公布号CNCN103521674103521674A(43)申请公布日2014.01.22(21)申请号201310447075.X(22)申请日2013.09.26(71)申请人贵州航宇科技发展股份有限公司地址550081贵州省贵阳市国家高新区金阳园区上坝山5号(72)发明人杨家典罗鸿飞张建军张军博卢永恒(74)专利代理机构北京路浩知识产权代理有限公司11002代理人谷庆红(51)Int.Cl.B21K3/00(2006.01)B21J1/00(2006.01)B21J1/06(2006.01)权权利要求书1页利要求书1页说明书4页说明书4页附图1页附图1页(54)发明名称一种航空发动机用大型异形低压涡轮机匣壳体制造方法(57)摘要本发明公开了一种航空发动机用大型异形低压涡轮机匣壳体制造方法，是将GH4169合金坯料倒角R20mm，采用845～855℃、975～985℃、1015～1025℃三段加热的方式对坯料进行加热，每个加热段的保温时间按照6min/10mm来计算，再经过镦粗、冲孔、胀孔、马架扩孔，最终锻件成形而制成。本发明采用大型异型轴承环件超临界轧制技术取代传统的矩形环轧制，零件金属流线完整，无需大量机械加工，性能优越；材料利用率高，节约原材料消耗；制造成本低、制造周期短；基本消除产品内部组织应力，保障产品在后续加工的性能。CN103521674ACN10352674ACN103521674A权利要求书1/1页1.一种航空发动机用大型异形低压涡轮机匣壳体制造方法，包括下料、加热、敦粗、冲孔、胀孔等，其特征在于：采用大型异型轴承环件超临界轧制技术取代传统的矩形环轧制，主要包括以下步骤：（1）下料、加热：将GH4169合金坯料倒角R20mm，采用加热温度为845～855℃、975～985℃、1015～1025℃的三段加热的方式对坯料进行加热，每个加热段的保温时间按照6min/10mm来计算；（2）镦粗、冲孔、胀孔：将坯料沿轴向镦粗至长度为原长度的44%～46%，以冲头进行冲孔，胀孔至一端孔孔径为另一端孔孔径的72%～74%；（3）马架扩孔：进行马架扩孔使大孔的内径为外径的80%～85%，小孔的内径为外径的75%～80%，小孔内径为大孔内径的55%～60%；（4）锻件成形：锻件成形尺寸为大孔半径为大孔外半径的90%～95%，小孔内半径为小孔外半径的85%～90%，小孔半径为大孔半径的75%～80%。2.根据权利要求1所述的一种航空发动机用大型异形低压涡轮机匣壳体制造方法，其特征在于：所述步骤（1）中是采用850℃、985℃、1020℃三段加热的方式对坯料进行加热。2CN103521674A说明书1/4页一种航空发动机用大型异形低压涡轮机匣壳体制造方法技术领域[0001]本发明涉及一种航空发动机用大型异形低压涡轮机匣壳体制造方法。背景技术[0002]GH4169合金是镍基高温合金，在-253～700℃温度范围内具有良好的综合性能，650℃以下的屈服强度居变形高温合金的首位，并具有良好的抗疲劳、抗辐射、抗氧化、耐腐蚀性能，以及良好的加工性能、焊接性能和长期组织稳定性，能够制造各种形状复杂的零部件，在宇航、核能、石油工业中，在上述温度范围内获得了极为广泛的应用。以往大型机匣的生产，是以多个矩形环型锻件机加后再以焊接的方式来完成，其缺点为:一方面对机加精度的要求比较高，不易控制，另一方面因为焊接过多，焊接处的性能与组织与锻件基体存在差异，从而使得整个机匣存在稳定性的缺陷。[0003]目前国内航空发动机用零部件为产出矩形截面的环坯再通过加工成形，采用所述方式生产轴承环，一般只适用于中小件，而且由于锻件的流线被大量切断，导致轴承环的性能降低，影响发电机的使用寿命并增加维修工作量。目前国内外制造环件的材料利用率普遍为5～10%，不利于资源和能源的可持续发展。发明内容[0004]本发明的目的在于提供一种航空发动机用大型异形低压涡轮机匣壳体制造方法，解决了现有技术中机闸壳体生产存在稳定性缺陷，锻件流线不完整、生产材料利用率低、制造成本高等问题。[0005]一种航空发动机用大型异形低压涡轮机匣壳体制造方法，包括下料、加热、敦粗、冲孔、胀孔等，是采用大型异型轴承环件超临界轧制技术取代传统的矩形环轧制，主要包括以下步骤：[0006]（1）下料、加热：[0007]将GH4169合金坯料倒角R20mm，采用加热温度为845～855℃、975～985℃、1015～1025℃的三段加热的方式对坯料进行加热，每个加热段的保温时间按照6min/10mm来计算；[0008]（2）镦粗、冲孔、胀孔：[0009]将坯料沿轴向镦粗至长度为原长度的44%～46%，以冲头进行冲孔，胀孔