一種航空發動機用大型異形低壓渦輪機匣殼體制造方法
【專利摘要】本發明公開了一種航空發動機用大型異形低壓渦輪機匣殼體制造方法，是將GH4169合金坯料倒角R20mm，采用845～855℃、975～985℃、1015～1025℃三段加熱的方式對坯料進行加熱，每個加熱段的保溫時間按照6min/10mm來計算，再經過鐓粗、沖孔、脹孔、馬架擴孔，最終鍛件成形而制成。本發明采用大型異型軸承環件超臨界軋制技術取代傳統的矩形環軋制，零件金屬流線完整，無需大量機械加工，性能優越；材料利用率高，節約原材料消耗；制造成本低、制造周期短；基本消除產品內部組織應力，保障產品在后續加工的性能。
【專利說明】一種航空發動機用大型異形低壓渦輪機匣殼體制造方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種航空發動機用大型異形低壓渦輪機匣殼體制造方法。
【背景技術】
[0002]GH4169合金是鎳基高溫合金，在_253?700°C溫度范圍內具有良好的綜合性能，650°C以下的屈服強度居變形高溫合金的首位，并具有良好的抗疲勞、抗輻射、抗氧化、耐腐蝕性能，以及良好的加工性能、焊接性能和長期組織穩定性，能夠制造各種形狀復雜的零部件，在宇航、核能、石油工業中，在上述溫度范圍內獲得了極為廣泛的應用。以往大型機匣的生產，是以多個矩形環型鍛件機加后再以焊接的方式來完成，其缺點為:一方面對機加精度的要求比較高，不易控制，另一方面因為焊接過多，焊接處的性能與組織與鍛件基體存在差異，從而使得整個機匣存在穩定性的缺陷。
[0003]目前國內航空發動機用零部件為產出矩形截面的環坯再通過加工成形，采用所述方式生產軸承環，一般只適用于中小件，而且由于鍛件的流線被大量切斷，導致軸承環的性能降低，影響發電機的使用壽命并增加維修工作量。目前國內外制造環件的材料利用率普遍為5?10%，不利于資源和能源的可持續發展。
【發明內容】
[0004]本發明的目的在于提供一種航空發動機用大型異形低壓渦輪機匣殼體制造方法，解決了現有技術中機閘殼體生產存在穩定性缺陷，鍛件流線不完整、生產材料利用率低、制造成本聞等問題。
[0005]一種航空發動機用大型異形低壓渦輪機匣殼體制造方法，包括下料、加熱、敦粗、沖孔、脹孔等，是采用大型異型軸承環件超臨界軋制技術取代傳統的矩形環軋制，主要包括以下步驟:
[0006](I)下料、加熱:
[0007]將GH4169合金坯料倒角R20mm，采用加熱溫度為845?855 °C、975?985 °C、1015?1025°C的三段加熱的方式對坯料進行加熱，每個加熱段的保溫時間按照6min/10mm來計算；
[0008](2)鐓粗、沖孔、脹孔:
[0009]將坯料沿軸向鐓粗至長度為原長度的44%?46%，以沖頭進行沖孔，脹孔至一端孔孔徑為另一端孔孔徑的72%?74% ；
[0010](3)馬架擴孔:
[0011]進行馬架擴孔使大孔的內徑為外徑的80%?85%，小孔的內徑為外徑的75%?80%,小孔內徑為大孔內徑的55%?60% ；
[0012](4)鍛件成形:
[0013]鍛件成形尺寸為大孔半徑為大孔外半徑的90%?95%，小孔內半徑為小孔外半徑的85%?90%，小孔半徑為大孔半徑的75%?80%。[0014]所述步驟（I)中是采用850°C、985°C、1020°C三段加熱的方式對坯料進行加熱。
[0015]本發明的有益效果：采用大型異型軸承環件超臨界軋制技術取代傳統的矩形環軋制，可使零件金屬流線完整，無需大量機械加工，性能優越；材料利用率高，節約原材料消耗；制造成本低、制造周期短；基本消除產品內部組織應力，保障產品在后續加工的性能。
[0016]采用本發明制造的產品精度高，不需要大量的后續加工，既降低了產品的最終制造成本，又縮短了產品制造周期。采用本發明軋制技術成形的異形環原材料，利用率能夠提高至30%，壁厚減少20%以上，大幅度節約了材料消耗，滿足了節約資源、實現可持續發展戰略的要求。采用本 發明所述制造方法來生產高度更高的異形環，可以使以往需要兩件或三件焊接到一起而制作的機匣能夠通過一整件鍛件機加而成，確保了組織的一貫性和穩定性，減少了因焊接問題而帶來的質量問題和安全隱患。本發明采用了外形與最終產品更為接近的異形環，不僅減少了機加量，提高了材料利用率，減少了機加時間，同時也更好的保護了原有的流線，使產品具備更優越的性能。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0017]圖I為本發明的流程圖；
[0018]圖2為馬架擴孔后的狀態圖；
[0019]圖3為鍛件成形后的狀態圖。
【具體實施方式】
[0020]為了加深對本發明的理解，下面結合附圖和實施例對本發明作進一步詳細的描述，但并不構成對本發明保護范圍的限定。
[0021]GH4169 合金的標準化學成分為：C ( 0.08，Cr=17. O ~21. O, Ni=50.0 ~55. O,Co ( 1.0, Mo=2. 80 ~3. 30，Al=O. 30 ~O. 70，Ti=O. 75 ~I. 15，其余為 Fe。
[0022]如圖I所示，本發明方法的流程包括將GH4169合金坯料下料、
[0023]加熱，鐓粗、沖孔、脹孔，馬架擴孔，鍛件成形的過程。下面以規格為Φ400Χ1111的GH4169合金坯料為例，來詳細描述本發明提供的制造方法。
[0024](I)下料、加熱：
[0025]取規格為Φ400Χ1111的GH4169合金坯料，并倒角R20mm，先用850°C的溫度加熱并保溫（時間按6min/10mm計算),再以985?的溫度加熱并保溫（時間按8min/10mm計算)，最后以1020°C的溫度加熱并保溫(時間按6min/10mm計算）；
[0026](2)鐓粗、沖孔、脹孔：
[0027]將步驟（I)中經加熱處理后的坯料，沿軸向鐓粗至H=500mm，以Φ 200mm沖頭進行沖孔，然后脹孔至一端孔為Φ300ι?πι,另一端孔為Φ220ι?πι;
[0028](3)馬架擴孔：
[0029]進行馬架擴孔，使擴孔尺寸為大孔徑的內徑為Φ930πιπι、外徑為Φ 1120mm，小孔徑的內徑為Φ550mm，外徑為Φ730mm，大、小孔間距310mm，孔壁厚100mm，如圖2所示；
[0030](4)鍛件成形：
[0031]進行鍛件成形，使鍛件尺寸為大孔外半徑R1080mm、內半徑R1020mm，小孔外半徑R915mm、內半徑R790mm，大、小孔內間距250臟，如圖3所示。[0032]采用本發明制造的航空發動機用大型異形GH4169合金低壓渦輪機匣殼體，其質量符合相關行業標準，其性能優于現有技術中常用的GH4169合金低壓渦輪機匣殼體。
[0033]實施例1
[0034](I)下料、加熱:
[0035]將GH4169合金坯料倒角R20mm，采用加熱溫度為845°C、975°C、1015°C的三段加熱的方式對坯料進行加熱，每個加熱段的保溫時間按照6min/10mm來計算；
[0036](2)鐓粗、沖孔、脹孔:
[0037]將坯料沿軸向鐓粗至長度為原長度的44%，以沖頭進行沖孔，脹孔至一端孔孔徑為另一端孔孔徑的72% ；
[0038](3)馬架擴孔:
[0039]進行馬架擴孔使大孔的內徑為外徑的80%，小孔的內徑為外徑的75%，小孔內徑為大孔內徑的55% ；
[0040](4)鍛件成形:
[0041]鍛件成形尺寸為大孔半徑為大孔外半徑的90%，小孔內半徑為小孔外半徑的85%，小孔半徑為大孔半徑的75%。
[0042]實施例2
[0043](I)下料、加熱:
[0044]將GH4169合金坯料倒角R20mm，采用加熱溫度為855°C、985°C、1025°C的三段加熱的方式對坯料進行加熱，每個加熱段的保溫時間按照6min/10mm來計算；
[0045](2)鐓粗、沖孔、脹孔:
[0046]將坯料沿軸向鐓粗至長度為原長度的46%，以沖頭進行沖孔，脹孔至一端孔孔徑為另一端孔孔徑的74% ；
[0047](3)馬架擴孔:
[0048]進行馬架擴孔使大孔的內徑為外徑的85%，小孔的內徑為外徑的80%，小孔內徑為大孔內徑的60% ；
[0049](4)鍛件成形:
[0050]鍛件成形尺寸為大孔半徑為大孔外半徑的95%，小孔內半徑為小孔外半徑的90%，小孔半徑為大孔半徑的80%。
[0051]實施例3
[0052](I)下料、加熱:
[0053]將GH4169合金坯料倒角R20mm，采用加熱溫度為850°C、980°C、1020°C的三段加熱的方式對坯料進行加熱，每個加熱段的保溫時間按照6min/10mm來計算；
[0054](2)鐓粗、沖孔、脹孔:
[0055]將坯料沿軸向鐓粗至長度為原長度的45%，以沖頭進行沖孔，脹孔至一端孔孔徑為另一端孔孔徑的73% ；
[0056](3)馬架擴孔:
[0057]進行馬架擴孔使大孔的內徑為外徑的82.5%，小孔的內徑為外徑的77.5%，小孔內徑為大孔內徑的57.5% ；
[0058](4)鍛件成形:[0059] 鍛件成形尺寸為大孔半徑為大孔外半徑的92.5%，小孔內半徑為小孔外半徑的87.5%，小孔半徑為大孔半徑的77.5%。
【權利要求】
1.一種航空發動機用大型異形低壓渦輪機匣殼體制造方法，包括下料、加熱、敦粗、沖孔、脹孔等，其特征在于：采用大型異型軸承環件超臨界軋制技術取代傳統的矩形環軋制，主要包括以下步驟： (1)下料、加熱： 將GH4169合金坯料倒角R20mm，采用加熱溫度為845?855°C、975?985°C、1015?1025°C的三段加熱的方式對坯料進行加熱，每個加熱段的保溫時間按照6min/10mm來計算； (2)鐓粗、沖孔、脹孔： 將坯料沿軸向鐓粗至長度為原長度的44%?46%，以沖頭進行沖孔，脹孔至一端孔孔徑為另一端孔孔徑的72%?74% ； (3)馬架擴孔: 進行馬架擴孔使大孔的內徑為外徑的80%?85%，小孔的內徑為外徑的75%?80%，小孔內徑為大孔內徑的55%?60% ； (4)鍛件成形： 鍛件成形尺寸為大孔半徑為大孔外半徑的90%?95%，小孔內半徑為小孔外半徑的85%?90%，小孔半徑為大孔半徑的75%?80%。
2.根據權利要求I所述的一種航空發動機用大型異形低壓渦輪機匣殼體制造方法，其特征在于：所述步驟（I)中是采用850°C、985°C、1020°C三段加熱的方式對坯料進行加熱。
【文檔編號】B21K3/00GK103521674SQ201310447075
【公開日】2014年1月22日 申請日期:2013年9月26日 優先權日:2013年9月26日
【發明者】楊家典, 羅鴻飛, 張建軍, 張軍博, 盧永恒 申請人:貴州航宇科技發展股份有限公司