一种航空发动机用gh3536方形安装边的制造方法
【专利摘要】本发明公开了一种航空发动机用GH3536方形安装边的制造方法，包括下料、加热、敦粗、冲孔、轧制等，其中：采用压方工艺将轧制获得的环坯挤压为方坯，并采用马架和方马杠进行方边的最终成形。本发明的有益效果：由于制坯采用轧制后弯形，壁厚均匀，分料准确，保证了锻件成形后的壁厚均匀，可以减小设计余量，从而节约原材料，降低了生产成本，生产制造工艺相对简单；通过调整轧制及马架、方马杠成形工艺参数，提高了产品综合性能。
【专利说明】一种航空发动机用糾3536方形安装边的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种航空发动机用(^3536方形安装边的制造方法。
【背景技术】
[0002]如3536合金是主要用铬和钥固溶强化的一种铁量较高的镍基高温合金，适用于制造航空发动机的燃烧室部件和其他高温部件，9001以下长期使用，短时工作温度达到10801。具有良好的抗氧化和耐腐蚀性能，在9001以下有中等到的持久和蠕变强度，冷、热加工成形性和焊接性能良好。(^3536合金主要用于制造航空、舰艇和工业用燃气轮机的涡轮叶片、导向叶片、涡轮盘、高压压气机盘和燃烧室等高温部件；还用于制造航天飞行器、火箭发动机、核反应堆、石油化工设备以及煤的转化等能源转换装置。
[0003]目前，航空发动机用(^3536方形安装边的制造方法主要包括，一般采用自由锻工艺分段锻造后焊接出⑶3536方形安装边毛坯，后续通过机械加工获得零件，采用上述方法的缺点为:采用分段锻造后焊接，制造过程复杂，焊接点强度不足，容易出现缺陷，影响最终产品的综合性能；由于后续机械加工预留余量较大，加工成本高。
【发明内容】
[0004]本发明的目的在于提供一种航空发动机用如3536方形安装边的制造方法，解决目前航空发动机用⑶3536方形安装生产制造工艺复杂、产品综合性能差、生产成本高等问题。
[0005]为解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案予以实现:
一种航空发动机用(^3536方形安装边的制造方法，包括下料、加热、敦粗、冲孔、轧制等，其中:采用压方工艺将轧制获得的环坯挤压为方坯，主要包括以下步骤:
(1)下料、加热、敦粗、冲孔
将⑶3536合金坯料倒角以0臟，采用加热温度为11001?11701对坯料进行加热，力口热保温时间按照6-=/10臟来计算；将坯料沿轴向镦粗至长度为原长度的21%?24%，以冲头进行冲孔；
(2)轧制
将环坯八回炉重新加热后，装入轧环机进行轧制，环轧机的主辊转速为1.锥辊转速为1.01-8(1/8 ；将芯辊进给速度由0111111/8增加到0.8臟々，使环坯八咬入轧制；再将芯棍进给速度由0.8111111/8增加到1.8111111/8,使环还八稳定轧制；再将芯棍进给速度由1.8./8逐渐减小到0皿/?从而获得尺寸符合要求的环坯8 ；
(3)压方
将环坯8回炉重新加热后，在所述环坯8内孔中放入模具，将所述模具和环坯8—起放在液压机上，并分别按顺序从方向八、方向8、方向匕方向0挤压环坯8，获得符合尺寸要求的方坯；
(4)成形将方坯回炉重新加热后，在液压机上使用马架、方马杠成形，即得所述方形安装边，成形过程中所述液压机的锻造压力为8201，所述液压机下压速度为12^/8。
[0006]优选地，步骤(2)中轧环机的轧制力为1701?198丁。
[0007]本发明的有益效果:本发明提供了一种航空发动机用如3536方形安装边的制造方法，由于制坯采用轧制后弯形，壁厚均匀，分料准确，保证了锻件成形后的壁厚均匀，可以减小设计余量，从而节约原材料，降低了生产成本，生产制造工艺相对简单；通过调整轧制及马架、方马杠成形工艺参数，提高了产品综合性能。
【专利附图】
【附图说明】
[0008]图1为如3536合金坯料图；
图2为(^13536合金还料破粗、冲孔后的环还图；
图3为图2通过轧制后的环还图；
图4为方还图；
图5为成形后的方形安装边零件图；
图6为轧制示意图；
图7为压方不意图；
图8为挤压后模具与方坯状态图；
图9为使用马架及方马杠成形示意图；
图10为图9的八-八剖面图；
图中，1 一坯料，2—环坯八，3—环坯8，4一方坯，5—方形边，6 —主辊，7 —芯辊，8—模具，9一方向4，10一方向8，11 一方向0，12一方向0，13一液压机，14一方马杠，15—马架。
【具体实施方式】
[0009]为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明的附图和实施例，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0010]实施本发明所述的一种航空发动机用如3536方形安装边的制造方法需要提供锻造加热炉、压力机、轧环机、机械手及其他工装模具等设备。
[0011]该合金的主要化学元素含量(重量百分比)
量 20.5%?23%、含(? 量0.5%?2.5%、含评量 0.2%?1.0%、含10 量8.0%?10.0%、含？6量17.0%?20.0%、含八1量彡0.50%、含丁1量彡0.15%、含01量为0.50%、含胞量? 1.0%、含0.01%、含 31 量? 1.0%、其余为附。
[0012]如附图1至图10所示，一种航空发动机用(^3536方形安装边的制造方法，包括下料、加热、敦粗、冲孔、轧制等，其中:采用压方工艺将轧制获得的环坯挤压为方坯，主要包括以下步骤:
(1)下料、加热、敦粗、冲孔
将⑶3536合金坯料1倒角以0臟，采用加热温度为11001?11701对坯料进行加热，加热保温时间按照6111111/10111111来计算；将坯料1沿轴向镦粗至长度为原长度的21%?24%，以冲头进行冲孔；
(2)轧制
将环坯八2回炉重新加热后，装入轧环机进行轧制，环轧机的主辊6转速为锥辊(附图中未画出)转速为1.01-8(1/8 ；将芯辊7进给速度由0111111/8增加到0.8^/8,使环还八2咬入轧制；再将芯棍7进给速度由0.8111111/8增加到1.8111111/8，使环还八2稳定轧制；再将芯辊7进给速度由1.8皿/8逐渐减小到0皿/8,从而获得尺寸符合要求的环坯83 ；
(3)压方
将环坯83回炉重新加热后，在所述环坯83内孔中放入模具8，将所述模具8和环坯83一起放在液压机上，并分别按顺序从方向八9、方向810、方向011、方向012挤压环坯83，获得符合尺寸要求的方坯4 ；
(4)成形
将方坯4回炉重新加热后，在液压机13上使用马架15、方马杠14成形，即得所述方形安装边5，成形过程中所述液压机13的锻造压力为8201'，所述液压机13的下压速度为
12臟乂80
[0013]上述步骤(2)中轧环机的轧制力为1701?198丁。
[0014]通过上述方法获得的锻件，其力学性能为:室温拉伸(纵向)式为700腿^?7501^8, ^0.2为330腿^?355腿^，8 5为48% ；布氏硬度为179耶1 ；高温持续8151 (纵向):0为105腿^，8为98%?102%，X为33.1卜?33.5卜，以上技术指标超过了技术标准(1185496-1992)要求。
[0015]以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解:其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的范围。
【权利要求】
1.一种航空发动机用GH3536方形安装边的制造方法，包括下料、加热、敦粗、冲孔、轧制等，其特征在于:采用压方工艺将轧制获得的环坯挤压为方坯，主要包括以下步骤: (1)下料、加热、敦粗、冲孔 将GH3536合金坯料(I)倒角R20mm，采用加热温度为1100°C?1170°C对坯料进行加热，加热保温时间按照6min/10mm来计算；将坯料(I)沿轴向镦粗至长度为原长度的21%?24%，以冲头进行冲孔； (2)轧制 将环坯A (2)回炉重新加热后，装入轧环机进行轧制，环轧机的主辊转速为1.5rad/s,锥辊转速为1.0rad/s ;将芯辊进给速度由Omm/s增加到0.8mm/s,使环坯A (2)咬入轧制；再将芯棍进给速度由0.8mm/s增加到1.8mm/s,使环还A (2)稳定轧制；再将芯棍进给速度由1.8mm/s逐渐减小到Omm/s，从而获得尺寸符合要求的环坯B (3)； (3)压方 将环坯B (3)回炉重新加热后，在所述环坯B (3)内孔中放入模具(8)，将所述模具(8)和环还B (3)—起放在液压机上,并分别按顺序从方向A (9)、方向B (10)、方向C (11)、方向D (12)挤压环坯B (3)，获得符合尺寸要求的方坯(4); (4)成形 将方坯(4)回炉重新加热后，在液压机(13)上使用马架(15)、方马杠(14)成形，即得所述方形安装边(5)，成形过程中所述液压机(13)的锻造压力为820T，所述液压机(13)的下压速度为12mm/s。
2.如权利要求1所述的航空发动机用GH3536方形安装边的制造方法，其特征在于:步骤(2)中轧环机的轧制力为170T?198T。
【文档编号】B23P15/00GK104308457SQ201410404245
【公开日】2015年1月28日 申请日期:2014年8月18日 优先权日:2014年8月18日
【发明者】张华 , 孙传华, 杨家典, 钟礼彬, 陆远贵, 兰宝山, 张胜利, 杨祖建 申请人:贵州航宇科技发展股份有限公司