本发明涉及一种航空发动机用轴颈类锻件的模锻挤压锻造成形方法，特别是涉及一种航空发动机用TC17合金β锻轴颈锻件的锻造方法。
背景技术：
钛合金作为航空发动机用主要零部件制作材料，得到广泛的应用；TC17合金轴颈作为发动机零部件的主要构成部分，受其工作状况的变化，设计对其组织、性能提出更高的要求；目前TC17合金β锻工艺受到高度重视，由于其结构特点，要保证组织及性能要求锻件各部位具有较大的变形量(应变大于0.5)，同时表面不能产生锻造缺陷，增加了锻造成形的难度。
目前通常使用两种钛合金轴颈类锻件的模锻成形方法。一种是把按规格下料的合金棒料经镦粗，再把坯料机加成中间坯尺寸，加热后装进普通开式模型腔内锻造成形，锻造出组织和性能良好的钛合金轴颈类锻件。采用该方法适合于钛合金的常规锻造工艺，很难满足TC17合金β锻工艺对变形量的要求，影响锻件最终的组织、性能及使用状态。另外一种是把按规格下料的合金棒料经镦粗，再把坯料机加成中间坯尺寸，加热后装进等温锻模内锻造挤压成形，锻造出组织和性能良好的钛合金轴颈类锻件。该方法首先需要制作专用高温合金等温锻模具，费用较大，其次采用等温模挤压成形锻件生产周期较长，效率低。
采用上述两种方法锻造TC17合金β锻轴颈类锻件时，分别存在质量、周期等问题影响研制进度。
因此原有的锻造方法已经无法满足设计及生产任务的要求，必须提出新的TC17合金β锻模锻挤压的锻造方法已满足生产需求，
技术实现要素：
本发明要解决的技术问题是：提供一种闭式模锻挤压方式来实现航空发动机用TC17合金β锻的锻造成形方法，采用该方法能够锻造出表面光滑、组织及性能优良的TC17合金轴颈锻件。
为解决上述技术问题，本发明提供一种航空发动机用TC17合金β锻轴颈锻件的锻造方法，包括如下步骤:
步骤1依据锻件结构特点，利用计算机数值模拟软件，优化荒型设计，完成中间坯的设计及普通锻模具结构设计，通过调整坯料形状，保证锻件各部位对应等效应变大于0.5；
步骤2将坯料加热到850℃到865℃之间，采用2500t快锻机将坯料从￠300×740mm镦粗至完成荒坯制作；
步骤3将步骤2荒坯按步骤1的中间坯设计进行机加，后加热至200～300℃保温60min，夹持出炉进行全表面润滑剂喷涂，完成中间坯制作；
步骤4将预热至250～300℃的闭式挤压模具安装至压机工作台，并对型腔表面进行润滑剂喷涂，同时将步骤3中间坯加热至925℃，转移放入闭式挤压模具内，采用0.5～3mm/s速度，完成终锻锻件的挤压成形。
采用上述锻造成形方法锻造成形的TC17合金轴颈锻件，其轮廓尺寸￠600×549mm，投影面积0.28m2，锻件重量150Kg。
与现有技术相比，本发明的有益效果如下：
本发明将锻造工艺中等温挤压代替为闭式模锻挤压方式，获得组织及性能优良的TC17合金β锻轴颈锻件。
闭式模锻挤压方式与等温锻相比，在锻造设备锻压过程中，通过调整锻造速度、坯料及模具温度，有效保证钛合金在规定锻造温度范围内的变形量。闭式模锻挤压方式保证锻件组织、性能的同时，有效降低模具制作成本，缩短制作周期。
上述的锻造方法避免模具费用大、锻造周期长、制作成本高等缺点，能够生产出组织均匀、综合性能优的航空TC17合金β锻轴颈锻件。
具体实施方式
实施本发明所述的航空发动机用TC17合金β锻轴颈锻件的锻造成形方法需要提供坯料、坯料加热炉、压力机、机械手等设备。下面以我国材料牌号为Tc17的钛合金为例来详细说明该方法的具体实施方式：
该合金的主要化学元素含量(重量百分比)为：含C量0.02％、含N量0.01％\含H量0.0002％、含O量0.11％、含Al量5.1％、含Sn量2.1％、含Fe量0.034％、含Cr量3.9％、含Mo量4.4％、含Zr量2.0％、其余为Ti。
该合金从棒材到生产出合格的航空发动机用TC17合金β锻轴颈锻件的工艺步骤如下：
步骤1依据锻件结构特点，利用计算机数值模拟软件(Deform)，优化荒型设计，完成中间坯的设计及普通锻模具结构设计，其目的通过调整坯料形状，实现锻件各部位具有较大的变形量(对应应变大于0.5)。
步骤2将坯料加热到规定温度下，采用2500t快锻机机将坯料￠300×740mm镦粗至
步骤3首先将步骤2荒坯按专用荒坯图进行机加后加热至200～300℃保温60min，夹持出炉进行全表面润滑剂喷涂。
步骤4将预热至250～300℃的挤压模具安装至压机工作台，并对型腔表面进行润滑剂喷涂，同时将步骤3中间坯加热至925℃，转移放入终锻模具内，采用较慢速度(0.5～3mm/s)，完成终锻锻件的挤压成形。
采用上述锻造成形方法锻造成形的TC17合金轴颈锻件，其轮廓尺寸￠600×549mm，投影面积0.28m2，锻件重量150Kg。