专利名称：钛合金整体盘轴锻件的近等温锻造方法
技术领域：
本发明涉及一种钛合金锻件的锻造方法，特别是钛合金整体盘轴锻件的近等温锻
造方法。
背景技术：
航空发动机的压气机盘及与其组装的前轴颈等大型锻件由于工作环境恶劣，受力 复杂，往往采用综合性能优异的钛合金例如TC17、TC4等材料锻造成形。当前国内研制生产 的某些航空发动机，其压气机盘与前轴颈是采用分体锻造后再组装在一起的，如某航空发 动机的三级压气机盘采用TC17钛合金锻件，前轴颈采用TC4钛合金锻件，再把压气机盘与 前轴颈用螺栓组装在一起。采用这种分体式的盘轴组装件，不仅增加了加工周期和成本，降 低了生产率，不易维护保养，而且因采用螺栓联接增加了发动机的重量，不利于实现发动机 结构减重和提高推重比、不利于提高发动机结构的可靠性和寿命。 2009年7月15日公开的中国发明专利说明书CN101480689A公开了一种两相钛合 金盘形锻件的近等温锻造方法，该方法首先采用"低_高_低"工艺制坯，即把合金棒锭加 热到相变点以下30°C 75t:，镦粗；再加热到相变点以上20°C 6(TC，拔长；再加热到相 变点以下30°C 75t:，镦粗冲孔后得到环坯料；最后进行近等温锻时是把环坯料加热到相 变点以上20°C 60°C ，把锻模加热到相变点以下10°C 2(TC后，使环坯料在锻模内与锻模 之间的温差在30°C 80°C的范围内、应变速率在0. 001 s—1 0. 01 s—1范围内、变形量控制在 30 % 50 %范围内 一火锻造成盘形锻件，锻件经热处理后获得了较理想的网蓝组织和高性 能。即该方法仅仅公开了钛合金盘形锻件的近等温锻造方法。而对于航空发动机整体盘轴 类锻件来说，锻件由盘形体和轴颈体通过过渡区连接而成，轴颈体属于细长部位，盘形体与 轴颈体的横截面尺寸差别较大，其成形的难点在于细长的轴颈体部分；再加上TC17等钛合 金组织对热加工工艺较为敏感，锻件在制坯时坯料的原始组织、形状及尺寸如果控制不好 将对锻件最终成形和组织性能产生不利影响；在近等温锻成形过程中，如何有效解决坯料 的定位及填充型腔的速度等问题，将是整体盘轴锻件轴颈体成形的关键和使锻件获得优异 组织、性能的保障。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种使用多火次大变形量制取的带定位孔的变 截面坯料来实现钛合金整体盘轴锻件的近等温锻造方法，该方法通过锻模对变截面坯料 进行定位来实现快速成形，使成形困难的整体盘轴锻件易于成形和获得理想的组织和高性 能。 为解决上述技术问题，本发明钛合金整体盘轴锻件的近等温锻造方法是采用以下 技术方案来实现的 把钛合金棒材按锻件规格下料成一次棒锭并加热到钛合金相变点以下25°C ，按其 厚度0. 7min/mm保温后，再镦粗成一次圆饼，该圆饼厚度是一次棒锭长度的55X，锻后水
3冷； 加热所述一次圆饼到钛合金相变点以上35。C，按其厚度0. 7min/mm保温后，再拔 长回到一次棒锭的长度后锻成一次方坯；加热所述一次方坯到钛合金相变点以下25t:，按 其厚度0. 7min/mm保温后，再把其镦粗并滾圆得到二次圆饼，该圆饼的厚度是一次方坯长 度的55% ; 加热所述二次圆饼到钛合金相变点以下25t:，按其厚度0. 7min/mm保温后，再拔 长回到一次棒锭的长度后锻成二次方坯，加热所述二次方坯到钛合金相变点以下25°C ，按 其厚度0. 7min/mm保温后，再把其镦粗并滾圆得到三次圆饼，该圆饼的厚度是二次方坯长 度的55% ; 加热所述三次圆饼到钛合金相变点以下25t:，按其厚度0. 7min/mm保温后，再拔 长回到一次棒锭的长度锻成三次方坯并滾圆得到圆形坯料，把所述圆形坯料加工成锥形坯 料； 加热所述锥形坯料到钛合金相变点以下25t:，按其厚度0. 7min/mm保温后，把其 放到胎模内锻造使其变形55%后得到一次预锻坯料，在所述一次预锻坯料的顶端面中心加 工出上定位孔，在其底端面中心加工出下定位孔，修圆整后得到二次预锻坯料； 加热锻压机上的上锻模、下锻模和模套到钛合金的相变点以下25t:，在模具型腔
的表面涂上模具润滑剂； 预热所述二次预锻坯料，在其表面均匀喷涂上玻璃润滑剂，再把该坯料加热到相 变点以上35t:后装进模套和下锻模内，所述二次预锻坯料的下定位孔与下锻模的下模凸块 配合并被下模凸块定位； 启动锻压机使其上锻模、模套和下锻模合模，这时，所述二次预锻坯料的上定位 孔与上锻模的上模凸块配合并被上模凸块定位，通过锻压机使锻模对二次预锻坯料施加 40MN 60MN的压力使该坯料在模具型腔内以0. 08mm/s的压下速度变形25%后锻造成为 整体盘轴锻件。 所述整体盘轴锻件锻后进行固溶+时效热处理，所述固溶处理是把该锻件加热到 800°C 士1(TC，保温4h后放进水中迅速冷却，所述时效处理是把固溶处理后的该锻件加热 到630± l(TC ，保温8h后进行空冷。
与现有技术相比，本发明的有益效果如下 本发明通过把合金棒料进行多个火次的大变形量制取钛合金整体盘轴锻件的预 锻坯料，并选择最佳变形量为55%，最佳加热温度为钛合金相变点以下25t:及相变点以上 35t:，最佳保温时间为工件厚度的0. 7min/mm，通过多火次的镦粗、拨长锻方坯，最后进行胎 模锻成预锻坯料；第一火镦粗时把合金加热到相变点以下25t:，第二火拨长时把合金加热 到相变点以上35°C ，以后各火次均在相变点以下25°C 。这样制取的预锻坯料其各部位的组 织中a晶粒能够获得最佳的等轴化均匀细小分布，13晶粒能够获得充分的再结晶使其晶 粒的尺寸和大小较为均匀一致，为后续近等温锻整体盘轴成形的锻件各部位获得理想的网 蓝组织打下了基础，其中锻方坯更有利于细化坯料组织和进行探伤检查坯料内部缺陷，防 止不合格的坯料进入下道工艺；并且在预锻坯料的顶面和底面加工出定位孔有利于后续近 等温锻过程的定位从而实现快速成形。 近等温锻时，把锻模加热到钛合金的相变点以下25t:，把预锻坯料加热到相变点以上35t:，把预锻坯料与锻模之间的温差在6(rc的最佳温度范围内并且被上锻模的上模
凸块和下锻模的下模凸块定位；这样可以保证预锻坯料在40MN 60MN的压力下被锻模以 0. 08mm/s的压下速度只变形25%从而实现了快速成形；并且，这样的成形方式充分促使合 金材料85%以上的变形集中在13区，15%以下的变形在a+l3区进行，使整体盘轴锻件各 部位能够获得最佳的断裂韧性和塑性的匹配，锻件经热处理后其各部位获得了较理想的网 蓝组织和高性能。 经检测，采用TC17钛合金材料制造的上述整体盘轴锻件各部位的室温拉伸性能， 具体如下 对于该锻件的盘形体部位抗拉强度为1180MPa 1190MPa(大于设计使用要求的 1120MPa)，其伸长率为0. 2%时的屈服强度为1150MPa(大于设计使用要求的1030MPa)，断 后伸长率为10% 14% (大于设计使用要求的5%)，断面收縮率为23 29% (大于设计 使用要求的10% )，断裂韧性为66Mpa. ml/2 (大于设计使用要求的54. 9Mpa. ml/2)。
对于该锻件的过渡区部位抗拉强度为1130MPa 1150MPa(大于设计使用要求的 1120MPa)，其伸长率为0. 2%时的屈服强度为lllOMPa(大于设计使用要求的1030MPa)，断 后伸长率为13 15% (大于设计使用要求的5%)，断面收縮率为33% (大于设计使用要 求的10% )，断裂韧性为76Mpa. ml/2 (大于设计使用要求的54. 9Mpa. ml/2)。
对于该锻件轴颈体部位抗拉强度为1160MPa 1180MPa(大于设计使用要求 的1120MPa)，其伸长率为0.2%时的屈服强度为1130MPa 1150MPa(大于设计使用要 求的1030MPa)，断后伸长率为7. 0 9. 5 % (大于设计使用要求的5 % )，断面收縮率为 12% 16% (大于设计使用要求的10% )，断裂韧性为68Mpa.ml/2(大于设计使用要求的 54. 9Mpa. ml/2)。
下面结合附图和具体实施方式
对本发明作进一步详细的说明。 图1是TC17钛合金整体盘轴锻件的变截面坯料的制坯方法工艺状态图。 图2是用于锻造本发明所述钛合金整体盘轴锻件的模具结构图。 图3是图1所示的变截面坯料装进图2所示的模具后的定位状态图。 图4是图2所示的模具近等温锻造成形TC17钛合金整体盘轴锻件的状态图。 图5是TC17钛合金整体盘轴锻件沿其中心线的纵向剖面结构图。 图6是图5所示的TC17钛合金整体盘轴锻件沿中心线纵向剖开后其盘形体部位
的金相组织图。 图7是图5所示的TC17钛合金整体盘轴锻件沿中心线纵向剖开后其过渡区部位 的金相组织图。 图8是图5所示的TC17钛合金整体盘轴锻件沿中心线纵向剖开后其轴颈体部位 的金相组织图。
具体实施例方式
下面以TC17钛合金为例来详细说明本发明的工艺步骤 图1示出了本发明所述钛合金整体盘轴锻件的近等温锻造方法采用七火锻造制坯的工艺步骤，包括以下工艺步骤1 步骤14。
步骤l :如图l所示，把钛合金圆形棒材按锻件规格下料成一次棒锭l，再把一次棒
锭1放到锻造加热炉内加热到钛合金相变点以下25t:，然后保温，保温时间按一次棒锭厚 度O. 7min/mm计算。 步骤2 :把一次棒锭1从锻造加热炉内取出，放到锻压机上镦粗成一次圆饼2，所述 一次圆饼2的厚度是一次棒锭1长度的55%，锻后立即在水中冷却。
上述步骤1 步骤2为第一火锻造。 步骤3 :把上述一次圆饼2放到锻造加热炉内加热到钛合金相变点以上35t:，保 温，保温时间按一次圆饼厚度0. 7min/mm计算。 步骤4 :从锻造加热炉内取出上述一次圆饼2，放到锻压机上再拔长回到一次棒锭
1的长度后锻成一次方坯3。 上述步骤3 步骤4为第二火锻造。 步骤5 :把一次方坯3放到锻造加热炉内加热到钛合金相变点以下25t:，然后保 温，保温时间按一次方坯3厚度0. 7min/mm计算。 步骤6 :把一次方坯3从锻造加热炉内取出，放到锻压机上镦粗并滾圆得到二次圆 饼4，所述二次圆饼4的厚度是一次方坯3长度的55%。
上述步骤5 步骤6为第三火锻造。 步骤7 :把二次圆饼4放到锻造加热炉内加热到钛合金相变点以下25t:，然后保 温，保温时间按二次圆饼4厚度0. 7min/mm计算。 步骤8 :从锻造加热炉内取出上述二次圆饼4，放到锻压机上再拔长回到一次棒锭
1的长度后锻成二次方坯5。 上述步骤7 步骤8为第四火锻造。 步骤9 :把二次方坯5放到锻造加热炉内加热到钛合金相变点以下25t:，然后保 温，保温时间按二次方坯5厚度0. 7min/mm计算。 步骤10 :把二次方坯5从锻造加热炉内取出，放到锻压机上镦粗并滾圆得到三次 圆饼6，所述三次圆饼6的厚度是二次方坯5长度的55%。
上述步骤9 步骤10为第五火锻造。 步骤11 :把三次圆饼6放到锻造加热炉内加热到钛合金相变点以下25°C ，然后保 温，保温时间按三次圆饼6厚度0. 7min/mm计算。 步骤12 :从锻造加热炉内取出上述三次圆饼6，放到锻压机上再拔长回到一次棒 锭1的长度锻成三次方坯7，再把三次方坯7滾圆得到圆形坯料8，把圆形坯料8的下部加 工出锥形面后得到锥形坯料9。
上述步骤11 步骤12为第六火锻造。 步骤13 :把锥形坯料9放到锻造加热炉内加热到钛合金相变点以下25°C ，然后保 温，保温时间按锥形坯料9厚度0. 7min/mm计算。 步骤14 :从锻造加热炉内取出锥形坯料9，放到胎模10内并在锻压机上锻造使其 变形55%后得到一次预锻坯料11。在一次预锻坯料11的顶端面中心加工出半球形的上定 位孔12a，在其底端面中心加工出半球形的下定位孔12b，并去毛边修圆整后得到二次预锻 坯料12。所述变形量={[(预锻坯料沿中心线的纵截面面积)_(锥形坯料沿中心线的纵截面面积)]/[预锻坯料沿中心线的纵截面面积]} X100%。
上述步骤13 步骤14为第七火锻造。 以上采用七个火次制取了二次预锻坯料12，该方案为最佳优选方案，实际生产过 程中，可根据坯料的形状和尺寸适当增减一、两个火次。 图2 图5示出了本发明所述钛合金整体盘轴锻件的近等温锻造工艺步骤，包括 以下工艺步骤15 步骤18。 如图2所示，用于本发明近等温锻的模具包括上锻模13和下锻模15，在上锻模13 和下锻模15之间装有模套14。在上锻模13的底面中心具有用于与二次预锻坯料12的上 定位孔12a配合并能形成锻件16的顶面型腔16a的上模凸块13a，在下锻模15的上表面中 心具有用于与二次预锻坯料12的下定位孔12b配合并能形成整体盘轴锻件16的底面型腔 16b的下模凸块15b，所述下模凸块15b可在下锻模15内上下移动以便于锻件取模。上锻模 13、模套14和下锻模15合模后形成模具型腔14'。 步骤15 :通过安装在锻压机上的环形电炉把上锻模13、下锻模15和模套14加热 到TC17钛合金的相变点以下25°C，在由上锻模13、模套14和下锻模15形成的模具型腔 14'的表面涂上模具润滑剂，所述模具润滑剂由石墨乳剂、二硫化钼和机油乳剂配比而成。
步骤16 :如图3所示，把二次预锻坯料12预热至表面温度达30(TC左右，在其表面 均匀喷涂上玻璃润滑剂，再把该坯料12加热到相变点以上35t:后装进模套14和下锻模15 内，二次预锻坯料12的下定位孔12b与下锻模15的下模凸块15b配合并被下模凸块15b定 位。 步骤17 :如图4所示，启动锻压机使上锻模13、模套14和下锻模15合模，在合模 过程中，二次预锻坯料12的上定位孔12a与上锻模13的上模凸块13a配合并被上模凸块 13a定位，通过锻压机使锻模对二次预锻坯料12施加40MN 60MN的压力使该坯料12在模 具型腔14'内以0. 08mm/s的压下速度使其变形25%后锻造成为如图5所示的整体盘轴锻 件16。所述整体盘轴锻件16的上部为盘形体16、其下部为轴颈体162，在盘形体161和轴 颈体162之间相接的部位为过渡区16°，在所述盘形体161的顶盘面中心具有圆形状的盘面 盲孔16a，在所述轴颈体162的底面中心具有圆形状的轴底盲孔16b。所述变形量的计算方 法与上述步骤14相同。 步骤18 :锻后对整体盘轴锻件16进行热处理，即固溶+时效处理。其中固溶处理
是把整体盘轴锻件16加热到800°C ± l(TC ，保温4h后放进水中迅速冷却(水淬)；时效处
理是把固溶处理后的整体盘轴锻件16加热到630士1(TC，保温8h后进行空冷。 上述锻造过程中，始锻温度为各步骤的加热温度，终锻温度^ 750°C。 在采用TC17钛合金材料进行锻造时，经检测，其相变点为895°C 。 图6为整体盘轴锻件16沿中心线纵向剖开后其盘形体161部位的金相组织图(显
微镜下放大500倍)，a条为细针状，大部分a条长宽比> 10，分布均匀并呈网兰编织状
排列，晶界破碎且较薄。 图7为整体盘轴锻件16沿中心线纵向剖开后其过渡区16°部位的金相组织图(显 微镜下放大500倍)，a条为细针状，大部分a条长宽比> 10，分布均匀并呈网兰编织状 排列，晶界破碎且较薄。 图8为整体盘轴锻件16沿中心线纵向剖开后其轴颈体162部位的金相组织图(显
7微镜下放大500倍)，a条为细针状，大部分a条长宽比> 10，分布均匀并呈网兰编织状 排列，晶界破碎且较薄。 从图6、图7和图8可以看出，整体盘轴锻件16各部位组织均匀一致。 经检测，采用TC17钛合金材料制造的上述整体盘轴锻件16各部位的室温拉伸性
能如下 对于盘形体161 :抗拉强度为1180MPa 1190MPa，其伸长率为0. 2%时的屈服强度 为1150MPa，断后伸长率为10 % 14X，断面收縮率为23 29X，断裂韧性为66Mpa.m1/2。
对于过渡区16° :抗拉强度为1130MPa 1150MPa，其伸长率为0. 2%时的屈服强度 为lllOMPa，断后伸长率为13 15%，断面收縮率为33%，断裂韧性为76Mpa.ml/2。
对于轴颈体162 :抗拉强度为1160MPa 1180MPa，其伸长率为0. 2%时的屈服强度 为1130MPa 1150MPa，断后伸长率为7. 0 9. 5%，断面收縮率为12% 16%，断裂韧性 为68Mpa. m1/2。
权利要求
一种钛合金整体盘轴锻件的近等温锻造方法，其特征在于，包括以下步骤把钛合金棒材按锻件规格下料成一次棒锭并加热到钛合金相交点以下25℃，按其厚度0.7min/mm保温后，再镦粗成一次圆饼，该圆饼厚度是一次棒锭长度的55％，锻后水冷；加热所述一次圆饼到钛合金相变点以上35℃，按其厚度0.7min/mm保温后，再拔长回到一次棒锭的长度后锻成一次方坯；加热所述一次方坯到钛合金相变点以下25℃，按其厚度0.7min/mm保温后，再把其镦粗并滚圆得到二次圆饼，该圆饼的厚度是一次方坯长度的55％；加热所述二次圆饼到钛合金相变点以下25℃，按其厚度0.7min/mm保温后，再拔长回到一次棒锭的长度后锻成二次方坯，加热所述二次方坯到钛合金相变点以下25℃，按其厚度0.7min/mm保温后，再把其镦粗并滚圆得到三次圆饼，该圆饼的厚度是二次方坯长度的55％；加热所述三次圆饼到钛合金相变点以下25℃，按其厚度0.7min/mm保温后，再拔长回到一次棒锭的长度锻成三次方坯并滚圆得到圆形坯料，把所述圆形坯料加工成锥形坯料；加热所述锥形坯料到钛合金相变点以下25℃，按其厚度0.7min/mm保温后，把其放到胎模内锻造使其变形55％后得到一次预锻坯料，在所述一次预锻坯料的顶端面中心加工出上定位孔，在其底端面中心加工出下定位孔，修圆整后得到二次预锻坯料；加热锻压机上的上锻模、下锻模和模套到钛合金的相变点以下25℃，在模具型腔的表面涂上模具润滑剂；预热所述二次预锻坯料，在其表面均匀喷涂上玻璃润滑剂，再把该坯料加热到相变点以上35℃后装进模套和下锻模内，所述二次预锻坯料的下定位孔与下锻模的下模凸块配合并被下模凸块定位；启动锻压机使其上锻模、模套和下锻模合模，这时，所述二次预锻坯料的上定位孔与上锻模的上模凸块配合并被上模凸块定位，通过锻压机使锻模对二次预锻坯料施加40MN～60MN的压力使该坯料在模具型腔内以0.08mm/s的压下速度变形25％后锻造成为整体盘轴锻件。
2. 根据权利要求1所述的近等温锻造方法，其特征在于所述整体盘轴锻件锻后进行 固溶+时效热处理，所述固溶处理是把该锻件加热到800°C ± l(TC ，保温4h后放进水中迅 速冷却，所述时效处理是把固溶处理后的该锻件加热到630± l(TC ，保温8h后进行空冷。
全文摘要
本发明公开了一种钛合金整体盘轴锻件的近等温锻造方法，为获得带定位孔的变截面坯料以实现锻造过程快速成形，该方法通过多火次的镦粗、拨长锻方坯，最后进行胎模锻和机加工制取预锻坯料；近等温锻时，把锻模加热到钛合金的相变点以下25℃，把预锻坯料加热到相变点以上35℃，把预锻坯料与锻模之间的温差控制在60℃的最佳温度范围内，所述预锻坯料在锻造时被上锻模的上模凸块和下锻模的下模凸块定位，所述预锻坯料在40MN～60MN的压力下被锻模以0.08mm/s的压下速度变形25％快速锻造成形为组织和性能较为优异的钛合金整体盘轴锻件。该方法主要用于航空发动机的压气机盘及与其组装的前轴颈等大型锻件的整体成形。
文档编号B21J5/00GK101758159SQ200910102898
公开日2010年6月30日 申请日期2009年11月27日 优先权日2009年11月27日
发明者叶俊青, 张华 , 舒毅, 谢永富, 郭浩 申请人:贵州安大航空锻造有限责任公司