技术领域本发明属于锻造技术领域，涉及一种马氏体时效钢盘轴一体化锻件的成形方法。
背景技术：
航空传动部件用材主要为马氏体时效型超高强度钢，马氏体时效钢是钢中强度最高的钢类，同强度级别相当的其它超高强度钢相比韧性较高，是现有材料中具有最高强韧性配比的钢种，常用于航空发动机风扇轴和低压涡轮轴等部件的制造。目前航空传动部件用锻件均为盘轴一体化成形，这样可避免分体成形再焊接带来的组织不均匀、应力集中等问题，但增加了锻件的成形、以及冶金难度。为保障锻件再结晶的充分进行，传统的马氏体时效钢盘轴一体化锻件终锻温度选择在820～870℃，均为多火次成形(镦盘部1火、拔杆1-2火)，为避免盘部(相比于杆部有效厚度小)长时间空烧问题，常采用先拔杆部、后镦盘部的工艺思路。传统工艺最大的弊端在于将锻件镦盘与拔杆工序分火次进行，这样以来就存在锻件局部空烧问题，而空烧较容易带来锻件晶粒粗大，强度、塑性指标不合格等冶金问题，并且拔杆后锻件长度大为增加，给后续火次锻件加热及镦盘部工序带来很大的工艺困难。
技术实现要素：
本发明要解决的技术问题是：传统工艺将锻件镦盘与拔杆工序分火次进行，存在锻件局部空烧问题。本发明的技术方案是：为实现1火次完成盘轴一体化锻件成形，避免锻件局部空烧，并降低锻件生产工艺难度，采取的技术方案是：将传统马氏体时效钢锻件终锻温度由820～870℃调整至750℃，并改变传统先拔杆后镦盘工艺为先镦盘后拔杆，再在锻件变形过程中采取有效保护措施，确保在满足终锻温度的前提下一火次完成锻件成形。具体锻造方法包括如下步骤：步骤1：棒料加热，选择1020～1100℃的锻件加热温度，终锻温度设定为750℃；在棒料加热过程中采用高温棉进行包套，减少棒料出炉后转移以及锻造过程中的热损失；步骤2：镦盘-拔杆工序，坯料出炉后选用先镦盘部、后拔杆部的成形思路，镦盘在专用胎模中完成，完成后锻件出胎模迅速用保温棉将盘部包套，并调转锻件方向，夹持盘部进行拔杆；步骤3：拔杆保温措施：在步骤2中的拔杆过程中，对锻件不间断地覆盖保温棉，以减少锻件与锤砧之间的热传导及锻件向空间的热辐射；步骤4：快锻打圆，经大变形拔杆后利用设备的快锻功能进行杆部整形打圆，连续的快速持续变形可基本维持锻件表面温度。步骤5：完成锻造工序。经过以上技术方案可实现在750℃的终锻温度以上完成马氏体时效钢盘轴一体化锻件的变形过程，由于1火次成形避免了锻件局部空烧，不但提高了锻件组织均匀性，组织还更为细小，保证了锻件的冶金质量。本发明有益效果是：通过调整锻件终端温度，改变传统先拔杆后镦盘的工艺为先镦盘后拔杆，锻造过程中采取有效保温措施并发挥设备快锻功能，实现了大型盘轴一体化锻件1火成形，不仅避免了锻件的局部空烧，提高了锻件组织均匀性及性能水平，还大大减少了成形火次，取得了明显的节能效益，同时还避免了先拔杆后镦盘过程中，锻件过长导致的坯料加热和镦盘困难。本发明的工艺方案可操作性强，适于推广，使盘轴一体化锻件特别是长度超过2000mm的大型盘轴一体化锻件制备工艺得到了明显改进。具体实施方式下面通过具体实施例对本发明进行进一步的详细说明：某型航空发动机低压涡轮轴锻件用材为C250超高强度钢，锻件长度2115mm，盘部直径φ410mm，杆部直径φ150，锻件重量370Kg，下料重量413Kg，棒料选用φ250×1080规格。该锻件加热温度为1040℃，锻件终锻温度设为750℃，棒料保温100min后出炉用保温棉进行快速包套，包套后回炉加热至保温时间，加热完成后于专用胎模进行镦盘，完成镦盘后迅速取出锻件并用保温棉将盘部进行包套，夹持盘部进行杆部拔长，杆部拔长时不断利用事先备好的长条形保温棉覆盖锻件，保证压力变形过程中锤砧与锻件之间始终垫有保温棉，减少锻件表面热损失，大变形完成后利用2500t压力机快锻功能进行杆部整形打圆，整个锻造过程用时约14min，锻件终端温度783℃，满足终锻温度要求.经上述1火成形工艺制备的低压涡轮轴锻件经标准化热处理后进行理化性能检测，检测结果均符合相关技术要求，锻件组织均匀，整体晶粒度处于6～7级，未出现传统多火次工艺制备的锻件局部晶粒度超标(低于6级)问题，该工艺开创了大型盘轴一体化锻件1火成型的先例，实现了提升锻件质量的同时提高生产效率，同时由于大大减少了锻造火次，取得了明显的节能效益。