一种大型GH4169涡轮轴的整体模锻方法与流程

本发明属于高温合金的热加工技术领域，涉及一种大型GH4169涡轮轴的整体模锻方法。

背景技术：
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GH4169合金是以体心四方的γ＂和面心立方的γ＇相沉淀强化的镍基高温合金，在-253～700℃温度范围内具有良好的综合性能，650℃以下的屈服强度居变形高温合金的首位，并具有良好的抗疲劳、抗辐射、抗氧化、耐腐蚀性能，以及良好的加工性能、焊接性能和长期组织稳定性，能够制造各种形状复杂的零部件。该合金的组织对热加工工艺特别敏感，掌握合金中相析出和溶解规律及组织与工艺、性能间的相互关系，可针对不同的使用要求制定合理、可行的工艺规程，就能获得可满足不同强度级别和使用要求的各种零件。

航空发动机用GH4169涡轮轴的成型通常采用自由拔长锻造方式或局部拔长与局部(胎)模锻结合的生产方式，组织的整体性、均匀性差，锻件的同轴度、圆柱度及翘曲均难满足技术要求，且材料消耗大，外形不美观。

本发明通过引入局部变形制荒及整体硬包套模锻的锻造方法可大幅改善锻件组织均匀性、整体性及稳定性，并大大提高生产效率。

技术实现要素：
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本发明所要解决的技术问题是：为了解决大型GH4169涡轮轴锻件组织均匀性、整体性、稳定性及尺寸精度差的问题。

本发明的技术方案是：

提供一种大型GH4169涡轮轴整体模锻方法，包括以下步骤：

步骤一、对合金棒料进行加热，加热温度为1000℃～1010℃，加热后通过胎模对棒料一端镦粗为法兰，得到镦粗棒料，镦粗的变形量为30％以上；

步骤二、加热镦粗棒料至1000℃～1010℃，并将棒料未镦粗部分拔长为杆部，拔长后杆部的截面为扁方形；之后对法兰锻压，锻压后法兰的截面为扁圆形，得到荒坯，荒坯相对于镦粗棒料的变形量为20％以上；

步骤三、对荒坯进行机械加工，以确保表面质量，同时保证法兰与杆部为大圆角平滑过渡；

步骤四、对荒坯进行整体包套加热；

步骤五、加热后，在对击锤上对荒坯进行整体模锻，且为一火次成型。

进一步包括如下步骤：

步骤一中的镦粗、步骤二中的拔长以及锻压均采用2500T快锻机。

步骤二中，拔长时，下压速度为13～15mm/s，锻造加热温度在1000℃～1010℃之间。

步骤一和步骤二中的终锻温度控制在910℃以上。

步骤三中的机械加工包括：缺陷去除、棱角平整、过渡圆角圆滑。

步骤五中的对击锤为630KJ，且步骤五中的加热温度为1000℃～1010℃之间。

本发明中，经过胎模局部镦粗头部、局部拔长杆部、局部压扁头部及整体硬包套模锻的锻造工序，锻件可有效达到组织高的均匀性、高的整体性、高的稳定性以及外形美观等目的。

本发明的有益效果是：常规的大型轴类锻件生产方法(自由拔长或自由拔长与局部模锻结合方法)生产的锻件组织均匀性、整体性及稳定性都较差，而采用本发明生产的GH4169涡轮轴锻件能很好的弥补常规锻造方法的不足，并大大提高生产效率、减少材料消耗，且锻件外形规整美观。

附图说明

图1为胎模结构示意图；

图2为荒坯结构正视图；

图3为荒坯结构侧视图；

具体实施方式：

下面选取航空某型机涡轮轴锻件的生产研制，对本发明的工艺步骤进行详细的说明。

提供一种大型GH4169涡轮轴整体模锻方法，包括以下步骤：

步骤一、对合金棒料进行加热，加热温度为1000℃～1010℃，加热后通过胎模对棒料一端镦粗为法兰，得到镦粗棒料，镦粗的变形量为30％以上；

步骤二、加热镦粗棒料至1000℃～1010℃，并将棒料未镦粗部分拔长为杆部，拔长后杆部的截面为扁方形；之后对法兰锻压，锻压后法兰的截面为扁圆形，得到荒坯，荒坯相对于镦粗棒料的变形量为20％以上；

步骤三、对荒坯进行机械加工，以确保表面质量，同时保证法兰与杆部为大圆角平滑过渡；

步骤四、对荒坯进行整体包套加热；

步骤五、加热后，在对击锤上对荒坯进行整体模锻，且为一火次成型。

进一步包括如下步骤：

步骤一中的镦粗、步骤二中的拔长以及锻压均采用2500T快锻机。

步骤二中，拔长时，下压速度为13～15mm/s，锻造加热温度在1000℃～1010℃之间。

步骤一和步骤二中的终锻温度控制在910℃以上。

步骤三中的机械加工包括：缺陷去除、棱角平整、过渡圆角圆滑。

步骤五中的对击锤为630KJ，且步骤五中的加热温度为1000℃～1010℃之间。

综上所述，经本发明生产的GH4169涡轮轴锻件的均匀性、整体性及稳定性大大改善，生产效率提高、材料消耗大幅减少，且锻件外形规整美观，可满足型号研制任务需要。