一种高强耐热铝合金锻件制造工艺的制作方法

本发明涉及铝合金环件成形和热处理工艺，尤其涉及一种适用于2219高强耐热铝合金环锻件的制造工艺。

背景技术

2000系高强高韧铝合金具有密度小、比强度高、热强性好、耐腐蚀、加工性能好、易被回收以及可热处理强化等特点，是飞机和航天器轻量化的首选材料。近年来，航空航天技术的发展对铝合金环锻环的需求日益剧增，对产品组织性能的一致性和稳定性提出了越来越高的要求。生产中，2219铝合金锻件成型并热处理后力学性能不稳定，尤其是径向和轴向伸长率偏低，达不到技术要求，从而导致产品报废，机械加工浪费等较大的经济损失。2219铝合金环锻件主要用作航空、航天及导弹等的连接件，工作时承受较高的温度和较大的动载荷，要求环锻件在切、轴、径三个方向上均具有较高的强塑性，故增加了成型难度。目前国内2219铝合金环锻件的制造工艺是对铝合金进行均匀化退火，重新加热后进行自由锻造、冲孔、扩孔，辗环，接着进行t852热处理，虽然强度得到有效提高，但仍易出现径向伸长率偏低造成产品不合格的情况；此外，成型过程中需多次回炉加热，造成极大的能源消耗。因此，急需从成型工艺和热处理工艺方面解决问题，以满足航空航天领域对其使用要求。

技术实现要素：

本发明针对上述现有生产技术中的缺点，进行了研究改进，提供一种结构合理的高强耐热2219铝合金锻件制造工艺，有效减小了铝合金环锻件组织性能的各向异性，提高了产品的综合力学性能和耐热能力。

为实现上述目的，本发明公开的一种高强耐热铝合金锻件制造工艺，所采用的工艺方案包括以下步骤：

(1)备料：将h112态铝合金圆棒料按照工艺要求锯切,得原材料；

(2)加热：将步骤(1)所得原材料在室温装炉，加热至530±5℃保温4小时；然后降温至490±5℃保温2小时，得均热原材料；

(3)多轴锻造：将步骤(2)所得均热原材料进行锻造，始锻温度为460-490℃，终锻温度≥420℃，在3600t液压机上进行三镦两拔多轴锻造开坯，所述锻造过程为：先z向镦粗1次，然后x向镦拔1次，y向镦拔1次，接着倒棱、滚圆、镦粗、平端面，最后冲孔，得冲孔后坯料；

(4)机加工、加热：将步骤(3)所得冲孔后的坯料空冷至室温，用卧式车床清理环坯内外表面缺陷后，环坯室温装炉，加热至470±5℃后保温2-4h，得环坯；

(5)马架扩孔、加热：利用预热至400±5℃的芯棒将步骤(4)所得环坯扩孔至工艺尺寸，将扩孔后的环坯重新回炉加热至450±5℃后保温2-4h，得回炉环坯；

(6)辗环：利用5米径轴向数控辗环机以0.05mm/s-0.5mm/s的芯辊进给速度在200-450℃温度段内将步骤(5)所得回炉环坯辗环至工艺尺寸，得辗制的环件；

(7)机加工、退火、固溶淬火：将步骤(6)辗制的环件转移至地面平放，待完全冷却后机加工上下端面，将机加工后的环件室温装炉，加热至450±3℃后保温30min后，以50℃/h升温速度继续升温至535±3℃固溶保温3h，淬火水温50-60℃，淬火时间15-20min，淬火转移时间≤10s，得固溶淬火后的环锻件；

(8)冷压变形：将步骤(7)所得固溶淬火后的环锻件进行6-7％轴向冷变形，得冷压后的环锻件；

(9)时效：将步骤(8)所得冷压后的环锻件在170±2℃温度条件下保温10-15h进行时效处理；

优选的本发明所述步骤(2)中从530±5℃降温至500±5℃所用时间为2小时。

优选的本发明所述步骤(3)多轴锻造过程中每次镦拔的变形量为60％-65％，下压速度25-35mm/s。

优选的本发明所述步骤(5)中所述马架扩孔的变形量为冲孔后的环坯到环锻件总变形量的25％-30％。

优选的本发明所述步骤(6)中辗环工艺分三个温度段进行辗制：第一温度段，变形温度420-450℃，芯辊进给速度0.2-0.5mm/s，变形量20％-25％；第二温度段，变形温度300-340℃，芯辊进给速度0.1-0.3mm/s，变形量10％；第三温度段，变形温度200-240℃，芯辊进给速度0.05-0.2mm/s，变形量10％。

优选的本发明所述步骤(8)冷压变形中每两次冷压位置的搭接率≥50％。

优选的本发明所述步骤(3)、(5)、(6)变形时在铝合金环坯和模具表面均匀涂覆具有高吸收率且有润滑作用的纳米润滑剂；

优选的本发明所述铝合金锻件为2219铝合金锻件。

本发明的有益效果：本发明通过优化的多级均热处理技术、多轴锻造开坯技术、马架扩孔技术、分温度段辗环技术、高温短时退火和冷变形技术有效的溶解和破碎晶内、晶界残余相，调控晶内、晶界析出相，提高铝合金环锻件的综合力学性能和耐热能力,本发明通过对h112态(热加工态)挤压棒料进行分级加热处理，多轴锻造开坯，提高马架扩孔时环坯的变形量至25％-30％，且分三个温度段对环坯进行辗制，从而使环锻件变形量一致，且变形充分均匀，在切、轴、径三个方向上均产生较大的塑性变形，有效促进了晶内和晶界粗大残余相的充分破碎和均匀分布，使得合金组织性能的各向异性减小；在后续的高温短时退火和固溶处理促使组织内的第二相实现更好的溶解，变形组织发生再结晶，有效改善了锻件纤维组织的方向性；最后再通过较大的冷压变形和时效处理调控晶内和晶界析出相尺寸和弥散度，使合金各方向的综合力学性能均达标，并较为接近，也有利于提高合金的耐热能力。

附图说明

图1：为本发明的分温度段辗环工艺示意图。

图2：为本发明的热处理工艺示意图。

图3：为本发明热处理后的铝合金环锻件在切、径、轴三个方向的微观组织图，其中(a)为切向；(b)为轴向；(c)为径向。

具体实施方式

下面结合附图，对本发明的实施方式进行详细说明。

实施例1：一种高强耐热2219铝合金锻件制造工艺如下：

(1)备料：将h112态(热加工态)φ300的2219铝合金挤压圆棒料按照工艺要求重量锯切590±5mm，锻造前用记号笔在坯料端面标记，以区分锻造时的三个方向,得原材料；

(2)加热：将步骤(1)所得原材料在室温装炉，按功率(≤150℃/h)升温至530±5℃保温4h，然后经过2小时降温至490±5℃后保温2h进行锻前加热，并保证炉温的均匀性，得均热原材料；

(3)多轴锻造：将步骤(2)所得均热原材料进行锻造，保持始锻温度为460～490℃，终锻温度≥420℃，在3600t液压机上进行三镦两拔多轴锻造开坯，所述锻造过程为：先轴向(z向)镦粗至230±3mm，然后x向拔长至590±3mm、x向镦粗至230±3mm，y向拔长至590±3mm、y向镦粗至230±3mm，接着倒棱、滚圆、z向镦粗至200±3mm，最后用预热至350±5℃的φ200冲头冲孔，并平整上下端面至200±3mm，在多轴锻造过程中上砧板的下压速度均为30mm/s左右，得冲孔后坯料；

(4)机加工、加热：将步骤(3)所得冲孔后的坯料空冷至室温，用卧式车床等清理环坯内外表面及上下端面的氧化皮、分层、折叠和裂纹等缺陷后，环坯室温装炉，加热至470±5℃后保温2.5h，得环坯；(5)马架扩孔、加热：利用预热至400±5℃的ф200mm芯棒对步骤(4)所得环坯进行扩孔至壁厚130±5mm，其中马架扩孔的变形量为冲孔后环坯到环锻件成形总变形量的26％，将扩孔后的环坯重新回炉加热至450±5℃后保温2.5h，得回炉环坯；进行马架扩孔时，尽量提高马架扩孔时环件的径向变形量，减小辗环时的径向变形量，从而降低合金组织性能的各向异性；

(6)辗环：利用5米径轴向数控辗环机以0.05mm/s-0.5mm/s的芯辊进给速度在200-450℃温度段内将步骤(5)所得回炉环坯辗环至工艺尺寸，得辗制的环件；具体分温度段辗制为：第一温度段，环坯出炉后快速转移至辗环机上，在420-450℃温度范围内进行变形量为20％-25％的辗制成形，此阶段的芯辊进给速度为0.2-0.5mm/s；第二温度段，待环坯表面降温至320±5℃时进行变形量为10％的辗制成形，此阶段的芯辊进给速度为0.1-0.3mm/s；第三温度段，待环坯表面降温至220±5℃时进行变形量为10％的辗制成形，此阶段的芯辊进给速度为0.05-0.2mm/s，辗制结束后的热态尺寸为ф950±5mm/ф775±5mm×175±5mm；

(7)机加工、退火、固溶淬火：将步骤(6)辗制的环件转移至地面平放，待完全冷却后机加工上下端面至170±1mm；将机加工后的环件室温装炉，加热至450±3℃后保温30min后，以50℃/h的升温速度继续升温至535±3℃固溶保温3h，固溶后10s内转移至淬火水温为55±2℃水槽中，淬火入水时间为15min，在淬火过程中，水循环系统最大功率开启，并且在环锻件全部浸没的前提下不断上下、左右摆动环锻件保证淬火冷却效果，得固溶淬火后的环锻件；

(8)冷压变形：将步骤(7)所得固溶淬火后的环锻件进行6.4％左右的轴向冷变形，其中每两次砧板下压位置的搭接率≥50％，得冷压后的环锻件；

(9)时效：将步骤(8)所得冷压后的环锻件在170±2℃温度条件下保温12h进行时效处理。

本工艺的成型过程中需要预热所有使用到的模具(包括上、下砧板，冲头、扩孔芯棒，轧辊等)，并在铝合金环坯和模具表面均匀涂覆具有高吸收率且有润滑作用的纳米润滑剂。

如图3所示，是热处理后铝合金环锻件的切向、轴向、径向三个方向的微观组织图，可以观察到铝合金环锻件各个方向的显微组织均达标，晶粒大小均匀，且较为接近。与此同时，对热处理后的铝合金环锻件三个方向进行力学性能测试，其结果如下表1所示：

表1热处理后环锻件力学性能

从以上实验数据可以看出，经上述制造工艺所得铝合金环锻件的抗拉强度达到390mpa以上，屈服强度达到290mpa以上，硬度达到120hb以上，延伸率在4.5％以上，在250℃高温也具有较好的力学性能，三个方向的各项性能均能满足航空航天领域的要求。

以上描述是对本发明的解释，不是对发明的限定，本发明所限定的范围参见权利要求，在本发明的保护范围之内，可以作任何形式的修改。