本申请涉及合金锻造，具体涉及一种gh4065a合金涡轮盘及其制备方法。
背景技术：
1、涡轮盘是航空发动机的关键零件之一，由于其工作环境恶劣，需长时间承受高温、高压及高机械负荷，而且一旦失效，将直接影响发动机的安全运行。因此，用于航空发动机涡轮盘件的性能要求通常更加苛刻。
2、然而，在涡轮盘的制造过程中，由于涡轮盘锻件的尺寸较大，不同部位的变形条件差别也较大，从而导致锻件的晶粒组织均匀性差，严重影响涡轮盘的疲劳性能与持久塑性，大大缩短涡轮盘的使用寿命。
3、因此，提高涡轮盘锻件的低周疲劳性能、同时改善涡轮盘锻件的裂纹拓展速率对于提升涡轮盘的使用寿命具有重要意义。
技术实现思路
1、为了改善涡轮盘锻件的低周疲劳性能与裂纹拓展速率，从而提高涡轮盘的使用寿命，本申请提供一种gh4065a合金涡轮盘及其制备方法。
2、第一方面，本申请提供的gh4065a合金涡轮盘的制备方法，采用如下的技术方案：一种gh4065a合金涡轮盘的制备方法，包括以下步骤：熔炼、制备棒坯、预锻、终锻、热处理；
3、预锻：首先将棒坯加热至900-1150℃，并在上述温度下保温2-16h，然后转移至模锻机进行预锻，转移时间为10-120s，预锻变形量为30-80％；
4、终锻：将预锻后的棒坯加热至900-1150℃，并在上述温度下保温2-16h，然后转移至模锻机进行终锻，终锻完成后，在900-1150℃保温2-10h；其中，转移时间为10-120s，终锻变形量为30-60％，模锻机的下压速度为1-20mm/s。
5、本申请提供一种gh4065a合金涡轮盘的制备方法，该制备方法通过优化调整锻造工艺条件，从而获得了一种晶粒尺寸大小均匀、纯净度高的gh4065a合金涡轮盘锻件，利用gh4065a合金涡轮盘锻件制得的gh4065a合金涡轮盘具备优异的高温拉伸性能、高温蠕变性能、低周疲劳性能和较低的裂纹扩展速率，将该涡轮盘用于航天发动机，能够大大延长发动机的服役年限。
6、本申请中，术语“预锻变形量”是指棒坯在预锻前后的直径增加量。术语“终锻变形量”是指棒坯在终锻前后的直径增加量。
7、在一些实施方案中，所述预锻变形量可以为50-60％或60-80％。
8、在一个具体的实施方案中，所述预锻变形量还可以为50％、60％、80％。
9、在一些实施方案中，所述终锻变形量可以为30-50％或50-60％。
10、在一个具体的实施方案中，所述终锻变形量还可以为30％、50％、60％。
11、在一些实施方案中，所述终锻步骤中模锻机的下压速度可以为5-10mm/s、5-15mm/s、5-20mm/s、10-15mm/s、10-20mm/s或15-20mm/s。
12、在一个具体的实施方案中，所述终锻步骤中模锻机的下压速度还可以为5mm/s、10mm/s、15mm/s或20mm/s。
13、可选地，所述熔炼包括真空感应冶炼、电渣重熔冶炼、电渣锭退火和真空自耗重熔。
14、可选地，所述电渣锭退火包括两个阶段；第一阶段的退火温度为300-500℃，保温时间为4-6h；第二阶段的退火温度为800-100℃，保温时间为10-15h。
15、本申请中，通过在两个温度下依次对电渣锭进行退火处理，能够有效去除应力集中现象，既防止冷裂，同时改善材料的热塑性。
16、在一些实施方案中，所述第一阶段的退火温度可以为300-400℃或400-500℃。
17、在一个具体的实施方案中，所述第一阶段的退火温度还可以为300℃、400℃或500℃。
18、在一些实施方案中，所述第一阶段的保温时间可以为4-5h或5-6h。
19、在一个具体的实施方案中，所述第一阶段的保温时间还可以为4h、5h或6h。
20、在一些实施方案中，所述第一阶段的退火温度可以为800-900℃或900-1000℃。
21、在一个具体的实施方案中，所述第一阶段的退火温度还可以为800℃、900℃或1000℃。
22、在一些实施方案中，所述第一阶段的保温时间可以为8-16h或10-15h。
23、在一个具体的实施方案中，所述第一阶段的保温时间还可以为8h、10h或15h。
24、可选地，所述第一阶段至第二阶段的升温速率≤70℃/h。
25、本申请中，通过控制第一阶段至第二阶段的升温速率，能够保证铸锭不产生应力集中，既能防止冷裂，同时改善材料的热塑性。
26、在一些实施方案中，所述第一阶段至第二阶段的升温速率可以为40-50℃/h、40-60℃/h、40-70℃/h、40-80℃/h、50-60℃/h、50-70℃/h、50-80℃/h、60-70℃/h、60-80℃/h或70-80℃/h。
27、在一个具体的实施方案中，所述第一阶段至第二阶段的升温速率还可以为40℃/h、50℃/h、60℃/h、70℃/h或80℃/h。
28、可选地，，所述热处理采用固溶+时效的热处理工艺；所述固溶的温度为900-1150℃，时间为1-3h，时效的温度为600-800℃，时间为8-16h。
29、可选地，所述棒坯在预锻之前需要进行软包套，具体步骤为：向棒坯表面涂抹润滑剂，向陶瓷纤维毯上涂抹玻璃粉；然后将陶瓷纤维毯包裹在棒坯表面。
30、可选地，所述热处理完成之后需要进行预旋转。
31、第二方面，本申请提供一种采用gh4065a合金涡轮盘的制备方法制得的gh4065a合金涡轮盘。
32、综上所述，本申请具有以下有益效果：
33、1.本申请提供一种gh4065a合金涡轮盘的制备方法，该制备方法包括熔炼、制备棒坯、预锻、终锻、热处理等步骤，通过调整预锻与终锻步骤的工艺参数，显著提高涡轮盘锻件低周疲劳性能，同时改善高压涡轮盘锻件裂纹扩展速率和组织均匀性，将该涡轮盘用于航天发动机，能够大大延长发动机的服役年限。
34、2.本申请通过进一步控制电渣锭退火步骤中工艺参数在以下范围：第一阶段的退火温度为300-500℃，保温时间为4-6h；第二阶段的退火温度为800-100℃，保温时间为10-15h；第一阶段至第二阶段的升温速率≤70℃/h；获得的涡轮盘锻件的高温拉伸性能与蠕变性能更加优异。
1.一种gh4065a合金涡轮盘的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：熔炼、制备棒坯、预锻、终锻、热处理；
2.根据权利要求1所述的gh4065a合金涡轮盘的制备方法，其特征在于，所述熔炼包括真空感应冶炼、电渣重熔冶炼、电渣锭退火和真空自耗重熔。
3.根据权利要求2所述的gh4065a合金涡轮盘的制备方法，其特征在于，所述电渣锭退火包括两个阶段；第一阶段的退火温度为300-500℃，保温时间为4-6h；第二阶段的退火温度为800-100℃，保温时间为10-15h。
4.根据权利要求3所述的gh4065a合金涡轮盘的制备方法，其特征在于，所述第一阶段至第二阶段的升温速率≤70℃/h。
5.根据权利要求1所述的gh4065a合金涡轮盘的制备方法，其特征在于，所述热处理采用固溶处理+时效处理；所述固溶处理的温度为900-1150℃，时间为1-3h，时效处理的温度为600-800℃，时间为8-16h。
6.根据权利要求1所述的gh4065a合金涡轮盘的制备方法，其特征在于，所述棒坯在预锻之前需要进行软包套，具体步骤为：向棒坯表面涂抹润滑剂，向陶瓷纤维毯上涂抹玻璃粉；然后将陶瓷纤维毯包裹在棒坯表面。
7.根据权利要求1-6中任一项所述的gh4065a合金涡轮盘的制备方法，其特征在于，其特征在于，所述热处理完成之后需要进行预旋转。
8.一种利用权利要求1-7中任一项所述的gh4065a合金涡轮盘的制备方法制得的gh4065a合金涡轮盘。