本发明涉及一种gh4169超高强度抗疲劳螺栓加工方法，属于航空航天用超高强度抗疲劳螺栓制造加工领域。
背景技术：
航空航天用gh4169（inconel718）螺栓一般都是1275mpa级别应力型和疲劳型螺栓，随着航空航天飞行装备性能的不断升级换代，追求螺栓高强度、高抗疲劳、高耐腐蚀等性能需求越发强烈，由于gh4169（inconel718）高温合金材料是所有高温合金材料中应用最为广泛的合金牌号，因此开发此类螺栓材料的首选就是gh4169（inconel718）。另外，西方制造强国对超高强度抗疲劳螺栓制造技术领域研究非常重视，特别是飞机重要对接部位的超高强度螺栓制造技术一直被国外垄断，尤其是针对gh4169（inconel718）1600mpa级别以上的抗疲劳螺栓制造技术开发。但是，我国目前还未突破强度在1600mpa以上的gh4169（inconel718）超高强度抗疲劳螺栓的制造技术瓶颈。
针对这一问题，本发明提供一种gh4169（inconel718）超高强度抗疲劳螺栓加工方法，很好的解决了上述技术瓶颈，具有广袤的推广价值。
技术实现要素：
本发明的目的在于：提供一种gh4169超高强度抗疲劳螺栓加工方法，以解决我国目前还未突破强度在1600mpa以上的gh4169（inconel718）超高强度抗疲劳螺栓的制造技术瓶颈的问题。
为解决上述问题，拟采用这样一种gh4169超高强度抗疲劳螺栓加工方法，螺栓头部采用热镦精密成型，头部成型后对杆部需加工螺纹部位进行冷变形强化，之后采用标准时效制度进行时效处理，最后进行冷滚压加工螺纹及头下r，经过头部热变形强化+杆部冷变形强化+时效强化+冷滚压强化的四重强化方法实现抗疲劳螺栓室温抗拉强度不低于1600mpa，晶粒度细于等于6级，金属流线连续完整，疲劳指标符合材料标准要求。
前述方法中，gh4169按相应材料标准选择固溶磨光状态料，晶粒度应细于等于6级；
前述方法中，螺栓头部热镦精密成型温度控制在950℃-1100℃范围内，根据螺栓头部的成型难易程度进行合理选择，在确保螺栓头部镦制成形的前提下尽可能选择较低的加热温度，螺栓头部镦制采用精密静成形技术，控制镦制后的加工去除量，以保证头部以及头杆结合部位的金属流线完整；
前述方法中，头部成型后对杆部需加工螺纹部位进行冷变形强化，冷变形量控制在15%-20%范围内。
与现有技术相比，本发明所述方法成功解决了无法实现强度不低于1600mpa的gh4169（inconel718）超高强度抗疲劳螺栓的制造加工技术瓶颈，可应用于航空航天用gh4169（inconel718）超高强度抗疲劳螺栓领域制造方法上。
附图说明
图1是gh4169（inconel718）超高强度抗疲劳螺栓的主视结构示意图；
图2是图1的左视图；
图3是图2中a-a向的局部剖视图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明，应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
实施例：
gh4169（inconel718）超高强度抗疲劳螺栓如图1至图3所示，螺栓头部采用热镦精密成型：螺栓头部热镦精密成型温度应控制在950℃-1100℃范围内，根据螺栓头部的成型难易程度进行合理选择，在确保螺栓头部镦制成形的前提下尽可能选择较低的加热温度，螺栓头部镦制应采用精密静成形技术，尽可能控制镦制后的加工去除量，以保证头部以及头杆结合部位的金属流线完整；头部成型后对杆部需加工螺纹部位进行冷变形强化，冷变形量应控制在15%-20%范围内；之后采用标准时效制度进行时效处理，最后进行冷滚压加工螺纹及头下r。经过头部热变形强化+杆部冷变形强化+时效强化+冷滚压强化的四重强化方法可保证gh4169（inconel718）抗疲劳螺栓室温抗拉强度不低于1600mpa，晶粒度细于等于6级，金属流线连续完整，疲劳指标符合材料标准要求。