一种航空发动机用TC17合金β锻轴颈锻件的锻造方法技术

本发明专利技术提供一种航空发动机用TC17合金β锻轴颈锻件的锻造方法，将锻造工艺中等温挤压代替为闭式模锻挤压方式，获得组织及性能优良的TC17合金β锻轴颈锻件。闭式模锻挤压方式与等温锻相比，在锻造设备锻压过程中，通过调整锻造速度、坯料及模具温度，有效保证钛合金在规定锻造温度范围内的变形量。闭式模锻挤压方式保证锻件组织、性能的同时，有效降低模具制作成本，缩短制作周期。上述的锻造方法避免模具费用大、锻造周期长、制作成本高等缺点，能够生产出组织均匀、综合性能优的航空TC17合金β锻轴颈锻件。

Method for forging TC17 alloy beta forged journal forgings for aircraft engines

The present invention provides a method for Aeroengine forging of TC17 alloy forging shaft forging, closed die extrusion was replaced the isothermal forging process of extrusion, TC17 alloy shaft forgings excellent microstructure and properties. Compared with isothermal forging, closed die forging can effectively guarantee the deformation of titanium alloy in the range of specified forging temperature by adjusting the forging speed, billet and die temperature in the forging process. The closed die forging extrusion method ensures the structure and property of the forging, and effectively reduces the cost of the die manufacture and shortens the production cycle. The forging method avoids the defects of large mould cost, long forging cycle and high production cost, and can produce an aviation TC17 alloy forged neck journal forging with excellent uniform organization and comprehensive performance.

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机用TC17合金β锻轴颈锻件的锻造方法
本专利技术涉及一种航空发动机用轴颈类锻件的模锻挤压锻造成形方法，特别是涉及一种航空发动机用TC17合金β锻轴颈锻件的锻造方法。
技术介绍
钛合金作为航空发动机用主要零部件制作材料，得到广泛的应用；TC17合金轴颈作为发动机零部件的主要构成部分，受其工作状况的变化，设计对其组织、性能提出更高的要求；目前TC17合金β锻工艺受到高度重视，由于其结构特点，要保证组织及性能要求锻件各部位具有较大的变形量(应变大于0.5)，同时表面不能产生锻造缺陷，增加了锻造成形的难度。目前通常使用两种钛合金轴颈类锻件的模锻成形方法。一种是把按规格下料的合金棒料经镦粗，再把坯料机加成中间坯尺寸，加热后装进普通开式模型腔内锻造成形，锻造出组织和性能良好的钛合金轴颈类锻件。采用该方法适合于钛合金的常规锻造工艺，很难满足TC17合金β锻工艺对变形量的要求，影响锻件最终的组织、性能及使用状态。另外一种是把按规格下料的合金棒料经镦粗，再把坯料机加成中间坯尺寸，加热后装进等温锻模内锻造挤压成形，锻造出组织和性能良好的钛合金轴颈类锻件。该方法首先需要制作专用高温合金等温锻模具，费用较大，其次采用等温模挤压成形锻件生产周期较长，效率低。采用上述两种方法锻造TC17合金β锻轴颈类锻件时，分别存在质量、周期等问题影响研制进度。因此原有的锻造方法已经无法满足设计及生产任务的要求，必须提出新的TC17合金β锻模锻挤压的锻造方法已满足生产需求，
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是：提供一种闭式模锻挤压方式来实现航空发动机用TC17合金β锻的锻造成形方法，采用该方法能够锻造出表面光滑、组织及性能优良的TC17合金轴颈锻件。为解决上述技术问题，本专利技术提供一种航空发动机用TC17合金β锻轴颈锻件的锻造方法，包括如下步骤:步骤1依据锻件结构特点，利用计算机数值模拟软件，优化荒型设计，完成中间坯的设计及普通锻模具结构设计，通过调整坯料形状，保证锻件各部位对应等效应变大于0.5；步骤2将坯料加热到850℃到865℃之间，采用2500t快锻机将坯料从￠300×740mm镦粗至完成荒坯制作；步骤3将步骤2荒坯按步骤1的中间坯设计进行机加，后加热至200～300℃保温60min，夹持出炉进行全表面润滑剂喷涂，完成中间坯制作；步骤4将预热至250～300℃的闭式挤压模具安装至压机工作台，并对型腔表面进行润滑剂喷涂，同时将步骤3中间坯加热至925℃，转移放入闭式挤压模具内，采用0.5～3mm/s速度，完成终锻锻件的挤压成形。采用上述锻造成形方法锻造成形的TC17合金轴颈锻件，其轮廓尺寸￠600×549mm，投影面积0.28m2，锻件重量150Kg。与现有技术相比，本专利技术的有益效果如下：本专利技术将锻造工艺中等温挤压代替为闭式模锻挤压方式，获得组织及性能优良的TC17合金β锻轴颈锻件。闭式模锻挤压方式与等温锻相比，在锻造设备锻压过程中，通过调整锻造速度、坯料及模具温度，有效保证钛合金在规定锻造温度范围内的变形量。闭式模锻挤压方式保证锻件组织、性能的同时，有效降低模具制作成本，缩短制作周期。上述的锻造方法避免模具费用大、锻造周期长、制作成本高等缺点，能够生产出组织均匀、综合性能优的航空TC17合金β锻轴颈锻件。具体实施方式实施本专利技术所述的航空发动机用TC17合金β锻轴颈锻件的锻造成形方法需要提供坯料、坯料加热炉、压力机、机械手等设备。下面以我国材料牌号为Tc17的钛合金为例来详细说明该方法的具体实施方式：该合金的主要化学元素含量(重量百分比)为：含C量0.02％、含N量0.01％\含H量0.0002％、含O量0.11％、含Al量5.1％、含Sn量2.1％、含Fe量0.034％、含Cr量3.9％、含Mo量4.4％、含Zr量2.0％、其余为Ti。该合金从棒材到生产出合格的航空发动机用TC17合金β锻轴颈锻件的工艺步骤如下：步骤1依据锻件结构特点，利用计算机数值模拟软件(Deform)，优化荒型设计，完成中间坯的设计及普通锻模具结构设计，其目的通过调整坯料形状，实现锻件各部位具有较大的变形量(对应应变大于0.5)。步骤2将坯料加热到规定温度下，采用2500t快锻机机将坯料￠300×740mm镦粗至步骤3首先将步骤2荒坯按专用荒坯图进行机加后加热至200～300℃保温60min，夹持出炉进行全表面润滑剂喷涂。步骤4将预热至250～300℃的挤压模具安装至压机工作台，并对型腔表面进行润滑剂喷涂，同时将步骤3中间坯加热至925℃，转移放入终锻模具内，采用较慢速度(0.5～3mm/s)，完成终锻锻件的挤压成形。采用上述锻造成形方法锻造成形的TC17合金轴颈锻件，其轮廓尺寸￠600×549mm，投影面积0.28m2，锻件重量150Kg。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航空发动机用TC17合金β锻轴颈锻件的锻造方法，其特征在于，包括如下步骤:步骤1依据锻件结构特点，利用计算机数值模拟软件，优化荒型设计，完成中间坯的设计及普通锻模具结构设计，通过调整坯料形状，保证锻件各部位对应等效应变大于0.5；步骤2将坯料加热到850℃到865℃之间，采用2500t快锻机将坯料从￠300×740mm镦粗至

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机用TC17合金β锻轴颈锻件的锻造方法，其特征在于，包括如下步骤:步骤1依据锻件结构特点，利用计算机数值模拟软件，优化荒型设计，完成中间坯的设计及普通锻模具结构设计，通过调整坯料形状，保证锻件各部位对应等效应变大于0.5；步骤2将坯料加热到850℃到865℃之间，采用2500t快锻机将坯料从￠300×740mm镦粗至完成荒...

【专利技术属性】
技术研发人员：王波伟，唐军，薛强，张帅，
申请(专利权)人：陕西宏远航空锻造有限责任公司，
类型：发明
国别省市：陕西,61