一种基于镍基高温合金的航空发动机叶片锻造工艺制造技术

本发明专利技术公开了一种基于镍基高温合金的航空发动机叶片的锻造工艺，属于航空锻造技术领域。工艺步骤如下：下料、棒料涂润滑剂、顶锻加热、顶锻、锻坯清理、锻坯涂润滑剂、终锻加热、终锻、切边、校正加热、校正、锻件清理、热处理和终检。经本发明专利技术锻造工艺锻造的发动机叶片晶粒细小均匀，晶粒度为9‑10级；克服了镍基高温合金在原锻造过程中易出现粗晶和/或混晶现象，且拉伸强度达到200KSI以上；叶片锻件外形完整、无裂纹、折叠等缺陷，机加余量、力学性能、金相组织满足设计要求。为生产晶粒细小均匀，拉伸强度高的镍基高温合金发动机叶片提供新的选择途径；能满足航空发动机叶片形状和尺寸使用要求的叶片锻件产品。

An aero engine blade forging process based on nickel base superalloy

The invention discloses a forging process of an aero engine blade based on a nickel base superalloy, which belongs to the field of Aeronautical forging technology. The process steps are as follows: blanking, bar coating, lubricants, upsetting, heating, upsetting, forging billet cleaning, forging billet, lubricants, finish forging, heating, finishing, trimming, correction heating, correction, forging cleaning, heat treatment and final inspection. The engine blade forging forging process of the invention of grain is fine and uniform grain size is 9 10; overcome the nickel based alloy is easy to appear in the original forging process of coarse grain and / or mixed crystal phenomenon, and the tensile strength can reach above 200KSI; the blade forging a complete shape, no cracks, defects such as folding machine. Margin, microstructure mechanical properties, meet the design requirements. It provides a new way to produce high strength and high strength nickel based superalloy engine blades, and can meet the requirements of aero engine blade shape and size requirements.

【技术实现步骤摘要】
一种基于镍基高温合金的航空发动机叶片锻造工艺
本专利技术涉及一种锻造工艺，更为具体地说，是涉及一种基于镍基高温合金材料的航空发动机叶片的锻造新工艺，属于航空锻造

技术介绍
随着航空发动机的使用及要求不断提高，对作为制造航空发动机叶片材料的性能以及叶片型面要求也越来越高。镍基高温合金(INCO718)是以体心四方的γ”和面心立方的γ’项沉淀强化的镍基高温合金材料，在温度为-253-700℃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首位，并具有良好的抗疲劳、抗辐射、抗氧化、耐腐蚀性能和长期组织稳定性等特性，因此在航空发动机叶片制造领域大量使用；镍基高温合金材料还具有另一特点是其组织对热加工工艺特别敏感。所述镍基高温合金材料在目前的锻造工艺中，锻造出的产品锻件叶片容易出现粗晶和/或混晶现象，因而锻件成品的合格率低，且锻件成品质量差，甚至导致锻件报废。因此，提供一种使用镍基高温合金材料来锻造发动机叶片的新工艺势在必行，使锻造出的产品有效提高批量锻件质量的一致性；提高锻件成品的合格率；以及有效提高锻件成品质量；这也正是本专利技术的任务所在。
技术实现思路
本专利技术的目的正是针对现有技术中所存在的缺陷和不足，提供一种基于镍基高温合金(INCO718)的航空发动机叶片的锻造新工艺，以克服INCO718材料在锻造过程中易出现粗晶和/或混晶的现象；经本专利技术的锻造工艺制备出具有晶粒细小均匀及拉伸强度高的锻件，能够满足航空发动机叶片形状和尺寸使用要求的叶片锻件产品。为实现上述目的，本专利技术是采用由以下技术措施构成的技术方案来实现的。本专利技术所述一种基于镍基高温合金的航空发动机叶片的锻造工艺，按照本专利技术，包括以下工艺步骤：(1)下料：选用经检验合格的镍基高温合金(INCO718)棒料，其棒料尺寸根据所需零件尺寸要求下料，其长度公差控制在±1mm内；(2)涂润滑剂：对下好的棒料进行清理使其表面清洁，之后放入烘箱中，按涂玻璃润滑剂工艺中加热要求加热至110℃±20℃，加热时间15-20分钟；然后从烘箱中取出棒料将其全部浸入调兑好的玻璃润滑剂中涂覆，并在通风处放置1小时以上，得到涂覆好玻璃润滑剂棒料；(3)顶锻加热：将所得棒料放置在特制装料盘上，将装料盘放入锻造炉中，按加热工艺要求，装炉时其炉温温度为1000℃±14℃，保温温度为1000℃±14℃，保温时间为18-40分钟；(4)顶锻：第一工步，从锻造炉中取出坯料至平锻机上进行1次成型，达到所需工艺要求尺寸的锻坯；第二工步，经1次成型后的锻坯返回锻造炉中补充加热8-20分钟，然后从锻造炉中取出锻坯至平锻机进行夹扁，平锻机1次成形，达到所需工艺设计要求尺寸的顶锻件；(5)清理：清除干净顶锻件表面的玻璃润滑剂以及氧化皮；(6)涂润滑剂：将清理干净后顶锻件放入烘箱中，按涂玻璃润滑剂工艺中加热要求加热至110℃±20℃，加热时间15-60分钟，再从烘箱中取出锻坯，将其全部浸入调兑好的玻璃润滑剂中涂覆，并在通风处放置1小时以上，得到涂覆好玻璃润滑剂的顶锻件；(7)终锻加热：把顶锻件放置在特制装料盘上，将其按加热工艺要求到温放入锻造炉，装炉时炉温为1000℃±14℃，保温温度为1000℃±14℃,保温时间为18-40分钟；(8)终锻：从锻造炉中取出顶锻件至螺旋压力机进行终锻，打击次数为1次，达到所需锻件尺寸工艺设计要求及变形量；(9)切边：将终锻后的锻件立即使用切边机进行切边；(10)校正加热：把切边后的锻件放置在特制的装料盘上，将其按加热工艺要求到温放入锻造炉，装炉时炉温为950℃±14℃，保温温度为950℃±14℃,保温时间为10-20分钟；(11)校正：从锻造炉中取出锻件至螺旋压力机进行校正，打击次数为1次，达到所需工艺设计要求的锻件型面和尺寸；(12)锻件清理：再次清除干净锻件表面玻璃润滑剂以及氧化皮；(13)热处理：按常规固溶热处理工艺，在954℃以下装炉，保温温度954℃±14℃，保温时间70～80分钟，出炉空冷，即完成发动机叶片锻造；(14)终检：按终检工序要求，检测锻造好的发动机叶片锻件尺寸，叶片锻件表面质量，叶片锻件截面透光度，以及其金相、力学性能。上述技术方案中，步骤(2)和步骤(6)中所述按涂玻璃润滑剂所述兑好的玻璃润滑剂型号为GDS-17。上述技术方案中，步骤(3)、步骤(7)和步骤(10)中所述特制装料盘是保证在加热过程坯料各处均匀受热，所使用的锻造炉符合AMS2750。上述技术方案中，步骤(4)、步骤(8)和步骤(11)中所述锻坯/锻件从锻造炉中到锻造结束，时间不得超过15秒，以保证终锻温度≥900℃。上述技术方案中，步骤(8)中所述变形量应控制在30％到40％。上述技术方案中，步骤(9)中所述切边时所用温度应低于850℃，补充加热8-10分钟。本专利技术所述一种基于镍基高温合金的航空发动机叶片的锻造工艺具有以下优点及有益技术效果：1、本专利技术所述的锻造工艺，在整个工艺过程中通过两次涂覆玻璃润滑剂，减少加热过程中表面合金元素贫化，降低模具对锻件的激冷作用，有效提高了产品质量。2、本专利技术所述的锻造工艺，在加热过程中，采用特制的高温合金盘装料，炉内各坯料在加热过程中各处均匀受热，有效提高批量锻件质量的一致性。3、本专利技术所述的锻造工艺，采用成型-夹扁的顶锻制坯工艺步骤，使料合理分布，有效提高锻件成品质量。4、本专利技术所述的锻造工艺，在加热保温温度为1000℃±14℃，终锻变形量为30％-40％时，有效的防止加热及锻造过程中材料的粗晶和/或混晶，提高锻件成品的合格率。5、本专利技术所述的锻造工艺，所制得的INCO718叶片锻件，经检测叶片锻件外形完整，表面无裂纹、折叠及压伤等缺陷，经检验，晶粒度满足要求：叶身8级或更细，个别6级；叶柄6级或更细，个别5级；硬度值≤277HB，显微组织无Laves相，叶身型面透光度≤0.5mm。经沉淀热处理后其机械性能达到以下标准：抗拉强度≥200Ksi,屈服强度(0.2％)≥150Ksi,延伸率(4D)≥12％，断面收缩率≥15％,硬度值≥331HB。具体实施方式下面通过实施例对本专利技术进行进一步的具体描述，有必要在此指出的是，所述实施例只是用于对本专利技术作进一步说明，不能理解为是对本专利技术保护范围的任何限制，该领域的技术熟练人员可以根据上述本专利技术的内容做出一些非本质的改进和调整进行实施，但这样的实施应仍属于本专利技术的保护范围。实施例1本实施例以霍尼韦尔航空发动机压气机1级可调静子叶片锻件连续生产100件为例，所用锯床为普通锯床，所用玻璃润滑剂为GDS-17，顶锻所用平锻机为800吨，终锻所用螺旋压力机为2500吨；所述特制装料盘即为为高温合金材料制作的装料盘，底面分布间隔为10mm，直径5mm的孔；所使用的锻造炉符合AMS2750；所述连续生产可调静子叶片锻件100件，其工艺步骤中所述时间为一个时间范围值，前面的锻件所用时间少一些，后面锻件所用时间多一些，就是锻造时控制在所述时间范围内即可。本实施例对基于镍基高温合金的航空发动机叶片的锻造工艺，按照上述所述的锻造工艺步骤进行操作：1)、下料：选用经检验合格直径为22.48mm的AMS5662(INCO718)高温合金棒料，在锯床上下料，量取长度为153±1mm棒料锯断；2)、棒料涂本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于镍基高温合金的航空发动机叶片的锻造工艺，其特征在于包括以下工艺步骤：(1)下料：选用经检验合格的镍基高温合金棒料，棒料尺寸根据所需零件尺寸要求下料，其长度公差控制在±1mm内；(2)涂润滑剂：对下好的棒料进行清理使其表面清洁，之后放入烘箱中，按涂玻璃润滑剂工艺中加热要求加热至110℃±20℃，加热时间15‑20分钟；然后从烘箱中取出棒料将其全部浸入调兑好的玻璃润滑剂中涂覆，得到涂覆好玻璃润滑剂棒料；(3)顶锻加热：将所得棒料放置在特制装料盘上，将装料盘放入锻造炉中，按加热工艺要求，装炉时其炉温温度为1000℃±14℃，保温温度为1000℃±14℃，保温时间为18‑40分钟；(4)顶锻：第一工步，从锻造炉中取出棒料至平锻机上进行1次成型，达到所需工艺要求尺寸的锻坯；第二工步，经1次成型后的返回锻造炉中补充加热8‑20分钟，然后取出锻坯至平锻机进行夹扁，平锻机1次成形，达到所需工艺要求尺寸的顶锻件；(5)清理：清除干净顶锻件表面的玻璃润滑剂以及氧化皮；(6)涂润滑剂：将清理干净后的顶锻件放入烘箱中，按涂玻璃润滑剂工艺中加热要求加热至110℃±20℃，加热时间15‑60分钟，再从烘箱中取出顶锻件，将其全部浸入调兑好的玻璃润滑剂中涂覆，得到涂覆好玻璃润滑剂顶锻件；(7)终锻加热：把顶锻件放置在特制装料盘上，将其按加热工艺要求到温放入锻造炉，装炉时炉温为1000℃±14℃，保温温度为1000℃±14℃,保温时间为18‑40分钟；(8)终锻：从锻造炉中取出顶锻件至螺旋压力机进行终锻，打击次数为1次，达到所需锻件尺寸设计工艺要求及变形量；(9)切边：将终锻后的锻件立即使用切边机进行切边；(10)校正加热：把切边后的锻件放置在特制装料盘上，将其按加热工艺要求到温放入锻造炉，装炉时炉温为950℃±14℃，保温温度为950℃±14℃,保温时间为10‑20分钟；(11)校正：从锻造炉中取出锻件至螺旋压力机进行校正，打击次数为1次，达到所需工艺要求的锻件型面和尺寸；(12)清理：再次清除干净锻件表面的玻璃润滑剂以及氧化皮；(13)热处理：按常规固溶热处理工艺，在954℃以下装炉，保温温度954℃±14℃，保温时间70～80分钟，出炉空冷，即完成发动机叶片锻造；(14)终检：按终检工序要求，检测锻造好的发动机叶片锻件尺寸，叶片锻件表面质量，叶片锻件截面透光度，以及其金相、力学性能。...

【技术特征摘要】
1.一种基于镍基高温合金的航空发动机叶片的锻造工艺，其特征在于包括以下工艺步骤：(1)下料：选用经检验合格的镍基高温合金棒料，棒料尺寸根据所需零件尺寸要求下料，其长度公差控制在±1mm内；(2)涂润滑剂：对下好的棒料进行清理使其表面清洁，之后放入烘箱中，按涂玻璃润滑剂工艺中加热要求加热至110℃±20℃，加热时间15-20分钟；然后从烘箱中取出棒料将其全部浸入调兑好的玻璃润滑剂中涂覆，得到涂覆好玻璃润滑剂棒料；(3)顶锻加热：将所得棒料放置在特制装料盘上，将装料盘放入锻造炉中，按加热工艺要求，装炉时其炉温温度为1000℃±14℃，保温温度为1000℃±14℃，保温时间为18-40分钟；(4)顶锻：第一工步，从锻造炉中取出棒料至平锻机上进行1次成型，达到所需工艺要求尺寸的锻坯；第二工步，经1次成型后的返回锻造炉中补充加热8-20分钟，然后取出锻坯至平锻机进行夹扁，平锻机1次成形，达到所需工艺要求尺寸的顶锻件；(5)清理：清除干净顶锻件表面的玻璃润滑剂以及氧化皮；(6)涂润滑剂：将清理干净后的顶锻件放入烘箱中，按涂玻璃润滑剂工艺中加热要求加热至110℃±20℃，加热时间15-60分钟，再从烘箱中取出顶锻件，将其全部浸入调兑好的玻璃润滑剂中涂覆，得到涂覆好玻璃润滑剂顶锻件；(7)终锻加热：把顶锻件放置在特制装料盘上，将其按加热工艺要求到温放入锻造炉，装炉时炉温为1000℃±14℃，保温温度为1000℃±14℃,保温时间为18-40分钟；(8)终锻：从锻造炉中取出顶锻件至螺旋压力机进行终锻，打击次数为1次，达到所需锻件尺寸设计工艺要求及变形量；(9)切...

【专利技术属性】
技术研发人员：罗啸，尹湘容，温金明，袁本福，陈基东，
申请(专利权)人：中国航发航空科技股份有限公司，
类型：发明
国别省市：四川,51