一种变形高温合金叶片锻件及其精锻方法技术

本发明专利技术公开了一种变形高温合金叶片锻件及其精锻方法，包括以下步骤：S1、将高温合金棒料在950~1150℃下保温8~60min，挤压；S2、在910~1060℃下加热8~60min，镦头；S3、在910~1060℃下加热6~60min，预锻；S4、在910~1060℃下加热4~60min，终锻，得到终锻件；发明专利技术还公开了一种采用上述精锻方法得到的变形高温合金叶片锻件，本发明专利技术的优点是实现基于新型镍基高温合金GH4169D材质的叶片锻件的精密锻造成型，获得的GH4169D合金叶片能够满足航空发动机叶片形状尺寸和650℃~750℃高温下的性能要求，满足了由于航空发动机的性能及使用要求不断提高对叶片材料承温能力的要求。

【技术实现步骤摘要】
一种变形高温合金叶片锻件及其精锻方法
本专利技术涉及发动机叶片锻造加工的
，更具体地说，它涉及一种变形高温合金叶片锻件及其精锻方法。
技术介绍
为了满足航空发动机高性能、高安全性、高可靠性以及长寿命的要求，航空发动机叶片必须具有优良的冶金性能、准确的尺寸、优秀的表面完整性，因此压气机叶片制造技术属于制造业中及其复杂的技术之一。镍基合金是指在650～1000℃高温下有较高的强度与一定的抗氧化腐蚀能力等综合性能的一类合金，镍基高温合金在航空发动机零部件制备具有广泛的应用。但是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，因此镍基高温合金材料在目前的锻造工艺中，锻造的锻件产品容易出现粗晶或混晶等组织缺陷。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。目前，航空发动机叶片加工方法主要采用模锻成形或精锻成形的方法。普通模锻工艺如申请公布号为CN107598068A的中国专利公开了一种基于镍基高温合金的航空发动机叶片锻造工艺，其工艺步骤包括下料、涂润滑剂、顶锻加热、顶锻、清理、涂润滑剂、终锻加热、终锻、切片、校正加本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种变形高温合金叶片锻件的精锻方法，其特征在于，包括以下步骤：/nS1、挤压：将变形高温合金棒料加热，加热温度为950~1150℃，保温8~60min，然后挤压成型，得到挤压件，冷却，挤压比在2~12之间；/nS2、镦头：将挤压件回炉加热，加热温度为910~1060℃，加热时间为8~60min，然后镦头成型获得镦头件，冷却；/nS3、预锻：将镦头件回炉加热，加热温度为910~1060℃，加热时间为6~60min，然后进行预锻，预锻时叶根变形量为10~50%，叶身截面变形量为30~80%；/nS4、终锻：将预锻件回炉加热，加热温度为910~1060℃，加热时间为4~60min，然后进行终锻，...

【技术特征摘要】
1.一种变形高温合金叶片锻件的精锻方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、挤压：将变形高温合金棒料加热，加热温度为950~1150℃，保温8~60min，然后挤压成型，得到挤压件，冷却，挤压比在2~12之间；
S2、镦头：将挤压件回炉加热，加热温度为910~1060℃，加热时间为8~60min，然后镦头成型获得镦头件，冷却；
S3、预锻：将镦头件回炉加热，加热温度为910~1060℃，加热时间为6~60min，然后进行预锻，预锻时叶根变形量为10~50%，叶身截面变形量为30~80%；
S4、终锻：将预锻件回炉加热，加热温度为910~1060℃，加热时间为4~60min，然后进行终锻，终锻时叶根变形量为10~50%，叶身截面变形量为30~90%，得到终锻件。


2.根据权利要求1所述的一种变形高温合金叶片锻件的精锻方法，其特征在于，步骤S1中变形高温合金选用GH4169D合金，GH4169D合金棒料的化学成分如下：Zr：0.001～0.1wt%，C：≤0.1wt%，Cr：12～20wt%，Mo：≤4wt%，W：≤6wt%，Co：5～12wt%，Fe：≤14wt%，Nb：4～8wt%，Al：0.6～2.6wt%，Ti：0.4～1.4wt%，P：0.003～0.03wt%，B：0.003～0.015wt%，余量为Ni。


3.根据权利要求1所述的一种变形高温合金叶片锻件的精锻方法，其特征在于，步骤S1、S2和S3中，棒材、挤压件或...

【专利技术属性】
技术研发人员：王民庆，杜金辉，邓群，刘辉，朱勤天，胡日，吴玉博，王知颖，
申请(专利权)人：北京钢研高纳科技股份有限公司，钢铁研究总院，
类型：发明
国别省市：北京;11