[发明专利]一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法

说明书

本发明一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法，属于变形高温合金冷拔材加工技术领域。合金通过采用双联或三联熔炼方法制备，经两阶段高温均匀化热处理后获得各元素均匀分布的铸态组织。GH6159合金冷拔材加工工艺包括：(1)将经均匀化处理的铸锭用快锻机进行镦拔开坯；(2)将经步骤(1)处理后的棒材中间坯进行热轧进一步开坯，使得棒材在冷拔前具有更好的组织状态；(3)将经步骤(2)处理后的棒材进行冷拔处理，其中所用润滑剂为粉末状MoS₂和润滑脂的混合物。本发明所述GH6159合金冷拔材加工工艺具有制备方法简单、组织均匀、力学性能优异、表面质量好、工作效率高、成品率高的优点。

技术领域

本发明属于钴基变形高温合金冷拔材加工技术领域，具体涉及一种航空发动机紧固件用高强钴基变形高温合金冷拔材的加工方法。

背景技术

伴随着航空、航天科技的不断发展，其对紧固件用高温合金材料的服役温度、强度和耐腐蚀性能的要求也逐渐提高，传统的紧固件用变形高温合金如GH4738、GH2132及GH4169等合金的强度或服役温度均很难满足需求。GH6159合金作为一种高强钴基紧固件用变形高温合金材料，冷拔态合金经时效处理后其室温抗拉强度超过1900MPa。因此，相较于其他牌号的高温合金，GH6159合金冷拉棒材在成形过程中选择合理的均匀化热处理工艺、开坯锻造工艺、润滑措施以及冷拉工艺等可显著改善合金的成型性能、模具使用寿命以及冷拉棒材的表面质量等，从而提高合金冷拉棒材的成材率和冶金质量。因此，亟需一种能够获得成品率高、表面质量好且组织均匀的紧固件用GH6159合金冷拉棒材加工方法。

发明内容

本发明主要用于提供一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法，该合金在室温及600℃的强度显著优于GH2132合金、GH4141合金、GH4169合金和GH4738合金，可满足先进航空发动机对服役在600℃以下高强紧固件用变形高温合金的需求。

本发明技术方案如下：一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法，包括：

步骤(1)对经双联或三联熔炼制备的GH6159合金铸锭开展两阶段均匀化热处理；

步骤(2)将经步骤(1)处理后的铸锭采用锻造+热轧工艺进行开坯处理，形成棒材；

步骤(3)将经步骤(2)处理后形成的棒材进行固溶处理，随后对经固溶处理后形成的棒料开展冷拔变形加工；

步骤(4)将经步骤(3)处理后的冷拔棒材在无心磨床上进行磨削加工，得到直径在5mm～18mm范围内的GH6159合金冷拉棒材。

步骤(1)中，所述的双联熔炼铸锭采用真空感应熔炼+真空自耗重熔或真空感应熔炼+保护气氛电渣熔炼或真空感应熔炼+真空感应熔炼制备，三联熔炼铸锭采用真空感应熔炼+真空自耗重熔+保护气氛电渣熔炼或真空感应熔炼+真空自耗重熔+真空自耗重熔+保护气氛电渣熔炼制备。

步骤(1)中所述两阶段均匀化热处理，第一阶段均匀化热处理温度为1140℃～1155℃，保温时间为6～8h，第二阶段均匀化热处理温度为1175℃～1190℃，保温时间不小于45h，冷却方式为随炉冷却，炉冷速率不超过0.25℃/min。

步骤(2)中所述锻造+热轧开坯，其中锻造开坯加热温度不高于1180℃，末火变形量不低于15％，停锻温度不低于1080℃，锻造过程回炉温度为1130℃～1180℃；热轧开坯加热温度不超过1160℃，末火轧制变形量不低于10％，停轧温度不低于1050℃，轧制过程回炉温度为1090℃～1160℃，轧制过程总变形量不低于60％。

步骤(3)中所述固溶处理工艺：固溶温度为1030℃～1060℃，保温时间为3h～9h，随后采用水冷方式冷却至室温；所述冷拔变形加工工艺：冷拔过程至少需分成3个道次、总变形量为47％±4％，且各冷拔道次间不可进行退火处理。

冷拔过程3个道次变形量区间为：