[发明专利]一种基于镍基高温合金的航空发动机叶片锻造工艺

摘要

本发明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。

主权项

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次成型后的锻坯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；步骤(2)和步骤(6)中所述兑好的玻璃润滑剂型号为GDS‑17；步骤(4)和步骤(8)中所述锻坯或锻件从出锻造炉到锻造结束，为保证终锻温度≥900℃，时间不得超过15秒。