一种航空飞机叶片模锻成型方法技术

本发明专利技术公开了一种航空飞机叶片模锻成型方法，属于飞机部件的处理技术领域

【技术实现步骤摘要】
一种航空飞机叶片模锻成型方法


[0001]本专利技术涉及飞机部件的处理
，具体涉及一种航空飞机叶片模锻成型方法
。

技术介绍

[0002]随着航空发动机的性能及使用要求不断提高
,
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；钛合金材料具有优良的综合性能，其密度小
、
比强度高以及具有较好的韧性和焊接性等一系列优点
。
钛的比强度高于铝合金和钢，韧性也与钢铁相当，已被广泛应用于航空航天
、
石油化工及舰船工业等领域
。
钛合金在航空发动机中主要用于制造风扇和压气机盘
、
叶片
、
机匣等零件，以及各种类型的紧固件，其使用量在航空航天工业中超过
70
％，用钛合金代替结构钢，可以实现减轻零件重量约
30
％
。
压气机叶片作为航空发动机的关键零件之一，其结构复杂
、
精度高
、
加工工艺复杂
、
数量多，一般来说，叶片的加工工作量占整台发动机加工工作量的
30
～
40
％
。
压气机叶片必须具有优良的冶金性能
、
精确的尺寸
、
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
。
[0003]现有的工艺对锻造过程各火次热处理温度均是统一划分的，并无分段处理，且锻件在只有一火的情况下，转移时间对于钛合金锻件而言较长，转移时间过长导致钛合金坯料外层温度过低，再与温度较低的模具型腔接触后，锻件局部温度下降更快，使得锻件在变形的过程中，局部温度较低的地方产生开裂和损伤，降低锻造成品率
。
且三道锻造仅喷涂一次玻璃润滑剂，在后面两次模锻过程中降低保温效果，且对锻后脱模也造成一定的难度，会进一步延长锻件转移时间，降低锻件温度，提高锻件变形抗力，使材料在锻造过程中发生开裂等问题
。
[0004]钛合金的主要锻造特点是它的化学性质活泼，极易吸氢和吸氧，从而形成表面脆化层
、
降低塑性；另外，在锻造过程中金属流动产生的金属表面会牢牢地粘附在模具表面上，导致锻件和模具同时报废
。
因此，模锻必须涂覆玻璃防护润滑剂将锻件和模具隔开；涂覆玻璃防护润滑剂后，坯料与模具的摩擦系数大幅度下降，使锻造压力降低，缓解了钛合金变形抗力高的不利因素；此外，坯料涂覆玻璃防护润滑剂后还减少毛坯的温降和防止或减少锻件表面形成脆化层，降低锻件性能
。

技术实现思路

[0005]为解决上述
技术介绍
中存在的问题，本专利技术提供一种航空飞机叶片模锻成型方法，包括以下步骤：
[0006]S1、
坯料下料：
[0007]将坯料两端面倒角，再置于炉温为
150
～
180℃
的电炉中，保温
30
～
60min
；
[0008]S2、
一次喷涂：
[0009]保温后取出，并在坯料的表面均匀喷涂玻璃润滑剂，玻璃润滑剂的涂层厚度为
0.03
～
0.05mm
，喷涂完成后至玻璃润滑剂自然干燥固化，得到处理料；
[0010]S3、
顶锻；
[0011]将温装炉预热至
T
β
‑
40℃
，然后将处理料放入温装炉，保温
28
～
32min
，然后放入预热好的模具中，进行顶锻，得到顶锻件；其中，所述
T
β
为坯料的相变点温度；
[0012]S4、
二次喷涂：
[0013]对顶锻件进行二次喷涂，将顶锻件置于炉温为
150
～
180℃
的电炉中保温
30
～
60min
，取出后在顶锻件的表面喷涂玻璃润滑剂，玻璃润滑剂的涂层厚度为
0.03
～
0.05mm
，喷涂完成后至玻璃润滑剂自然干燥固化，得到顶锻料；
[0014]S5、
顶锻料加热：
[0015]将温装炉预热至
T
β
‑
40℃
，然后放入顶锻料，保温
35
～
40min
；将顶锻料放入预热好的模具中，进行预锻，得到预锻件，顶锻料出炉到锻造完成的操作时间小于等于
15s
；
[0016]S6、
预锻件处理：
[0017]将预锻件抛光打磨，进行尺寸腐蚀，单边腐蚀量为
0.07
～
0.1mm
；然后对预锻件进行三次喷涂，将预锻件置于炉温为
150
～
180℃
的电炉中保温
30
～
60min
，取出后在预锻件的表面喷涂玻璃润滑剂，玻璃润滑剂的涂层厚度为
0.03
～
0.05mm
，喷涂完成后至玻璃润滑剂自然干燥固化；
[0018]S7、
预锻件加热与终锻：
[0019]根据原材料相变点温度
T
β
，确定步骤
S6
处理后的预锻件加热温度，并进行恒温加热
16
～
22min
，然后放入预热好的模具中，进行终锻，得到终锻件，终锻件出炉到锻造完成的操作时间不超过
10s。
[0020]说明：本锻造方法通过对叶片生产过程中各火次温度作出细致划分，能够按照锻件结构及材料变相温度取其热处理系数，控制温度在相变点以下，使锻件保持较低的变形抗力，针对性地确定热处理时间与温度；按照变形量相对应的设定锻造过程中螺旋压力机的打击能量；从而使得到的终锻件获得均匀的组织状态和良好的力学性能，可以满足使用要求，且产物的成品率较高
。
[0021]进一步地，所述确定步骤
S6
处理后的预锻件加热温度确定方法为：当
T
β
≤980℃
时，预锻件加热温度为
T
β
‑
40℃
；当
980℃<T
β
≤990℃
时，预锻件加热温度为
940℃
；当
T
β
>990℃
时，预锻件加热温度为
950℃。
[0022]说明：通过上述利用材料的变相点温度设定加热温度的方式，控制温度在相变点以下，锻件保持较低的变形抗力，使形成的组织在不降低塑性
,
热稳定性的条件下，提高了材料的屈服强度
、
高温蠕变性能
、
低周疲劳寿命
、本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种航空飞机叶片模锻成型方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、
坯料下料：将坯料两端面倒角，再置于炉温为
150
～
180℃
的电炉中，保温
30
～
60min
；
S2、
一次喷涂：保温后取出，并在坯料的表面均匀喷涂玻璃润滑剂，玻璃润滑剂的涂层厚度为
0.03
～
0.05mm
，喷涂完成后至玻璃润滑剂自然干燥固化，得到处理料；
S3、
顶锻；将温装炉预热至
T
β
‑
40℃
，然后将处理料放入温装炉，保温
28
～
32min
，然后放入预热好的模具中，进行顶锻，得到顶锻件；其中，所述
T
β
为坯料的相变点温度；
S4、
二次喷涂：对顶锻件进行二次喷涂，将顶锻件置于炉温为
150
～
180℃
的电炉中保温
30
～
60min
，取出后在顶锻件的表面喷涂玻璃润滑剂，玻璃润滑剂的涂层厚度为
0.03
～
0.05mm
，喷涂完成后至玻璃润滑剂自然干燥固化，得到顶锻料；
S5、
顶锻料加热：将温装炉预热至
T
β
‑
40℃
，然后放入顶锻料，保温
35
～
40min
；将顶锻料放入预热好的模具中，进行预锻，得到预锻件，顶锻料出炉到锻造完成的操作时间小于等于
15s
；
S6、
预锻件处理：将预锻件抛光打磨，进行尺寸腐蚀，单边腐蚀量为
0.07
～
0.1mm
；然后对预锻件进行三次喷涂，将预锻件置于炉温为
150
～
180℃
的电炉中保温
30
～
60min
，取出后在预锻件的表面喷涂玻璃润滑剂，玻璃润滑剂的涂层厚度为
0.03
～
0.05mm
，喷涂完成后至玻璃润滑剂自然干燥固化；
S7、
预锻件加热与终锻：根据原材料相变点温度
T
β
，确定步骤
S6
处理后的预锻件加热温度，并进行恒温加热
16
～
22min
，然后放入预热好的模具中，进行终锻，得到终锻件，终锻件出炉到锻造完成的操作时间不超过
10s。2.
如权利要求1所述的一种航空飞机叶片模锻成型方法，其特征在于，步骤
S7
中，所述确定步骤
S6
处理后的预锻件加热温度的确定方法为：当
T
β
≤980℃
时，预锻件加热温度为
T
β
‑
40℃
；当
980℃<T
β
≤990℃
时，预锻件加热温度为
940℃
；当
T
β
>990℃
时，预锻件加热温度为
950℃。3.
如权利要求1所述的一种航空飞机叶片模锻成型方法，其特征在于，还包括：步骤
S8、
对终锻件进行后加工：
S8
‑
1、
将终锻件在模具中采用余热切边，完成切边控制在锻后
15s
内；对切边后的终锻件进行抛丸
、
打磨
、
抛丸，至表面无缺陷污垢，得到切边件；
S8
‑
2、
对切边件放入到温装炉中进行加热，温装炉内温度为
830
～
870℃
，保温
10
～
15min
；
S8
‑
3、
取出切边件，采用模具进行校正，锻件出炉到锻造完成的操作时间小于等于
10s
；然后采用抛丸进行表面...

【专利技术属性】
技术研发人员：王言眸，杨鹏，曾鑫辉，刘丹，蒋立，王世超，
申请(专利权)人：陕西长羽航空装备股份有限公司，
类型：发明
国别省市：