【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航空发动机叶片的锻造及热处理，特别地，涉及一种航空发动机tc6钛合金叶片锻件形变热处理工艺方法。
技术介绍
1、当前航空发动机tc6钛合金叶片锻件主流的制坯及热处理工艺为终锻→切边→校正→高温热处理→低温热处理，而tc6钛合金为双相钛合金，相较于近α单相钛合金，在热处理过程受锻造残余应力的释放、叶片自身的重力作用、温度变化引起的热应力及组织转变引起的组织应力等综合作用更容易使叶片发生变形，给后续的校正及机械加工调整带来很大困扰，成为叶片制造中的一大行业共性难题；同时当前的tc6钛合金叶片锻件经过多重热处理，带来较多的辅助工序，增加了人工的劳动量且影响生产效率。
技术实现思路
1、本专利技术旨在提供一种航空发动机tc6钛合金叶片锻件制备方法，将叶片锻件的高温热处理工序合并到变形工序中去实现，缩减生产流程、提升生产效率、降低生产成本及人工劳动量。
2、本专利技术经现场生产验证可大大降低热处理变形，解决了叶片热处理行业多年存在的热处理变形难题。本专利技术采用的技术方案如下：
3、一种航空发动机tc6钛合金叶片锻件制备方法，包括依次实施的终锻工序、校正工序、高温热处理工序和低温热处理工序，且采用以下两种方案之一：
4、取消校正工序，将高温热处理工序提前并与终锻工序合并在一起作为形变热处理工序实施；
5、或者，
6、在终锻工序后，取消校正工序，新增热校形工序并将高温热处理工序提前与热校形工序合并在一起作为形变热处理工序
7、作为一种选择，所述将高温热处理工序提前并与终锻工序合并在一起作为形变热处理工序实施的过程中，终锻的锻造温度为850℃～(tβ-40)℃，锻造加热保温时间为12～60min，当为降低材料的使用强度同时提升使用塑性时，降低其锻造温度或增加锻造加热保温时间，当为提升材料的使用强度同时降低使用塑性时，提高其锻造温度或减少锻造加热保温时间。注意，本文中的tβ均是指tc6向β相转变的相变温度。
8、进一步，所述将高温热处理工序提前并与终锻工序合并在一起作为形变热处理工序实施的过程中，终锻结束之后以不低于空冷的冷速进行单件叶片冷却，叶片锻件从终锻结束到拿出进行空冷的转移时间≤10s。
9、进一步，所述将高温热处理工序提前并与终锻工序合并在一起作为形变热处理工序实施的过程中，终锻的变形量为40％～70％。
10、作为一种选择，所述新增热校形工序并将高温热处理工序提前与热校形工序合并在一起作为形变热处理工序实施的过程中，热校形的变形大小为0.1～0.5mm，热校形温度为850℃～(tβ-40)℃，热校形加热保温时间为12～60min。
11、进一步，所述新增热校形工序并将高温热处理工序提前与热校形工序合并在一起作为形变热处理工序实施的过程中，当为降低材料的使用强度同时提升使用塑性时，降低其热校形温度或增加热校形加热保温时间，当为提升材料的使用强度同时降低使用塑性时，提高其热校形温度或减少热校形加热保温时间。
12、进一步，所述新增热校形工序并将高温热处理工序提前与热校形工序合并在一起作为形变热处理工序实施之前的终锻工序中，终锻的变形量为40％～70％。
13、进一步，所述新增热校形工序并将高温热处理工序提前与热校形工序合并在一起作为形变热处理工序实施结束后，以不低于空冷的冷速进行单件叶片冷却，叶片从形变热处理结束到拿出进行空冷的转移时间≤10s。
14、作为一种选择，所述将高温热处理工序提前并与终锻工序合并在一起作为形变热处理工序实施或者新增热校形工序并将高温热处理工序提前与热校形工序合并在一起作为形变热处理工序实施之后，采用的低温热处理工序为低温退火，低温退火温度在再结晶温度以下进行。
15、进一步，所述低温退火温度取500～650℃，保温时间为90～150min，当为降低材料的使用强度同时提升使用塑性时提高其低温退火温度或增加低温退火加热保温时间，当为提高材料的使用强度同时降低使用塑性时降低其低温退火温度或减少低温退火加热保温时间。
16、与现有技术相比，本专利技术的tc6钛合金叶片锻件制备方法具备以下特点：将叶片锻件的高温热处理工序合并在变形工序中(终锻或热校形)去实现，因此减少了后续高温热处理的过程，也相应地减少了高温热处理衍生的相关辅助工作，缩减生产流程、提升生产效率、降低生产成本及人工劳动量；同时在形变热处理过程因为模具(终锻模具或热校形模具)的封闭作用，并减少了高温热处理单独工序，在之后的低温热处理过程主要为均匀化组织过程而相变过程较少，很大程度地降低了热处理变形，经现场生产验证及高精三坐标测量机检测，采用本专利技术的制备方法后叶片盆、背轮廓变形降低近50％，弯曲变形降低近90％，扭角变形降低近90％。
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1.一种航空发动机TC6钛合金叶片锻件制备方法，包括依次实施的终锻工序、校正工序、高温热处理工序和低温热处理工序，其特征在于：
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机TC6钛合金叶片锻件制备方法，其特征在于：所述将高温热处理工序提前并与终锻工序合并在一起作为形变热处理工序实施的过程中，终锻的锻造温度为850℃～(Tβ-40)℃，锻造加热保温时间为12～60min，当为降低材料的使用强度同时提升使用塑性时，降低其锻造温度或增加锻造加热保温时间，当为提升材料的使用强度同时降低使用塑性时，提高其锻造温度或减少锻造加热保温时间。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机TC6钛合金叶片锻件制备方法，其特征在于：所述将高温热处理工序提前并与终锻工序合并在一起作为形变热处理工序实施的过程中，终锻结束之后以不低于空冷的冷速进行单件叶片冷却，叶片锻件从终锻结束到拿出进行空冷的转移时间≤10s。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机TC6钛合金叶片锻件制备方法，其特征在于：所述将高温热处理工序提前并与终锻工序合并在一起作为形变热处理工序实施的过程中，终锻的变形量
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机TC6钛合金叶片锻件制备方法，其特征在于：所述新增热校形工序并将高温热处理工序提前与热校形工序合并在一起作为形变热处理工序实施的过程中，热校形的变形大小为0.1～0.5mm，热校形温度为850℃～(Tβ-40)℃，热校形加热保温时间为12～60min。
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机TC6钛合金叶片锻件制备方法，其特征在于：所述新增热校形工序并将高温热处理工序提前与热校形工序合并在一起作为形变热处理工序实施的过程中，当为降低材料的使用强度同时提升使用塑性时，降低其热校形温度或增加热校形加热保温时间，当为提升材料的使用强度同时降低使用塑性时，提高其热校形温度或减少热校形加热保温时间。
7.根据权利要求1所述的一种航空发动机TC6钛合金叶片锻件制备方法，其特征在于：所述新增热校形工序并将高温热处理工序提前与热校形工序合并在一起作为形变热处理工序实施之前的终锻工序中，终锻的变形量为40％～70％。
8.根据权利要求1所述的一种航空发动机TC6钛合金叶片锻件制备方法，其特征在于：所述新增热校形工序并将高温热处理工序提前与热校形工序合并在一起作为形变热处理工序实施结束后，以不低于空冷的冷速进行单件叶片冷却，叶片从形变热处理结束到拿出进行空冷的转移时间≤10s。
9.根据权利要求1所述的一种航空发动机TC6钛合金叶片锻件制备方法，其特征在于：所述将高温热处理工序提前并与终锻工序合并在一起作为形变热处理工序实施或者新增热校形工序并将高温热处理工序提前与热校形工序合并在一起作为形变热处理工序实施之后，采用的低温热处理工序为低温退火，低温退火温度在再结晶温度以下进行。
10.根据权利要求9所述的一种航空发动机TC6钛合金叶片锻件制备方法，其特征在于：所述低温退火温度取500～650℃，保温时间为90～150min，当为降低材料的使用强度同时提升使用塑性时提高其低温退火温度或增加低温退火加热保温时间，当为提高材料的使用强度同时降低使用塑性时降低其低温退火温度或减少低温退火加热保温时间。
...【技术特征摘要】
1.一种航空发动机tc6钛合金叶片锻件制备方法，包括依次实施的终锻工序、校正工序、高温热处理工序和低温热处理工序，其特征在于：
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机tc6钛合金叶片锻件制备方法，其特征在于：所述将高温热处理工序提前并与终锻工序合并在一起作为形变热处理工序实施的过程中，终锻的锻造温度为850℃～(tβ-40)℃，锻造加热保温时间为12～60min，当为降低材料的使用强度同时提升使用塑性时，降低其锻造温度或增加锻造加热保温时间，当为提升材料的使用强度同时降低使用塑性时，提高其锻造温度或减少锻造加热保温时间。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机tc6钛合金叶片锻件制备方法，其特征在于：所述将高温热处理工序提前并与终锻工序合并在一起作为形变热处理工序实施的过程中，终锻结束之后以不低于空冷的冷速进行单件叶片冷却，叶片锻件从终锻结束到拿出进行空冷的转移时间≤10s。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机tc6钛合金叶片锻件制备方法，其特征在于：所述将高温热处理工序提前并与终锻工序合并在一起作为形变热处理工序实施的过程中，终锻的变形量为40％～70％。
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机tc6钛合金叶片锻件制备方法，其特征在于：所述新增热校形工序并将高温热处理工序提前与热校形工序合并在一起作为形变热处理工序实施的过程中，热校形的变形大小为0.1～0.5mm，热校形温度为850℃～(tβ-40)℃，热校形加热保温时间为12～60min。
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机tc6钛合金叶片锻件制备方法，其特征在于：所述...
【专利技术属性】
技术研发人员：陆彦良，曹敏，潘柳成，吴永斌，蒋为豪，赵春燕，郭文文，
申请(专利权)人：中国航发贵州黎阳航空动力有限公司，
类型：发明
国别省市：
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