【技术实现步骤摘要】
本申请涉及高温合金环形件锻造，特别地，涉及一种航空发动机深筒薄壁件成型工艺。此外，本申请还涉及一种应用于上述航空发动机深筒薄壁件成型工艺的成型工装。
技术介绍
1、在这一部分中提供的信息是为了一般地呈现本申请的背景的目的。在本部分中描述的程度上，当前署名的专利技术人的工作以及在提交时可能不构成现有技术的描述的各方面，既不明示地也不暗示地被认为是本申请的现有技术。
2、gh4169合金作因其优异的高温性能被广泛应用于航空、航天领域。某航空发动机承力筒，材料为gh4169合金，为深筒薄壁件，壁厚薄，高度高，单个锻件总重量大。由于锻件高度尺寸大，加上gh4169变形抗力大，内孔成形困难，冲孔时内孔尺寸难以保证且容易产生折叠缺陷，且容易变形不均匀产生混晶，请参照说明书附图1，为现有工艺成型的承力筒高倍组织混晶的示意图。
3、为了提高采用gh4196合金深筒薄壁件锻造设备的上限，保证锻件晶粒组织均匀，我们提供一种优化的成型工艺，并配合改良的成型工装，有效提高最终的产品质量。
4、需要说明的是，在上述
技术介绍
部分公开的信息仅用于加强对本申请的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。
技术实现思路
1、鉴于以上技术问题中的至少一项，本申请提供了一种航空发动机深筒薄壁件成型工艺，针对gh4169深筒薄壁件，通过优化成型工艺，可将gh4169深筒薄壁件的成形重量的上限提高，同时，针对镦粗过程变形不均匀的特点，进行镦粗、四方拔长、滚圆
2、同时本申请还提供一种应用于上述航空发动机深筒薄壁件成型工艺的成型工装。
3、根据本申请的一个方面，提供一种航空发动机深筒薄壁件成型工艺，包括以下步骤：
4、s100、根据所需加工成型的深筒薄壁件的尺寸需求，选取gh4169棒材胚料的直径和长度；
5、s200、将胚料置于加热炉中进行预加热，预加热温度为800±10℃，并进行保温168～212min；
6、s300、将完成预加热和保温的胚料进行升温加热，升温至(980～1030)±20℃，随后进行保温101～228min；
7、s400、将升温加热完成的胚料在自由锻锤设备上依次进行镦粗、四方拔长、滚圆、镦粗和冲孔；
8、s500、将胚料进行粗车加工内孔到预设成型尺寸；
9、s600、对粗车完成的胚料进行回炉加热，先预加热，预加热温度为800±10℃，并保温64～104min，随后进行升温加热，升温加热温度为960～1050℃，并保温39～95min；
10、s700、对完成回炉加热的胚料在自由锻锤上进行扩孔，得到gh4169承力筒锻件；
11、s800、对完成扩孔的锻件进行固溶热处理；
12、s900、对完成固溶热处理的锻件取样进行理化试验，理化试验合格的锻件再进行粗车加工到指定尺寸，粗车之后的锻件进行超声波检查是否合格。
13、在本申请的一些实施例中，步骤s400中根据锻件成形所需变形功来选择自由锻设备的打击能量或吨位，而胚料镦粗所需镦粗变形功a的计算公式如下：
14、
15、式中：σs为在相应变形温度和速度下得真实流动应力，单位mpa；d1，h1为坯料的直径和高度，单位mm；d2，h2为坯料镦粗后的直径和高度，单位mm；v为锻件体积，单位mm3。
16、在本申请的一些实施例中，步骤s400中，镦粗时，自由锻设备的打击能量e的计算公式如下：
17、
18、式中：e为自由锻设备所需的打击能量，单位为j；η为打击效率，通常取η＝0.7～0.9。
19、在本申请的一些实施例中，步骤s400中，镦粗时，自由锻设备的锻锤吨位g的计算公式如下：
20、
21、式中：g为重力加速度，g＝9.8/s2；v为锻锤打击速度，通常取v＝5～6m/s。
22、在本申请的一些实施例中，步骤s400中，坯料从加热炉转移到自由锻设备进行锻造，转移时间不得超过15s。
23、在本申请的一些实施例中，步骤s400中，在自由锻锤设备上的锻造过程中应注意锻件温度，用光学高温计或者红外测温仪检测锻件温度，锻件终锻温度不得低于900℃。
24、在本申请的一些实施例中，步骤s400中，在镦粗过程中坯料应不断绕坯料轴心转动，镦粗加工到一半时将胚料进行上下翻转。
25、在本申请的一些实施例中，步骤s800中，锻件≤780℃时进入加热炉，加热温度(770℃～790℃)±10℃，保温2h～4h，随炉升温至(960℃～980℃)±10℃，保温2h～2.5h，随后锻件进行油冷。
26、根据本申请的另一方面，还提供了一种航空发动机深筒薄壁件成型工装，其应用于上述航空发动机深筒薄壁件成型工艺，航空发动机深筒薄壁件成型工装包括正冲冲子和反冲冲子，正冲冲子用于连接冲孔装置以通过正冲冲子对深筒薄壁件胚料进行冲孔，反冲冲子用于连接冲孔装置以通过反冲冲子将深筒薄壁件胚料冲孔的底片冲出。
27、在本申请的一些实施例中，正冲冲子和反冲冲子均为上宽下窄的圆锥台结构，且正冲冲子和反冲冲子的底面和顶面均进行相同角度的倒角，反冲冲子的最小直径小于正冲冲子的直径，反冲冲子的高度高于正冲冲子。
28、本申请具有以下有益效果：
29、本申请航空发动机深筒薄壁件成型工艺针对gh4169深筒薄壁件，通过优化成型工艺步骤和工艺参数，可将gh4169深筒薄壁件的成形重量的上限提高30％以上。同时，针对镦粗过程变形不均匀的特点，进行镦粗、四方拔长、滚圆、镦粗工步使锻件变形均匀，有效保证了锻件晶粒组织均匀。其中四方拔长、滚圆目的使锻件各个方向均受力。另外本申请还提供了自由锻造设备的打击能量或吨位的选择及计算方法，可进一步提高锻造的精度，有效提高产品的生产品质。本申请克服了现有工艺锻件冲孔成形困难，极易产生混晶等问题，经济效益显著。
30、本申请航空发动机深筒薄壁件成型工装同样具有上述有益效果。同时本申请成型工装还能实现更容易冲出冲孔底片的效果，工装结构精简高效，使用十分方便，有利于进一步提高加工的效率。
31、当然，实施本申请的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有优点。除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本申请还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本申请书作进一步详细的说明。
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1.一种航空发动机深筒薄壁件成型工艺，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机深筒薄壁件成型工艺，其特征在于，步骤S400中根据锻件成形所需变形功来选择自由锻设备的打击能量或吨位，而胚料镦粗所需镦粗变形功A的计算公式如下：
3.根据权利要求2所述的一种航空发动机深筒薄壁件成型工艺，其特征在于，步骤S400中，镦粗时，自由锻设备的打击能量E的计算公式如下：
4.根据权利要求2所述的一种航空发动机深筒薄壁件成型工艺，其特征在于，步骤S400中，镦粗时，自由锻设备的锻锤吨位G的计算公式如下：
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机深筒薄壁件成型工艺，其特征在于，步骤S400中，坯料从加热炉转移到自由锻设备进行锻造，转移时间不得超过15S。
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机深筒薄壁件成型工艺，其特征在于，步骤S400中，在自由锻锤设备上的锻造过程中应注意锻件温度，用光学高温计或者红外测温仪检测锻件温度，锻件终锻温度不得低于900℃。
7.根据权利要求1所述的一种航空发动机深筒薄壁件成型
8.根据权利要求1所述的一种航空发动机深筒薄壁件成型工艺，其特征在于，步骤S800中，锻件≤780℃时进入加热炉，加热温度(770℃～790℃)±10℃，保温2h～4h，随炉升温至(960℃～980℃)±10℃，保温2h～2.5h，随后锻件进行油冷。
9.一种航空发动机深筒薄壁件成型工装，其特征在于，航空发动机深筒薄壁件成型工装应用于如权利要求1-8任一项所述的航空发动机深筒薄壁件成型工艺，航空发动机深筒薄壁件成型工装包括正冲冲子(1)和反冲冲子(2)，正冲冲子(1)用于连接冲孔装置以通过正冲冲子(1)对深筒薄壁件胚料进行冲孔，反冲冲子(2)用于连接冲孔装置以通过反冲冲子(2)将深筒薄壁件胚料冲孔的底片冲出。
10.根据权利要求9所述的一种航空发动机深筒薄壁件成型工装，其特征在于，
...【技术特征摘要】
1.一种航空发动机深筒薄壁件成型工艺，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机深筒薄壁件成型工艺，其特征在于，步骤s400中根据锻件成形所需变形功来选择自由锻设备的打击能量或吨位，而胚料镦粗所需镦粗变形功a的计算公式如下：
3.根据权利要求2所述的一种航空发动机深筒薄壁件成型工艺，其特征在于，步骤s400中，镦粗时，自由锻设备的打击能量e的计算公式如下：
4.根据权利要求2所述的一种航空发动机深筒薄壁件成型工艺，其特征在于，步骤s400中，镦粗时，自由锻设备的锻锤吨位g的计算公式如下：
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机深筒薄壁件成型工艺，其特征在于，步骤s400中，坯料从加热炉转移到自由锻设备进行锻造，转移时间不得超过15s。
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机深筒薄壁件成型工艺，其特征在于，步骤s400中，在自由锻锤设备上的锻造过程中应注意锻件温度，用光学高温计或者红外测温仪检测锻件温度，锻件终锻温度不得低...
【专利技术属性】
技术研发人员：邓科，雷雪峰，郑理，田永建，黄阳，白杰，郭胜，张强，丁琪，
申请(专利权)人：中国航发南方工业有限公司，
类型：发明
国别省市：
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