[发明专利]一种航空发动机外涵道用TC4钛合金环的制造方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种航空发动机外涵道用TC4钛合金环的制造方法。

背景技术

TC4钛合金具有优良的耐蚀性、小的密度、高的比强度及较好的韧性和焊接性等一系列优点，在航空航天、石油化工、造船、汽车，医药等部门都得到成功的应用。对于普通TC4钛合金锻件，现有技术中的生产工艺较为成熟，而航天发动机外涵道用的TC4钛合金异性环锻件的质量要求高，性能指标要求严格，锻造工艺比较复杂。

目前，航空发动机外涵道用TC4钛合金环的锻造通常采用矩形环，虽然矩形环件的生产更为简单，工艺也更为成熟，但是因为外形尺寸与最终产品的外形相差较远，所以原材料利用率非常低，而且在最终机加的时候会消耗大量的时间。钛合金是贵重的金属原材料，由于利用率低导致大量的浪费将使生产成本大大提高。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机外涵道用TC4钛合金环的制造方法，解决了现有技术中航空发动机外涵道用TC4钛合金环的锻造原材料利用率低的问题。

一种航空发动机外涵道用TC4钛合金环的制造方法，主要包括以下步骤：

（1）下料、加热：

将TC4钛合金坯料倒圆角R20，加热到相变点以下30℃～50℃的变形温度，保温时间按6min/10mm计算；

（2）第一火镦粗、冲孔：

将步骤（1）中的TC4钛合金坯料镦粗至变形30%～40%，以冲头冲孔至孔径为外径的55%～65%，镦粗及冲孔在第一火完成，终锻温度≥850℃；

（3）第二火加热、马架扩孔：

进行第二火加热将冲孔后的坯料加热到相变点以下30℃～50℃的变形温度，加热并保温，时间按6min/10mm计算，以马架扩孔至小孔孔径为小孔外径的75%～80%，大孔孔径为大孔外径的80%～85%，终锻温度≥850℃，趁热回炉，加热时间按实际厚度以6min/10mm计算，保温时间为加热时间的一半；

（4）终轧：

锻件终轧为小孔孔径为小孔外径的92%～94%，大孔孔径为大孔外径的94%～96%，大孔壁倾斜内角为65°～70°，终锻温度≥850℃；

（5）退火：

715℃～725℃保温85min～95min，风冷。

所述步骤（1）中加热到相变点以下30℃。

所述步骤（5）中退火是720℃保温90min，风冷。

本发明的有益效果：与现有技术相比，不采用矩形环，而是采用了外形接近的异形环，并相应配合恰当的制造方法，不仅减少了机加量，提高了材料利用率，减少了机加时间，同时也更好的保护了原有的流线，使产品具备更优越的性能。

附图说明

图1为本发明的流程图；

图2为马架扩孔后孔的切面图；

图3为终轧后孔的切面图。

具体实施方式

为了加深对本发明的理解，下面结合附图和实施例对本发明作进一步详细的描述，但并不构成对本发明保护范围的限定。

TC4钛合金的主要化学成分为：Fe≤0.30，C≤0.10，N≤0.05，H≤0.015，O≤0.20，Al=5.5～6.8，V=3.5～4.5，其余为Ti。

如图1所示，本发明流程包括下料、加热，第一火镦粗、冲孔，第二火加热、马架扩孔，终轧，退火。下面以规格为Ф250×365mm的TC4钛合金坯料为例来详细描述本发明提供的一种航空发动机外涵道用TC4钛合金环的制造方法。

（1）下料、加热：

按规格Ф250×365mm的TC4钛合金棒料，以倒圆角R20的角度下料，加热到相变点以下30℃的变形温度，保温时间按6min/10mm计算。

（2）第一火镦粗、冲孔：

将坯料镦粗至H=180mm，使用的冲头尺寸为Ф150mm，镦粗及冲孔在第一火完成，终锻温度≥850℃。

第一火镦粗的目的主要是进一步细化TC4钛合金组织及预成形。

（3）第二火加热、马架扩孔：

将步骤（2）所得锻件加热到相变点以下30℃的温度，进行第二火加热，保温时间按6min/10mm计算，以马架扩孔使扩孔尺寸为小孔孔径Ф400mm、外径Ф525mm，大孔孔径Ф562mm、外径Ф687mm，大、小孔垂直间距155mm，扩孔后的孔的切面图如图2所示；第二火加热过程中终锻温度≥850℃，趁热回炉按实际厚度以6min/10mm计算，保温时间减半。