[发明专利]一种TiB/7050铝基复合材料锻件的锻造方法

说明书

本发明公开一种TiB/7050铝基复合材料锻件的锻造方法，包括以下步骤：将坯料加热到410℃～460℃，对坯料进行镦拔，变形量30～35％，形成荒坯；将荒坯加热至300～480℃保温，保温系数1.0～1.3min/mm，然后转移放入预热至250～300℃的预锻模具内，采用1～5mm/s的下压速度，完成预锻件的成形；将预锻件加热至300～480℃，保温系数1.0～1.3min/mm，然后转移放入预热至400～480℃的等温终锻模具内，采用0.5～3mm/s的下压速度，完成终锻件的成形。本发明的方法将普通预锻和等温终锻结合起来，充分克服了铝基复合材料塑性差、难变形的困难，可获得组织及性能优良的TiB/7050铝基复合材料风扇叶片锻件，从而通过锻造方式，实现了铝基复合材料在发动机风扇叶片零件的应用。

技术领域

本发明涉及一种航空发动机用锻件的锻造成形方法，特别涉及TiB/7050铝基复合材料锻件的锻造方法。

背景技术

铝基复合材料是随着航空航天领域对材料的高强度、低密度的要求要求而出现的，其特点在于通过颗粒增强基体合金，产生界面吸收能量、阻碍裂纹的扩展，提高材料的弹性模量和强度。TiB/7050铝基复合材料就是其中的一种，它通过TiB化合物使得合金产生颗粒强化，使得合金的室温强度达到690Mpa。伴随着航空发动机用推重比不断的提高，通过选材减重不容忽视，航空发动机风扇叶片部件零部件材料备受关注。

目前通常使用航空发动机风扇叶片部件零部件材料主要为钛合金，主要考虑其室温下具有较高的强度和塑性，伴随着铝基复合材料的研制，试验结果表明该合金综合性能满足风扇叶片的使用要求，与钛合金相比，可减少近一半的重量。对实现航空发动机高推重比、高性能具有重要的意义。然而伴随着铝基复合材料强度的提高，塑性相比明显降低，材料的热加工难度增加，从而限制其推广及应用。

发明内容

鉴于现有技术的上述情况，本发明的目的是提供一种TiB/7050铝基复合材料的锻造方法，采用该方法能够锻造出表面光滑、组织及性能优良的TiB/7050铝基复合材料锻件。

本发明的上述目的是利用以下的技术方案实现的：

一种TiB/7050铝基复合材料锻件的锻造方法，包括以下步骤：

将坯料加热到410℃～460℃，对坯料进行镦拔，变形量30～35％，形成荒坯；

将荒坯加热至300～480℃保温，保温系数1.0～1.3min/mm，然后转移放入预热至250～300℃的预锻模具内，采用1～5mm/s的下压速度，完成预锻件的成形；

将预锻件加热至300～480℃，保温系数1.0～1.3min/mm，然后转移放入预热至400～480℃的等温终锻模具内，采用0.5～3mm/s的下压速度，完成终锻件的成形。

进一步地，终锻件成形时的下压速度为1mm/s，这样，锻件表面完整性及充型效果较理想。

进一步地，终锻件成形时，预锻件的加热温度为420℃，这样，TiB/7050铝基复合材料塑性较好，利于成形。

所述方法还可包括在终锻前，对预锻件进行切除毛边及吹砂清理，然后预热至150～200℃，进行表面喷涂润滑剂。

本发明的方法将普通预锻和等温终锻结合起来，充分克服了铝基复合材料塑性差、难变形的困难，可获得组织及性能优良的TiB/7050铝基复合材料风扇叶片锻件，从而通过锻造方式，实现了铝基复合材料在发动机风扇叶片零件的应用。

具体实施方式

为了更清楚地理解本发明的目的、技术方案及优点，下面结合实施例，对本发明进行进一步详细说明。