[发明专利]一种航空航天用GH99合金细晶强化方法

说明书

本发明公开了一种航空航天用GH99合金细晶强化方法，其技术方案包括以下步骤：S1、准备原材料；S2、包括第一阶段改锻和第二阶段改锻，第一阶段改锻：原材料镦粗和拔长，锻造温度范围1130～1185℃，单道次变形量控制在38～47％；第二阶段改锻：锻造温度范围控制在1115～1155℃，单道次变形量控制在38～47％；S3、镦粗和冲孔，锻造温度控制在1080～1130℃，单道次变形量≥50％；S4、进行碾环得到锻件，包括第一火碾环和第二火碾环，两次碾环锻造温度均控制在1055～1185℃，单道次变形量均控制在35～45％；S5、固溶温度为1080～1120℃，保温时间为1～2h，冷却到室温；S6、锻件时效处理温度为900℃，保温时间为4～6h，冷却到室温，本发明优点在于粉碎合金中的粗晶组织，提高锻件的平均晶粒度，充分发挥细晶强化的作用。

技术领域

本发明涉及航空航天合金强化技术领域，尤其涉及一种航空航天用GH99合金细晶强化方法。

背景技术

随着步入二十一世纪我国在航空航天领域，我国在航空航天领域都得到长足的进步，航空发动机是航空器的心脏，过去一直是制约我国飞行器制造的瓶颈。航空发动机中存在密密麻麻的翼片，喷气式发动机可以产生几十吨的推力，这些力作用于空气来推动飞机前进，也就是意味着涡轮的叶片上承受巨大的作用力，并且发动机主要是通过燃烧产生的帜热的气体与冷空气混合产生的气压差来产生推力，气压差越大，推力越大；要提高发动机性能，就要气压差变大，让燃烧温度尽可能的高，对材料耐热性为主其他性能也有着极高的要求。

GH99是一种高合金化的固溶时效强化型合金，具有较高的高温性能，可以在900℃以下长期使用，最高工作温度可以达到1000℃，其主要适用于制造发动机燃烧室和加力燃烧室。该类合金为粗晶组织，一般使用情况下对晶粒度没有特殊要求，但是随着航空航天发动机服役条件要求越来越高，因此对该类合金提出了晶粒度细化要求，而这与其材料特性相违背，很难实现晶粒度均匀的要求。目前GH99由于其化学成分设计特点，导致其固溶温度较高，而在较高的温度条件下，GH99的晶粒度很容易急剧长大，导致晶粒度不合格。

发明内容

针对上述现有技术的缺点，本发明的目的是提供一种航空航天用GH99合金细晶强化方法，其优点在于在保证GH99在高温固溶后，最大程度上粉碎合金中的粗晶组织，提高锻件的平均晶粒度，充分发挥细晶强化的作用。

本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：

一种航空航天用GH99合金细晶强化方法，包括以下步骤：

S1、准备原材料；

S2、原材料改锻，包括第一阶段改锻和第二阶段改锻，第一阶段改锻：原材料镦粗和拔长，原材料的锻造温度范围控制在1130～1185℃，镦粗和拔长的单道次变形量控制在38～47％；第二阶段改锻：原材料的锻造温度范围控制在1115～1155℃，镦粗和拔长的单道次变形量控制在38～47％；

S3、原材料进行镦粗和冲孔，锻造温度控制在1080～1130℃，单道次变形量≥50％；

S4、原材料进行碾环得到锻件，包括第一火碾环和第二火碾环，两次碾环锻造温度均控制在1055～1185℃，两次碾环的单道次变形量均控制在35～45％；

S5、锻件固溶，固溶温度为1080～1120℃，保温时间为1～2h，冷却到室温；

S6、锻件时效处理，锻件时效处理温度为900℃，保温时间为4～6h，最后冷却到室温。

进一步的，在步骤S2的第一阶段改锻中，原材料的锻造温度范围控制在1150～1180℃，镦粗和拔长的单道次变形量控制在40～45％。

进一步的，在步骤S2的第二阶段改锻中，原材料的锻造温度范围控制在1120～1150℃，镦粗和拔长的单道次变形量控制在40～45％。