[发明专利]一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法

权利要求书

1.一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法，其特征在于，包括：

步骤(1)对经双联或三联熔炼制备的GH6159合金铸锭开展两阶段均匀化热处理；

步骤(1)中，所述的双联熔炼铸锭采用真空感应熔炼+保护气氛电渣熔炼或真空感应熔炼+真空感应熔炼制备，三联熔炼铸锭采用真空感应熔炼+真空自耗重熔+保护气氛电渣熔炼或真空感应熔炼+真空自耗重熔+真空自耗重熔+保护气氛电渣熔炼制备；

步骤(2)将经步骤(1)处理后的铸锭采用锻造+热轧工艺进行开坯处理，形成棒材；

步骤(2)中所述锻造+热轧开坯，其中锻造开坯加热温度不高于1180℃，末火变形量不低于15％，停锻温度不低于1080℃，锻造过程回炉温度为1130℃～1180℃；热轧开坯加热温度不超过1160℃，末火轧制变形量不低于10％，停轧温度不低于1050℃，轧制过程回炉温度为1090℃～1160℃，轧制过程总变形量不低于60％；

步骤(3)将经步骤(2)处理后形成的棒材进行固溶处理，随后对经固溶处理后形成的棒料开展冷拔变形加工；

步骤(3)中所述固溶处理工艺：固溶温度为1030℃～1060℃，保温时间为3h～9h，随后采用水冷方式冷却至室温；所述冷拔变形加工工艺：冷拔过程至少需分成3个道次、总变形量为47％±4％，且各冷拔道次间不可进行退火处理；冷拔过程3个道次变形量区间为：第1道次变形量区间为18％～20％，第2道次变形量区间为15％～18％，第3道次变形量区间为10％～15％；

步骤(3)中，所述冷拔过程中需采用润滑剂进行润滑处理；所述润滑剂为粉末状MoS₂和润滑脂的混合物；

步骤(4)将经步骤(3)处理后的冷拔棒材在无心磨床上进行磨削加工，得到直径在5mm～18mm范围内的GH6159合金冷拉棒材。

2.依据权利要求1所述一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法，其特征在于：步骤(1)中所述两阶段均匀化热处理，第一阶段均匀化热处理温度为1140℃～1155℃，保温时间为6～8h，第二阶段均匀化热处理温度为1175℃～1190℃，保温时间不小于45h，冷却方式为随炉冷却，炉冷速率不超过0.25℃/min。

3.依据权利要求1所述一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法，其特征在于：润滑脂采用将脂肪酸直接皂化的方法进行制备，MoS₂与润滑脂的体积比为(0.5～1.5):1。

4.依据权利要求3所述一种航空发动机紧固件用高强钴基GH6159合金冷拔材加工方法，其特征在于：MoS₂与润滑脂的体积比为1:1。