[发明专利]一种航空发动机用大型异形低压涡轮机匣壳体制造方法

摘要

本发明公开了一种航空发动机用大型异形低压涡轮机匣壳体制造方法，是将GH4169合金坯料倒角R20mm，采用845～855℃、975～985℃、1015～1025℃三段加热的方式对坯料进行加热，每个加热段的保温时间按照6min/10mm来计算，再经过镦粗、冲孔、胀孔、马架扩孔，最终锻件成形而制成。本发明采用大型异型轴承环件超临界轧制技术取代传统的矩形环轧制，零件金属流线完整，无需大量机械加工，性能优越；材料利用率高，节约原材料消耗；制造成本低、制造周期短；基本消除产品内部组织应力，保障产品在后续加工的性能。

主权项

一种航空发动机用大型异形低压涡轮机匣壳体制造方法，包括下料、加热、敦粗、冲孔、胀孔等，其特征在于：采用大型异型轴承环件超临界轧制技术取代传统的矩形环轧制，主要包括以下步骤：（1）下料、加热：将GH4169合金坯料倒角R20mm，采用加热温度为845～855℃、975～985℃、1015～1025℃的三段加热的方式对坯料进行加热，每个加热段的保温时间按照6min/10mm来计算；（2）镦粗、冲孔、胀孔：将坯料沿轴向镦粗至长度为原长度的44%～46%，以冲头进行冲孔，胀孔至一端孔孔径为另一端孔孔径的72%～74%；（3）马架扩孔：进行马架扩孔使大孔的内径为外径的80%～85%，小孔的内径为外径的75%～80%，小孔内径为大孔内径的55%～60%；（4）锻件成形：锻件成形尺寸为大孔半径为大孔外半径的90%～95%，小孔内半径为小孔外半径的85%～90%，小孔半径为大孔半径的75%～80%。