[發明專利]一種航空發動機緊固件用高強鈷基GH6159合金冷拔材加工方法

有效

• 申請號: 202010424941.3
• 申請日: 2020-05-19
• 公開（公告）號: CN111940522B
• 公開（公告）日: 2022-08-09
• 發明（設計）人: 王濤;萬志鵬;李釗;韋康;姜嘉贏;張勇;肖程波
• 申請（專利權）人: 中國航發北京航空材料研究院
• 主分類號: B21C1/16
• 分類號: B21C1/16;B21C9/02;B21C37/04;C22F1/10
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 王迪

1.一種航空發動機緊固件用高強鈷基GH6159合金冷拔材加工方法，其特征在于，包括：

步驟(1)對經雙聯或三聯熔煉制備的GH6159合金鑄錠開展兩階段均勻化熱處理；

步驟(1)中，所述的雙聯熔煉鑄錠采用真空感應熔煉+保護氣氛電渣熔煉或真空感應熔煉+真空感應熔煉制備，三聯熔煉鑄錠采用真空感應熔煉+真空自耗重熔+保護氣氛電渣熔煉或真空感應熔煉+真空自耗重熔+真空自耗重熔+保護氣氛電渣熔煉制備；

步驟(2)將經步驟(1)處理后的鑄錠采用鍛造+熱軋工藝進行開坯處理，形成棒材；

步驟(2)中所述鍛造+熱軋開坯，其中鍛造開坯加熱溫度不高于1180℃，末火變形量不低于15％，停鍛溫度不低于1080℃，鍛造過程回爐溫度為1130℃～1180℃；熱軋開坯加熱溫度不超過1160℃，末火軋制變形量不低于10％，停軋溫度不低于1050℃，軋制過程回爐溫度為1090℃～1160℃，軋制過程總變形量不低于60％；

步驟(3)將經步驟(2)處理后形成的棒材進行固溶處理，隨后對經固溶處理后形成的棒料開展冷拔變形加工；

步驟(3)中所述固溶處理工藝：固溶溫度為1030℃～1060℃，保溫時間為3h～9h，隨后采用水冷方式冷卻至室溫；所述冷拔變形加工工藝：冷拔過程至少需分成3個道次、總變形量為47％±4％，且各冷拔道次間不可進行退火處理；冷拔過程3個道次變形量區間為：第1道次變形量區間為18％～20％，第2道次變形量區間為15％～18％，第3道次變形量區間為10％～15％；

步驟(3)中，所述冷拔過程中需采用潤滑劑進行潤滑處理；所述潤滑劑為粉末狀MoS₂和潤滑脂的混合物；

步驟(4)將經步驟(3)處理后的冷拔棒材在無心磨床上進行磨削加工，得到直徑在5mm～18mm范圍內的GH6159合金冷拉棒材。

2.依據權利要求1所述一種航空發動機緊固件用高強鈷基GH6159合金冷拔材加工方法，其特征在于：步驟(1)中所述兩階段均勻化熱處理，第一階段均勻化熱處理溫度為1140℃～1155℃，保溫時間為6～8h，第二階段均勻化熱處理溫度為1175℃～1190℃，保溫時間不小于45h，冷卻方式為隨爐冷卻，爐冷速率不超過0.25℃/min。

3.依據權利要求1所述一種航空發動機緊固件用高強鈷基GH6159合金冷拔材加工方法，其特征在于：潤滑脂采用將脂肪酸直接皂化的方法進行制備，MoS₂與潤滑脂的體積比為(0.5～1.5):1。

4.依據權利要求3所述一種航空發動機緊固件用高強鈷基GH6159合金冷拔材加工方法，其特征在于：MoS₂與潤滑脂的體積比為1:1。