本發(fā)明屬于鍛造技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種大型鋁合金非加工面精鍛件的鍛造方法。
背景技術(shù)：
隨著現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計理念由無裂紋壽命和裂紋擴(kuò)展壽命向損傷容限壽命發(fā)展，設(shè)計者對零件毛坯的流線方向提出了嚴(yán)格的要求。另外，面對發(fā)動機(jī)推力技術(shù)障礙，現(xiàn)代飛機(jī)盡量采用輕質(zhì)、高強(qiáng)韌性材料做為首選材料。
高強(qiáng)度鋁合金具有質(zhì)量輕、強(qiáng)度高的特點，被廣泛應(yīng)用于航空領(lǐng)域。非加工面零件由于保留了大部分的鍛件型面，不進(jìn)行或少進(jìn)行機(jī)加，不破壞鍛件的原始鍛件流線纖維，對零件的力學(xué)性能，特別是KIC、da/dN等有重要的影響。因此，對于表面質(zhì)量要求不高的零件，推薦直接使用非加工面鍛件。
目前，非加工面零件多用于直飛機(jī)旋翼系統(tǒng)。隨著國內(nèi)外直升機(jī)逐漸向大型化發(fā)展，直升機(jī)旋翼系統(tǒng)的零件也逐漸增大，相應(yīng)的鍛件也逐漸增大。這導(dǎo)致大型非加工面鋁合金鍛件由于受到收縮率的影響，鍛件尺寸很難控制到毫米單位，難以達(dá)到零件要求。另外，大型鋁合金鍛件熱處理時，由于受到內(nèi)應(yīng)力的影響，容易發(fā)生翹曲，造成鍛件平行度不高，難以達(dá)到飛機(jī)的裝配要求。
技術(shù)實現(xiàn)要素：
本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是：通過本發(fā)明中的設(shè)計方法，解決大型框類件由于收縮率不合適而導(dǎo)致的鍛件尺寸和重量不合格的問題；通過本發(fā)明中的熱處理方法，解決鍛件的由于內(nèi)應(yīng)力不均造成的翹曲問題。
本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種大型鋁合金非加工面精鍛件的鍛造方法，包括如下步驟：
步驟1：使用如下公式計算出熱鍛件的所有尺寸，并設(shè)計出熱鍛件圖：
L熱＝[1+(α鍛T鍛-α模T模)]L冷
其中：L熱——熱鍛件尺寸；
L冷——鍛件尺寸；
α鍛——鍛件熱膨脹系數(shù)；
α模——模具熱膨脹系數(shù)；
T鍛——鍛件加熱溫度；
T模——模具加熱溫度；
步驟2：根據(jù)熱鍛件圖加工模具，加工模具時，根據(jù)鍛件的精度要求，選擇可滿足鍛件精度要求的數(shù)控機(jī)加車床加工模具；
步驟3：模鍛：嚴(yán)格按照設(shè)計中設(shè)定的鍛件和模具加熱溫度加熱，鍛造設(shè)備選用可控制下壓量的設(shè)備。
步驟4：熱處理：按照產(chǎn)品要求的合金熱處理制度進(jìn)行熱處理，需淬火的鍛件，在進(jìn)入淬火介質(zhì)前盡量保證鍛件最大尺寸方向與淬火介質(zhì)上表面保持垂直；
步驟5：完成鍛造過程。
本發(fā)明有益效果是：根據(jù)本發(fā)明公式計算出的熱鍛件尺寸加工出的模具，生產(chǎn)的鍛件尺寸精度高，可滿足高精度鍛件的尺寸公差要求。尺寸合格后，可有效解決鍛件重量問題。鍛件垂直進(jìn)入淬火介質(zhì)的方式，可有效防止鍛件因為內(nèi)應(yīng)力不均引起的翹曲問題。
具體實施方式
下面通過具體實例對本發(fā)明進(jìn)行進(jìn)一步的詳細(xì)說明。
某直升機(jī)用旋翼系統(tǒng)動環(huán)鍛件，鍛件外廓尺寸為鍛件要求尺寸公差，鍛件翹曲要求≤0.6mm，鍛件材料：LC9，熱處理工藝：淬火+一次時效+二次時效。查閱相關(guān)資料，查出LC9鋁合金加熱溫度為：420℃，線膨脹系數(shù)為：24.0×10-6mm/mm·℃。設(shè)計的模具材料為：5CrNiMo，線膨脹系數(shù)為：12.55×10-6mm/mm·℃，模具加熱溫度為：300℃。
1)設(shè)計熱鍛件圖：使用式1計算熱鍛件尺寸，以最大外廓尺寸為例：L熱＝[1+(24.0×10-6×420-12.55×10-6×300)]820＝825.2。
2)加工模具：使用數(shù)控高速銑床機(jī)加模具。
3)鍛造：使用10000T油壓機(jī)鍛造鍛件。
4)熱處理：
淬火：471～482℃×210min，WC；
在入淬火介質(zhì)前盡量保證鍛件最大尺寸方向與淬火介質(zhì)上表面保持垂直。
一次時效：121℃×3～6h，AC；
二次時效：177℃×6～10h，AC。
根據(jù)以上方案鍛造的LC9鋁合金鍛件，鍛件尺寸全部在公差范圍內(nèi)，且鍛件重量在設(shè)計所要求的公差范圍內(nèi)。熱處理后，翹曲≤0.6mm。滿足飛機(jī)零件裝配的要求。