本发明涉及锻造技术领域，具体涉及航空反动机承力环锻造工艺。
背景技术：
航空发动机承力环(简称承力环)是航空发动机中的重要部件，承力环零件材料为gh4169(对应美国牌号为inconel718)高温合金，由于gh4169是含ni量高(质量百分比占50.0％～55.0％)的镍基高温合金,在-253～700℃温度范围内具有良好的综合性能，650℃以下的屈服强度居变形高温合金的首位，并具有良好的抗疲劳、抗辐射、抗氧化、抗腐蚀性能，以及良好的机械加工性能、焊接性能和长期组织稳定性，能制造各种形状的复杂的零部件，在宇航、核能、石油化工中，在上述温度范围内获得了极为广泛的应用。该合金的另一特点是合金组织对热加工工艺特别敏感，掌握合金中相析出和溶解规律及组织与工艺、性能间的相互关系，可针对不同的使用要求制定合理、可行的工艺规程，就能获得可满足不同程度级别和使用要求的各种零件。
gh4169材料适用于制造航空发动机涡轮盘、高压转子外罩、承力环、叶片、轴、紧固件、弹性件、机匣等零部件以及其它高温部件。本发明涉及的承力环件主要用于航空发动机受力支撑件，性能指标要求高(原材料按q/s10.0313-2004验收，锻件按q/s10.0504-2004标准ⅱ验收，粗加工交货)，晶粒度要求细于4级才能满足设计要求。由于该承力环孔径较小，环轧困难，在750kg空气锤上锻造成饼、热处理后再用线切割割孔、粗加工，其晶粒度通常为3～4级，高温力学性能低于标准值，不能满足设计要求。为此通过工艺方法创新，将承力环高温合金粒度细化至5～7级、提高了高温延伸率，满足了设计要求、提高了承力环使用寿命
技术实现要素：
本发明意在提供航空发动机承力环锻造工艺，以提高承力环高温合金粒度。
为解决上述技术问题，本发明提供如下技术方案：航空发动机承力环锻造工艺，包括以下步骤：
步骤一，选料：选取直径φ120mm的规格棒料，检验棒料的化学成分、低倍组织和显微组织(细于四级)，然后探伤确保棒料无瑕疵；
步骤二，制坯：将棒料放入到电炉中加热至740～760℃，保温70～95min，然后将炉温升至930～950℃，保温60～95min，再将炉温升至1140～1160℃，保温50～95min后取出；
步骤三，镦粗：将步骤二中取出的棒料在3t自由锻锤上按照镦粗、拔长、镦粗的步骤将棒料镦粗至φ150mm，高度100mm的初料；
步骤四，退火：将步骤三中的初料放入到温度为850～870℃的电阴炉中保温1.8～2.2h，然后随炉冷却；
步骤五，再加工：将步骤四中冷却后的初料放到钻床上，在初料的中心处钻直径为φ60的孔，然后将钻好孔的初料放到车床上，对初料的棱角进行倒r5圆角处理，得到初件；
步骤六，扩孔：将初件放到3t自由锻锤上，用马架和芯棒将初件扩孔至外径φ195mm，内径φ130mm，高为88mm的锻件，并在平铁砧上平端面，一火完成(变形量59％)，控制终锻温度在900～930℃之间，空冷至室温；
步骤七，热处理：将锻件放入到箱式电炉中，随炉升温至950～970℃，然后保温80～90min后出炉空却，再放入箱式电炉中升温至710～730℃，保温8～8.5h，在炉中冷却至610～630℃，保温8～8.5h后出炉在空冷至室温得到成品。
本发明工作原理及有益效果：1、通过本工艺加工出的承力环，经取样低倍、显微检查后，承力环横向低倍无疏松、针孔、裂纹、缩孔、偏析、夹渣、夹杂等缺陷，显微组织均匀，晶粒度处于5～7级。2、本方案不仅增加了承力环的使用寿命，细化了锻件晶粒，提高了承力环的力学性能。3、原设计因是镦饼后线切割，芯料可用，但在没有合格的产品的前提下，仍然造成资金积压。原设计用料φ120×240，重量22.8kg,改进后用料φ120×155，重量14.7kg，材料节省35.5％，每件锻件材料成本可节省近40000元。
进一步，所述步骤二中将棒料放入到电炉中加热至750℃，保温80min，然后将炉温升至940℃，保温75min，再将炉温升至1150℃，保温75min后取出。
进一步，所述步骤四中将步骤三中的初料放入到温度为860℃的电阴炉中保温2h，然后随炉冷却。
进一步，所述步骤七中将锻件放入到箱式电炉中，随炉升温至960℃，然后保温80min后出炉空却，再放入箱式电炉中升温至720℃，保温8h，在炉中冷却至620℃，保温8h后出炉在空冷至室温得到成品。
具体实施方式
下面通过具体实施方式进一步详细说明：
实施例1
航空发动机承力环锻造工艺，包括以下步骤：
步骤一，选料：选取直径φ120mm的规格棒料，检验棒料的化学成分、低倍组织和显微组织(细于四级)，然后探伤确保棒料无瑕疵；
步骤二，制坯：将棒料放入到电炉中加热至740℃，保温70min，然后将炉温升至930℃，保温60min，再将炉温升至1140℃，保温50min后取出；
步骤三，镦粗：将步骤二中取出的棒料在3t自由锻锤上按照镦粗、拔长、镦粗的步骤将棒料镦粗至φ150mm，高度100mm的初料；
步骤四，退火：将步骤三中的初料放入到温度为850℃的电阴炉中保温2.2h，然后随炉冷却；
步骤五，再加工：将步骤四中冷却后的初料放到钻床上，在初料的中心处钻直径为φ60的孔，然后将钻好孔的初料放到车床上，对初料的棱角进行倒r5圆角处理，得到初件；
步骤六，扩孔：将初件放到3t自由锻锤上，用马架和芯棒将初件扩孔至外径φ195mm，内径φ130mm，高为88mm的锻件，并在平铁砧上平端面，一火完成(变形量59％)，控制终锻温度在900℃之间，空冷至室温。；
步骤七，热处理：将锻件放入到箱式电炉中，随炉升温至950℃，然后保温90min后出炉空却，再放入箱式电炉中升温至710℃，保温8.5h，在炉中冷却至610℃，保温8.5h后出炉在空冷至室温得到成品。
实施例2
航空发动机承力环锻造工艺，包括以下步骤：
步骤一，选料：选取直径φ120mm的规格棒料，检验棒料的化学成分、低倍组织和显微组织(细于四级)，然后探伤确保棒料无瑕疵；
步骤二，制坯：将棒料放入到电炉中加热至750℃，保温80min，然后将炉温升至940℃，保温75min，再将炉温升至1150℃，保温75min后取出；
步骤三，镦粗：将步骤二中取出的棒料在3t自由锻锤上按照镦粗、拔长、镦粗的步骤将棒料镦粗至φ150mm，高度100mm的初料；
步骤四，退火：将步骤三中的初料放入到温度为860℃的电阴炉中保温2h，然后随炉冷却；
步骤五，再加工：将步骤四中冷却后的初料放到钻床上，在初料的中心处钻直径为φ60的孔，然后将钻好孔的初料放到车床上，对初料的棱角进行倒r5圆角处理，得到初件；
步骤六，扩孔：将初件放到3t自由锻锤上，用马架和芯棒将初件扩孔至外径φ195mm，内径φ130mm，高为88mm的锻件，并在平铁砧上平端面，一火完成(变形量59％)，控制终锻温度在920℃之间，空冷至室温。；
步骤七，热处理：将锻件放入到箱式电炉中，随炉升温至960℃，然后保温80min后出炉空却，再放入箱式电炉中升温至720℃，保温8h，在炉中冷却至620℃，保温8h后出炉在空冷至室温得到成品。
实施例3
航空发动机承力环锻造工艺，包括以下步骤：
步骤一，选料：选取直径φ120mm的规格棒料，检验棒料的化学成分、低倍组织和显微组织(细于四级)，然后探伤确保棒料无瑕疵；
步骤二，制坯：将棒料放入到电炉中加热至760℃，保温95min，然后将炉温升至950℃，保温95min，再将炉温升至1160℃，保温95min后取出；
步骤三，镦粗：将步骤二中取出的棒料在3t自由锻锤上按照镦粗、拔长、镦粗的步骤将棒料镦粗至φ150mm，高度100mm的初料；
步骤四，退火：将步骤三中的初料放入到温度为870℃的电阴炉中保温1.8h，然后随炉冷却；
步骤五，再加工：将步骤四中冷却后的初料放到钻床上，在初料的中心处钻直径为φ60的孔，然后将钻好孔的初料放到车床上，对初料的棱角进行倒r5圆角处理，得到初件；
步骤六，扩孔：将初件放到3t自由锻锤上，用马架和芯棒将初件扩孔至外径φ195mm，内径φ130mm，高为88mm的锻件，并在平铁砧上平端面，一火完成(变形量59％)，控制终锻温度在930℃之间，空冷至室温。；
步骤七，热处理：将锻件放入到箱式电炉中，随炉升温至950～970℃，然后保温80～90min后出炉空却，再放入箱式电炉中升温至730℃，保温8h，在炉中冷却至630℃，保温8h后出炉在空冷至室温得到成品。
表1为成品加工完成后在室温条件下，进行的力学性能参数对比。
表1
表2为成品加工完成后进行高温拉伸检测后的性能参数。
表2
表3为高温持久性能检测数据对比。
表3。