本發(fā)明涉及圓柱錠坯或棒材的開坯技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及高度與直徑之比在2.5和4.2之間的圓柱狀錠坯或棒材的開鍛方法。

背景技術(shù)：

隨著航空航天的發(fā)展，各類飛行器逐漸向整體化、大型化發(fā)展，隨之帶來的便是所用鍛件重量的增加，下料尺寸的增大。由于目前金屬材料冶煉水平限制，可制備的組織均勻性能良好的圓柱錠坯或棒材外徑有限，因此鍛件鍛造過程中所用錠坯或棒材的高徑較大，對于高度與直徑之比在2.5和4.2之間的圓柱狀錠坯或棒材，若采用常規(guī)的鐓粗方法，則會在鐓粗過程中易產(chǎn)生彎曲，且由于棒材較長，校直工作難度大，同時由于鐓粗過程中，沿高度方向變形不均勻，且常規(guī)鐓粗方法后，坯料表面質(zhì)量較差，容易在后續(xù)鍛造過程中產(chǎn)生裂紋等缺陷，甚至導(dǎo)致報廢。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是：高度與直徑之比在2.5和4.2之間的圓柱形錠坯或棒材開坯或棒材鐓粗過程中的彎曲，扭曲等成形缺陷及變形不均導(dǎo)致的組織不均等冶金缺陷。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種高度與直徑之比在2.5和4.2之間的圓柱狀錠坯或棒材的鐓粗方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟一：根據(jù)錠坯或棒材(1)的尺寸和變形量要求，制作相應(yīng)的胎模(2)、導(dǎo)向環(huán)(3)和沖頭(5)并在工裝預(yù)熱爐中對其進(jìn)行預(yù)熱，其中，導(dǎo)向環(huán)(3)為分瓣設(shè)計，胎模(2)的高度設(shè)計保證錠坯或棒材(1)露出胎模(2)的高度介于總鐓粗量的三分之二到五分之四之間，同時不超過錠坯或棒材(1)總高度的三分之一；

步驟二：將胎模(2)放置在圓形砧座(4)上，胎模(2)大口端朝上；

步驟三：將分瓣的導(dǎo)向環(huán)(3)放置在胎模(2)大端口；

步驟四：將錠坯或棒材(1)從導(dǎo)向環(huán)(3)內(nèi)孔穿過放置在胎模(2)內(nèi)；

步驟五：取出導(dǎo)向環(huán)(3)，將錠坯或棒材(1)鐓粗至與胎模(2)平齊；

步驟六：將沖頭(5)放置在胎模(2)上端中心，將錠坯或棒材(1)鐓粗至與胎模(2)內(nèi)側(cè)壁接觸，完成鐓粗。

所述胎模及沖頭材料需根據(jù)加熱溫度進(jìn)行選取，一般選取5CrNiMo模具鋼即可。

所述導(dǎo)向環(huán)采用Cr-Ni-Mo系模具鋼，優(yōu)選5CrNiMo模具鋼。

本發(fā)明的有益效果是：在常規(guī)鐓粗方法的基礎(chǔ)上，通過采用胎模、導(dǎo)向環(huán)、沖頭等一系列工裝模具，解決了高徑比在2.5和4.2之間的錠坯或棒材鐓粗過程中彎曲、扭曲等成形缺陷，改善了金屬內(nèi)部的組織均勻性。通過采用該方法有效降低了錠坯或棒材的高徑比，從而利于后續(xù)鍛造工序的開展，為大高徑比錠坯或棒材鐓粗提供了一種新的選擇途徑。

附圖說明：

圖1是錠坯或棒材的初始定位示意圖。

圖2是錠坯或棒材通過沖頭鐓粗前的定位示意圖。

其中，1是錠坯或棒材，2是胎模，3是導(dǎo)向環(huán)，4是砧座，5是沖頭。

具體實施方式

下面結(jié)合具體實施例對本發(fā)明進(jìn)行進(jìn)一步的詳細(xì)說明

某型號發(fā)動機用渦輪盤材質(zhì)為FGH96粉末高溫合金，目前由于該材料冶煉難度較大，只能冶煉出直徑為175mm的錠坯或棒材，因此渦輪盤鍛造用錠坯或棒材的直徑為175mm，高度為750mm，高度與直徑之比達(dá)4.2，該錠坯或棒材開坯過程需將錠坯或棒材從750mm鐓粗至430mm，總鐓粗量為320mm。開坯過程所用胎膜基本情況為，胎模為空心筒狀，其中外徑為450mm，高度為530mm，胎模內(nèi)孔則設(shè)置了少量斜度，其中大端直徑為231mm，小端直徑為221mm，保證了開坯完成后坯料可從胎模中順利取出。所用導(dǎo)向環(huán)為分瓣結(jié)構(gòu)，各瓣上分別焊接了一個把手，用以在鍛造過程中進(jìn)行操作。所用沖頭為圓臺狀，高度為240mm，小端 直徑為220mm，大端直徑為227mm。如圖1所示，鐓粗過程中先將錠坯或棒材通過導(dǎo)向環(huán)放置在胎模中心，然后去掉導(dǎo)向環(huán)將錠坯或棒材鐓粗至與胎模平齊。然后將沖頭防止在胎模上端中心，如圖2所示，將坯料鐓粗至430mm與胎模內(nèi)壁接觸。通過上述鍛造過程，錠坯或棒材高徑比由4.2降至不足2，且表面無任何彎曲扭曲現(xiàn)象，完成開坯后的坯料在后續(xù)鍛造工序進(jìn)行時順利成形，且最終成型鍛件的內(nèi)部組織均勻性良好。