CN103097560A - 高强度α/β 钛合金紧固件和紧固件坯料 - Google Patents

高强度α/β 钛合金紧固件和紧固件坯料 Download PDF

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Abstract

一种选自钛合金紧固件和钛合金紧固件坯料的制品，所述制品包括α/β钛合金，其包括（以重量百分数计）：3.9至4.5的铝；2.2至3.0的钒；1.2至1.8的铁；0.24至0.3的氧；多达0.08的碳；多达0.05的氮；钛；以及多达0.3的其它元素。在某些实施方案中，所述制品具有至少170ksi（1,172MPa）的极限拉伸强度和至少103ksi（710.2MPa）的双剪切强度。本发明公开了一种用于制备包括所述α/β合金的钛合金紧固件和钛合金紧固件坯料的方法。

Description

高强度α/β 钛合金紧固件和紧固件坯料
发明人
David J.Bryan
相关申请的交叉引用
本申请是部分继续申请，依据美国法典第35篇第120条的规定要求2010年9月23日提交、发明名称为“High Strength Alpha/Beta Titanium AlloyFasteners and Fastener Stock”的共同待决的美国专利申请号12/888,699的优先权，该申请的全部公开内容以引用方式并入本文中。
技术背景
技术领域
本发明涉及机械紧固件和紧固件坯料，确切地说，涉及包括α/β钛合金的紧固件和紧固件坯料。
发明背景
钛合金通常具有高强度重量比、耐腐蚀，并且在适度高温下耐蠕变。出于这些原因，钛合金被用于各种航天与航空应用，包括，例如，起落架构件、发动机机架以及机械紧固件。
减轻飞机重量能够节省燃料，因此航天工业中存在减轻飞机重量的强劲需求。钛和钛合金由于具有高强度重量比，因此是在飞机应用中实现减轻重量的优良材料。目前，钛合金紧固件被用于要求不高的航天应用中。在某些航天应用中，如果钛合金的强度不足以满足特定应用的特殊机械要求，则使用较重的铁基和镍基合金紧固件。
用于航天应用中的多数钛合金零件由Ti-6Al-4V钛合金（ASTM Grade5、UNS R56400、AMS4965）制成，这种钛合金是α/β钛合金。小直径Ti-6Al-4V紧固件坯料，即，直径小于0.5英寸（1.27cm）的紧固件坯料的典型最低规格是根据ASTM E8/E8M-09（“Standard Test Methods for Tension Testing ofMetallic Materials”，ASTM International，2009）确定的170ksi（1,172MPa）极限拉伸强度（UTS），以及根据NASM1312-13（“Method13-Double Shear”、Aerospace Industries Association-National Aerospace Standard（Metric），2003年2月1日）确定的103ksi（710MPa）双剪切强度（DSS）。
铁基和镍基超合金，例如，A286铁基超合金（UNS S66286）是具有下一等级强度的用于航天紧固件应用中的代表材料。冷拉和时效A286金属紧固件的典型最低强度规格是180ksi（1,241MPa）UTS和108ksi（744MPa）DSS。
合金718镍基超合金（N07718）是具有最高等级强度的用于航天紧固件中的材料。冷拉和时效合金718超合金紧固件的典型规格下限是220ksi（1,517MPa）UTS和120ksi（827MPa）DSS。
此外，目前用作或者考虑用作高强度紧固件材料的两种β钛合金具有180ksi（1,241.1MPa）的最低极限拉伸强度以及108ksi（744.6MPa）的最低DSS。宾夕法尼亚州Jenkintown的SPS Technologies提供一种钛合金紧固件，所述紧固件由符合Ti-3Al-8V-6Cr-4Zr-4Mo钛合金（AMS4958）的化学组成的优化β钛合金制成。还市售有直径最大为1英寸（2.54cm）的SPS螺栓。Alcoa Fastening Systems（AFS）已开发出一种高强度钛紧固件，所述紧固件由符合Ti-5Al-5Mo-5V-3Cr-0.5Fe钛合金（也称为Ti-5553、UNS未指定）的标称化学组成的钛合金制成，所述Ti-5Al-5Mo-5V-3Cr-0.5Fe钛合金为近β钛合金。据称，AFS Ti-5553合金紧固件具有190ksi（1,309MPa）的拉伸强度，大于10%的伸长率，以及对于无涂层零件113ksi（779MPa）的最低DSS和对于有涂层零件108ksi（744MPa）的最低DSS。
β钛合金通常包括高合金含量，因此部件和加工成本高于α/β钛合金。β钛合金的密度通常也高于α/β钛合金。例如，
Figure BDA00002897197000021
α/β钛合金的密度为约0.161lbs/in3（4.5g/cm3），而β钛合金Ti-3Al-8V-6Cr-4Zr-4Mo的密度为约0.174lbs/in3（4.8g/cm3），近β合金Ti-5Al-5Mo-5V-3Cr-0.5Fe的密度为约0.168lbs/in3（4.7g/cm3）。用密度较小钛合金制造的紧固件能够进一步节省航天应用的重量。此外，固溶处理的时效α/β钛合金等中获得双模态微结构能够提供优于β钛合金的机械性质，例如，高周疲劳。α/β钛合金的β转变温度（Tβ）也高于β钛合金。例如，ATI钛合金的Tβ为约1,800℉（982.2℃），而Ti-5Al-5Mo-5V-3Cr-0.5Feβ钛合金的Tβ为约1,500℉（815.6℃）。这两种形式钛合金的Tβ差异能够增大α/β钛合金的α/β相场中的热机械加工和热处理的温度窗口。
由于不断需要通过减轻飞机重量来节省燃料消耗，因此需要改进航天应用中的轻质紧固件。具体来说，强度大于由Ti-6Al-4Vα/β钛合金制成的当代航天紧固件的轻质α/β钛合金航天紧固件和紧固件坯料更具优势。
发明内容
在根据本发明的非限制实施方案中，一种选自钛合金紧固件和钛合金紧固件坯料的制品包括α/β钛合金，所述α/β钛合金包括（按重量百分比计）：3.9至4.5的铝；2.2至3.0的钒；1.2至1.8的铁；0.24至0.3的氧；多达0.08的碳；多达0.05的氮；钛；以及总共多达0.3的其它元素。在一个非限制实施方案中，所述α/β钛合金紧固件或紧固件坯料具有至少170ksi（1,172MPa）的极限拉伸强度和至少103ksi（710.2MPa）的双剪切强度。
在根据本发明的另一非限制实施方案中，一种选自钛合金紧固件和钛合金紧固件坯料的制品包括α/β钛合金，所述α/β钛合金基本上由以下成分组成（按重量百分比计）：3.9至4.5的铝；2.2至3.0的钒；1.2至1.8的铁；0.24至0.3的氧；多达0.08的碳；多达0.05的氮；总共多达0.3的其它元素；钛；附带杂质；并且其中所述其它元素基本上由以下元素中的一种或多种组成：锡、锆、钼、铬、镍、硅、铜、铌、钽、锰和钴，其中每一个这样的元素的重量百分数为0.1及以下；以及硼和钇，其中每一个这样的元素的重量百分数为0.005以下。在一个非限制实施方案中，所述α/β钛合金紧固件或紧固件坯料具有至少170ksi（1,172MPa）的极限拉伸强度和至少103ksi（710.2MPa）的双剪切强度。
在根据本发明的另一非限制实施方案中，一种用于制备钛合金紧固件坯料的方法包括：提供α/β钛合金，所述α/β钛合金包括（以重量百分数计）：3.9至4.5的铝；2.2至3.0的钒；1.2至1.8的铁；0.24至0.3的氧；多达0.08的碳；多达0.05的氮；钛；以及总共多达0.3的其它元素。对进行所述α/β钛合金热轧，之后在1小时至2小时的退火时间内和1,200℉（648.9℃）至1,400℉（760℃）的退火温度下使其退火。退火之后，用空气冷却所述α/β钛合金，然后将其加工成预定尺寸。随后在0.5小时至2小时的固溶处理时间内和1,500℉（815.6℃）至1,700℉（926.7℃）的固溶处理温度下对所述α/β钛合金进行固溶处理。固溶处理之后，在至少等于空气冷却速率的冷却速率下冷却所述α/β钛合金，然后在4小时至16小时的时效时间内和800℉（426.7℃）至1,000℉（537.8℃）的时效处理温度下对其进行时效处理。时效处理之后，用空气冷却所述钛合金。在一个非限制实施方案中，根据前述方法实施方案制成的α/β钛合金具有至少170ksi（1,172MPa）的极限拉伸强度和至少103ksi（710.2MPa）的双剪切强度。
附图简述
参考以下附图可以更清楚地了解本文所述方法的特征和优点，其中：
图1是根据本发明的紧固件的非限制实施方案的示意图；
图2是用于制备根据本发明的紧固件和紧固件坯料的方法的非限制实施方案的流程图；
图3是通过根据本发明的非限制实施方案制成的紧固条材和线材的极限拉伸强度图，将这些性质与Ti-6Al-4V钛合金紧固条材和线材的要求进行比较；
图4是通过根据本发明的非限制实施方案制成的紧固条材和线材的屈服强度图，将这些性质与Ti-6Al-4V钛合金紧固条材和线材的要求进行比较；以及
图5是通过根据本发明的非限制实施方案制成的紧固条材和线材的伸长率图，将这些性质与Ti-6Al-4V钛合金紧固条材和线材的要求进行比较。
在考虑以下对本发明方法的特定非限制实施方案的详细说明之后，读者将了解前述细节以及其它内容。
具体实施方式
在本非限制实施方案说明中，除了操作实例之外或除非另作说明，否则表示数量或性质的所有数字均理解成在任何情况下由“约”修饰。因此，除非指出相反意思，否则以下说明中的所有数值参数均为近似值，可以随着意图获得的目标材料性质以及根据本发明的方法而变。至少，并且不意图限制权利要求范围等效物教义的应用，每个数值参数应至少符合报告的有效数位的数目，并且使用普通四舍五入技术。
被描述成以引用方式全文或部分并入本文的任何专利、出版物或其它公开材料必须满足以下前提：并入的材料不得与本公开内容中阐明的现有定义、声明或其它公开材料冲突。因此，在必要情况下，本文中阐明的公开内容优先于以引用方式并入本文的任何冲突材料。被描述成以引用方式并入本文中、但与本文阐明的现有定义、声明或其它公开材料冲突的任何材料，或者这些材料的任何部分，仅在并入材料与现有公开材料之间不存在冲突的情况下并入。
现在参照图1，本发明的一方面涉及一种选自钛合金紧固件10和钛合金紧固件坯料（未图示）的制品。在一个非限制实施方案中，所述制品包括α/β钛合金，所述α/β钛合金包括（以重量百分数计）：3.9至4.5的铝；2.2至3.0的钒；1.2至1.8的铁；0.24至0.3的氧；多达0.08的碳；多达0.05的氮；钛；以及总共多达0.3的其它元素。在本发明的非限制实施方案中，合金成分中提及的其它元素包括或基本上由以下元素中的一种或多种组成：锡、锆、钼、铬、镍、硅、铜、铌、钽、锰和钴，每种元素各自的最大浓度为0.1重量%；以及硼和钇，每种元素各自的最大浓度为0.005重量%，所有其它元素的总和不超过0.3重量%。在一个非限制实施方案中，对于直径在0.18英寸（4.57mm）至1.25英寸（31.8mm）的紧固件，根据本发明的α/β钛制品具有至少170ksi（1,172MPa）的极限拉伸强度以及至少103ksi（710.2MPa）的双剪切强度（DSS）。在本发明的非限制实施方案中，紧固件可以具有尽可能小的直径。在非限制实施方案中，根据本发明的紧固件具有至少10%的伸长率。
在某些非限制实施方案中，根据本发明的紧固件或紧固件坯料中包括的α/β钛合金的元素成分被美国专利号5,980,655（“'655专利）中公开的合金成分包括在内，所述专利以引用方式全文并入本文中。'655专利公开了一种具有下表1中所示成分的合金。
表1
合金元素 重量百分比
铝 约2.9至约5.0
钒 约2.0至约3.0
铁 约0.4至约2.0
氧 大于0.2至约0.3
碳 约0.005至约0.03
氮 约0.001至约0.02
其它元素 小于约0.5
'655专利中合金的商业版是ATI合金，所述合金可购自ATIAerospace，所述公司隶属于宾夕法尼亚州Pittsburgh的AlleghenyTechnologies。具有'655专利中公开的元素成分的合金的极限拉伸强度在130至133ksi（896至917MPa）范围内。但是，本发明人惊奇地发现，本发明中显著较窄的化学成分范围所制成的α/β钛紧固件可具有本文中公开的显著较高的极限拉伸强度。在一个非限制实施方案中，本文公开的、由本文所公开的合金成分制成的紧固件的极限拉伸强度多达比'655专利中公开的UTS大最多22%。在不意图受限于任何操作理论的情况下，据信，本文公开的极高强度紧固件合金成分可能至少部分起因于铝和氧含量显著高于'655专利中公开的最低含量，这可以提高α/β钛合金中的主导α相的强度。
本发明人也惊奇地发现，相对于'655专利中公开的合金，收缩本文公开的紧固件合金中的铝、钒、铁、氧、碳和氮的允许范围能够减小本文公开的紧固件合金的机械性质的变化性以及β转变温度的变化性。所述变化性的减小对于工艺和微结构优化，从而实现本文公开的精良机械性质而言至关重要。
在另一个非限制实施方案中，本文公开的钛合金紧固件和钛合金紧固件坯料包括多达0.75英寸（1.91cm）的直径，并且具有至少180ksi（1,241MPa）的极限拉伸强度和至少108ksi（744.6MPa）的双剪切强度。在一个非限制实施方案中，根据本发明的紧固件或紧固件坯料的极限拉伸强度多达比'655专利中公开的极限拉伸强度大最多约26%。
再次参照图1，根据本发明的另一非限制方面，一种选自钛合金紧固件10和钛合金紧固件坯料（未图示）的制品包括α/β钛合金，所述α/β钛合金基本上由以下成分组成（以重量百分比计）：3.9至4.5的铝；2.2至3.0的钒；1.2至1.8的铁；0.24至0.3的氧；多达0.08的碳；多达0.05的氮；总共多达0.3的其它元素；其余部分为钛；以及附带杂质。在本发明的非限制实施方案中，合金成分中提及的其它元素包括或者基本上由以下元素中的一种或多种组成：锡、锆、钼、铬、镍、硅、铜、铌、钽、锰和钴，其中每种此类元素的重量百分数为0.1及以下；以及硼和钇，其中每种此类元素的重量百分数为小于0.005，所有其它元素的总和不超过0.3重量%。在一个非限制实施方案中，所述制品具有至少170ksi（1,172MPa）的极限拉伸强度和至少103ksi（710.2MPa）的双剪切强度。
在一个非限制实施方案中，根据本发明的钛紧固件和钛合金紧固件坯料包括多达0.75英寸（1.91cm）的直径、至少180ksi（1,241MPa）的极限拉伸强度，以及至少108ksi（744.6MPa）的双剪切强度。
本文所用术语“紧固件”是指将两个或更多个物体机械地连接或附接在一起的硬件装置。紧固件包括，但不限于，螺栓、螺母、螺柱、螺钉、铆钉、垫圈和锁紧垫圈。本文所用术语“紧固件坯料”是指能够被加工成一个或多个紧固件的制品。
参见图2，本发明的一个非限制方面是用于制备钛合金紧固件或紧固件坯料的方法20。所述方法包括提供（21）α/β钛合金，所述α/β钛合金包括（以重量百分数计）：3.9至4.5的铝；2.2至3.0的钒；1.2至1.8的铁；0.24至0.3的氧；多达0.08的碳；多达0.05的氮；钛；以及总共多达0.3的其它元素。在本发明的非限制实施方案中，合金成分中提到的其它元素包括或者基本上由以下元素中的一种或多种组成：锡、锆、钼、铬、镍、硅、铜、铌、钽、锰和钴，其中每种此类元素的重量百分数为0.1及以下；以及硼和钇，其中每种此类元素的重量百分数为小于0.005，所有其它元素的总和不超过0.3重量%。在所述α/β钛合金的α/β相场中，在特定温度下对所述α/β钛合金进行热轧22。在一个非限制实施方案中，热轧温度至少比α/β钛合金的β转变温度低50℉（27.8℃），但是多达比α/β钛合金的β转变温度低600℉（333.3℃）。
热轧22之后，选择性地对所述α/β钛合金进行冷拉和退火，以在不显著改变所述α/β钛合金的机械性质的情况下缩小大小。在一个非限制实施方案中，冷拉将钛合金工件的截面积缩小10%以下。在冷拉之前，所述α/β钛合金可以涂覆有固体润滑剂，例如，但不限于，二硫化钼（MoS2）。
在一个非限定实施方案中，在热轧22之后，对所述α/β钛合金进行退火23和冷却24，以提供α/β钛合金紧固件坯料。在一个非限制实施方案中，退火23包括在1,200℉至1,400℉（649℃至760℃）的退火温度范围中的特定退火温度下使热轧的α/β钛合金退火。在另一个非限制实施方案中，退火时间为约1小时至约2小时。在另一个非限制实施方案中，退火23包括在约一个小时的时间内，在约1,275℉（690.6℃）的温度下使热轧的α/β钛合金退火。在一个非限制实施方案中，在退火23之后，使退火的α/β钛合金冷却24到室温或环境温度。在特定非限制实施方案中，在退火23之后，用空气或水将退火的α/β钛合金冷却到室温或环境温度。
在退火23和冷却24之后，在一个非限制实施方案中，将所述α/β钛合金紧固件坯料加工25成有效尺寸，以用所述坯料制成紧固件。可任选地，可以在加工之前将涂层涂覆到所述α/β钛合金紧固件坯料上。传统的加工涂层是本领域技术人员已知的，本文中无需进行详细说明。
在一个非限制实施方案中，在0.5小时至2小时的固溶处理时间内，在1,500℉（815.6℃）至1,700℉（926.7℃）的固溶处理温度下对所加工的钛合金紧固件坯料进行固溶处理26。在特定非限制实施方案中，在约1610℉（876.7℃）的固溶处理温度下对所加工的钛合金紧固件坯料进行固溶处理26。
在固溶处理26之后，使所加工的钛合金紧固件坯料冷却27。在非限制实施方案中，冷却27可以通过空气冷却、水冷却和/或水淬火实现，并且可以称为“快速冷却”。优选地，冷却27期间的冷却速率与空气冷却相等。在一个非限制实施方案中，冷却27包括至少每分钟1,000℉（555.6℃）的冷却速率。在一个非限制实施方案中，冷却27包括实现指定冷却速率的本领域技术人员已知的任何冷却方法。快速冷却27用于维持固溶处理26所得的微结构。
在一个非限制实施方案中，在约4小时至约16小时的时效处理时间范围中的特定时效处理时间内，在约800℉（426.7℃）至约1,000℉（537.8℃）的时效处理温度范围中的特定时效处理温度下对经过固溶处理26和快速冷却27的钛合金紧固件进行时效处理28。在特定非限制实施方案中，在10小时内，在850℉（454.4℃）下对经过固溶处理26和快速冷却27的钛合金紧固件坯料进行时效处理28。在特定非限制实施方案中，在时效处理28之后，对所述α/β钛合金紧固件坯料进行空气冷却29或快速冷却，以制备本文公开的α/β钛合金紧固件。
已证实，根据本发明制备的紧固件坯料的机械性质高于由Ti-6-4钛合金制成的紧固件坯料。因此，在相同应用中，可以使用根据本发明的制成的尺寸较小的紧固件来替代Ti-6-4紧固件。这能够减轻重量，而减轻重量对于航天应用而言至关重要。还证实，在某些应用中，根据本发明制成的紧固件能够替代相同尺寸的钢合金紧固件，并且实现对航天应用而言至关重要的重量减轻。
以下的实例意图进一步描述某些非限制实施方案，而不限制本发明的范围。本领域的普通技术人员将认识到，可能存在在本发明范围内的以下实例的变化形式，本发明的范围仅由权利要求书限定。
实例1
使用双真空电弧重熔（VAR）技术，用原材料制成的压块制备铸块。从所述铸块中取样以进行化学分析，所述铸块的测量平均化学组成如表2所示。合金的β转变温度被确定为1,785℉（973.9℃）。
表2
Al V Fe O N C 其余成分
4.06 2.52 1.71 0.284 0.008 0.017 Ti和附带杂质
实例2
在约1,600℉（871.1℃）的热轧温度下对具有根据本发明的化学成分的若干炉次中的钛合金铸块进行热轧。在1,275℉（690.6℃）下使经过热轧的材料退火1小时，并对其进行空气冷却。将经过退火的材料的加工成具有约0.25英寸（6.35mm）至约3.5英寸（88.9mm）中的多个直径的紧固件坯料条材和线材。在约1,610℉（876.7℃）下对紧固件坯料条材和线材进行固溶处理约1小时，并且对其进行水淬火处理。在固溶处理和水淬火之后，在约850℉（454.4℃）下对紧固件坯料条材和线材进行时效处理约10小时，并且对其进行空气冷却。
实例3
在室温下对实例2中的紧固件坯料条材和线材进行拉伸试验。紧固件条材和线材的极限拉伸强度如图3所示。紧固件条材和线材的屈服强度如图4所示，并且紧固件条材和线材的伸长率如图5所示。航天紧固件应用（AMS4965）中的固溶处理和时效Ti-6Al-4V合金所需的最低极限拉伸强度、屈服强度和伸长率分别如图3至图5所示。如图3所示，在所有测量的直径大小中，针对根据本发明的紧固件坯料条材和线材测量的极限拉伸强度显著超出所示Ti-6Al-4V合金规格约20ksi（138MPa）。此外，如图5所示，具有根据本发明的化学成分的紧固件坯料具有至少10%至约19%的伸长率范围。
实例4
对直径为约0.25英寸（6.35mm）、具有实例1中的化学成分，并且经过实例2中的固溶处理和时效处理的紧固件坯料进行拉伸试验。拉伸试验的结果如表3所示。
表3
Figure BDA00002897197000101
极限拉伸强度范围为约196ksi至约200ksi（1351MPa至1379MPa），高于Ti-6Al-4V紧固件坯料170ksi（1,172MPa）UTS和103ksi（710MPa）DSS的最低要求。还观察到，这些性质符合公认的实证关系，即DSS=0.6XUTS。
实例5
对直径为约0.75英寸（1.91cm）、具有实例1中的化学组成，并且经过实例2中的热处理的紧固件坯料进行拉伸试验。拉伸试验的结果如表4所示。
表4
Figure BDA00002897197000102
0.75英寸（1.91cm）紧固件坯料条材的平均极限拉伸强度为186ksi（1,282MPa），满足由A286铁基超合金制成的紧固件的最低规格。基于上述DSS与UTS之间的公认实证关系，预期0.75英寸（1.91cm）条材也满足由A286铁基超合金制成的紧固件的108ksi（744MPa）DSS要求。
实例6
对具有实例1中的化学成分的铸块进行实例2中的热轧、退火和加工，以形成直径为约0.75英寸（1.91cm）的紧固件坯料。将所述紧固件坯料计算机数控加工成螺柱形状的紧固件。对所述螺柱进行实例2中的固溶处理和时效处理，以形成本发明的紧固件的非限制实施方案。
实例7
对具有实例1中的化学成分的铸块进行实例2中的热轧、退火和加工，以形成直径为约1英寸（2.54cm）的紧固件坯料。对所述紧固件坯料刻螺纹，并切成长度为约2英寸（5.08cm）的零件。对这些零件进行冷锻，以形成六角头螺栓。对所述六角头螺栓进行实例2中的固溶处理和时效处理，以形成根据本发明的紧固件的非限制实施方案。
实例7
对具有实例1中的化学成分的铸块进行实例2中的热轧、退火和加工，以形成直径为约1英寸（2.54cm）的紧固件坯料。对紧固件坯料的中心进行加工，以形成0.5英寸（1.27cm）直径的孔。随后将紧固件坯料切成厚度为0.125英寸（0.318cm）的零件。对所述紧固件坯料进行实例2中的固溶处理和时效处理，以形成根据本发明的垫圈形式的紧固件的非限制实施方案。
尽管已参考各种示例性、说明性和非限制实施方案来描述本发明。但本领域的普通技术人员将认识到，可以在不脱离本发明范围的情况下得出任何所公开的实施方案（或这些实施方案的一部分）的各种替代形式、修改形式或组合，本发明的范围仅由权利要求书限定。因此，预期并了解到，本发明包括本文未明确说明的其它实施方案。例如，此类实施方案可以通过组合和/或修改本文公开的实施方案的任何公开步骤、成分、组分、部件、元件、特征、方面等得到。因此，本发明不限于各种示例性、说明性和非限制实施方案的说明，而是仅由权利要求书限定。通过这种方式，应了解，在实行本专利申请期间，可以对权利要求做出修改，以向本文中以不同方式描述的本发明添加特征。

Claims (18)

1.一种选自钛合金紧固件和钛合金紧固件坯料的制品，所述制品包括α/β钛合金，其包括（以重量百分数计）：
3.9至4.5的铝；
2.2至3.0的钒；
1.2至1.8的铁；
0.24至0.3的氧；
多达0.08的碳；
多达0.05的氮；
钛；以及
总共多达0.3的其它元素；
其中所述制品具有至少170ksi（1,172MPa）的极限拉伸强度和至少103ksi（710.2MPa）的双剪切强度。
2.如权利要求1所述的制品，其中所述制品包括多达0.75英寸（1.91cm）的直径，并且具有至少180ksi（1,241MPa）的极限拉伸强度以及至少108ksi（744.6MPa）的双剪切强度。
3.如权利要求1所述的制品，其中所述其它元素基本上由以下元素中的一种或多种组成：锡、锆、钼、铬、镍、硅、铜、铌、钽、锰和钴，其中每一个这样的元素的重量百分数为0.1及以下；以及硼和钇，其中每一个这样的元素的重量百分数为小于0.005。
4.如权利要求1或2所述的制品，其中所述紧固件包括以下项中的一个：螺栓、螺母、螺柱、螺钉、垫圈、锁紧垫圈以及铆钉。
5.一种选自钛合金紧固件和钛合金紧固件坯料的制品，所述制品包括α/β钛合金，其基本上由以下成分组成（以重量百分数计）：
3.9至4.5的铝；
2.2至3.0的钒；
1.2至1.8的铁；
0.24至0.3的氧；
多达0.08的碳；
多达0.05的氮；
不超过总共0.3的其它元素；
钛；
附带杂质；
其中所述其它元素基本上由以下元素中的一种或多种组成：锡、锆、钼、铬、镍、硅、铜、铌、钽、锰和钴，其中每一此类元素的重量百分数为0.1及以下；以及硼和钇，其中每一此类元素的重量百分数为小于0.005；以及
其中所述制品具有至少170ksi（1,172MPa）的极限拉伸强度和至少103ksi（710.2MPa）的双剪切强度。
6.如权利要求5所述的制品，其中所述制品包括多达0.75英寸（1.91cm）的直径，并且具有至少180ksi（1,241MPa）的极限拉伸强度以及至少108ksi（744.6MPa）的双剪切强度。
7.如权利要求5或6所述的制品，其中所述紧固件包括以下项中的一个：螺栓、螺母、螺柱、螺钉、垫圈、锁紧垫圈以及铆钉。
8.一种用于制备钛合金紧固件坯料的方法，所述方法包括：
提供α/β钛合金，其包括（以重量百分数计）：
3.9至4.5的铝；
2.2至3.0的钒；
1.2至1.8的铁；
0.24至0.3的氧；
多达0.08的碳；
多达0.05的氮；
钛；以及
总共多达0.3的其它元素；
在所述钛合金的α/β相中对所述钛合金进行热轧；
在1小时至2小时的退火时间内及1,200℉（648.9℃）至1,400℉（760℃）的退火温度下使所述钛合金退火；
用空气冷却所述钛合金；
将所述钛合金加工成预定尺寸；
在0.5小时至2小时的固溶处理时间内及1,500℉（815.6℃）至1,700℉（926.7℃）的固溶处理范围下对所述钛合金进行固溶处理；
以至少等于空气冷却速率的冷却速率冷却所述钛合金，
在4小时至16小时的时效处理时间内及800℉（426.7℃）至1,000℉（537.8℃）的时效处理温度下对所述钛合金进行时效处理；以及
用空气冷却所述钛合金。
9.如权利要求8所述的方法，其中所述α/β钛合金的所述其它元素基本上由以下元素中的一种或多种组成：锡、锆、钼、铬、镍、硅、铜、铌、钽、锰和钴，其中每一个这样的元素的重量百分数为0.1及以下；以及硼和钇，其中每一个这样的元素的重量百分数为小于0.005。
10.如权利要求8所述的方法，其中所述热轧在比所述钛合金的β转变温度低50℉（27.8℃）到比所述钛合金的所述β转变温度低600℉（333.3℃）的温度范围内进行。
11.如权利要求8所述的方法，进一步包括，在热轧之后和使所述钛合金退火之前，冷拉所述钛合金，以实现截面积的缩小小于10%并进行退火处理。
12.如权利要求11所述的方法，其进一步包括在冷拉之前用固体润滑剂涂覆所述钛合金。
13.如权利要求12所述的方法，其中所述固体润滑剂是二硫化钼。
14.如权利要求8所述的方法，其中所述退火温度是1,275℉（690.6℃），并且所述退火时间是1小时。
15.如权利要求8所述的方法，其中在加工所述钛合金之前对所述钛合金进行涂覆。
16.如权利要求8所述的方法，其中在所述固溶处理步骤之后的冷却包括以下项中的一个：空气冷却、水冷却以及水淬火。
17.如权利要求8所述的方法，其中所述固溶处理温度是1,610℉（876.7℃），并且所述钛合金的冷却包括水淬火。
18.如权利要求8所述的方法，其中对所述钛合金进行时效处理包括在10个小时内及850℉（454.4℃）下进行时效处理。
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