CN111069499A - 一种tc18钛合金大型捆绑支座锻件锻造工艺方法 - Google Patents

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Abstract

一种TC18钛合金大型捆绑支座锻件锻造工艺方法，其步骤为：(一)多火次锻造制坯：(1)铸锭开坯锻造；(2)多火次换向镦拔变形；(3)棒材锻造；(4)荒坯制备；(二)热模锻造：(1)模具预热；(2)锻件主体成形；(3)锻件成形优化；(三)锻件热处理及检测分析：(1)热处理前机加工；(2)双重退火热处理；(3)检测分析。本发明多火次锻造制坯增加中间坯料的锻透性和组织均匀性、准β热模锻造获得较为理想的网篮组织和优异的综合性能的TC18钛合金。

Description

一种TC18钛合金大型捆绑支座锻件锻造工艺方法
技术领域
本发明涉及热加工与成形技术领域，尤其涉及了一种TC18钛合金大型捆绑支座锻件锻造工艺方法。
背景技术
我国航天型号产品向着大型化的方向发展，结构轻量化要求越来越高，对材料的要求不断提高。捆绑支座是箭体结构中的关键承力构件，用于连接火箭芯级和助推，早期捆绑支座多采用高强钢合金，随着火箭减重需求越来越迫切，近年来开始逐渐采用高强钛合金替代高强钢材料。TC18钛合金名义化学成分为Ti-5Al-5Mo-5V-1Cr-1Fe，是我国于本世纪初仿制前苏联BT22的一种富β元素的ɑ-β型两相钛合金，该合金室温强度高、断裂韧性好，是一种高强高韧型钛合金，在航天、航空等领域中具有不可或缺的地位，可用于制作飞机起落架、框、梁、肋、紧固件等承力构件。
重型运载火箭捆绑支座锻件选用TC18钛合金，其结构尺寸大，形状结构复杂，设计指标要求高。TC18钛合金相变点较低，两相区变形抗力大，大尺寸坯料的锻透性较为困难，棒材组织均匀性不易保证，重型运载火箭捆绑支座锻件投影最大尺寸约1210mm×1260mm×550mm，中间坯料重量近2吨，加剧了坯料制备过程中组织均匀性的控制难度。由于锻件外形较为复杂，棱角较多，且钛合金填充性较差，因此热模锻造时存在部分位置填充不好甚至缺角的问题。此外，产品设计指标要求高，纵向力学性能要求Rm≥1080MPa，Rp0.2≥1010MPa，A≥8％，Z≥20％，aKU≥25J/cm2，同时其低倍组织和高倍组织需满足GJB2744A-2007中的组织评级要求，对于捆绑支座超大锻件存在一定的技术挑战。
发明内容
本发明为解决上述问题，提供一种TC18大型捆绑支座锻件成形方法，采用多火次换向锻造制坯-热模锻造成形的工艺方法，实现大型捆绑支座锻件的精确成形。
本发明所采取的技术方案：
一种TC18钛合金大型捆绑支座锻件锻造工艺方法，其步骤为：
(一)多火次锻造制坯：(1)铸锭开坯锻造：将所需规格的TC18钛合金圆铸锭置于高温电炉内加热，保温一定时间后在锻压机上进行镦粗和拔长变形，单次镦粗和拔长变形量控制在40％～50％；
(2)多火次换向镦拔变形：在相变点以上和相变点以下进行交替多火次换向镦拔变形，在相变点以上单相区锻造的坯料加热，在相变点以下两相区锻造加热，单次镦粗和拔长变形量控制在35％～45％，总变形火次控制在5～12火；
(3)棒材锻造：对坯料进行滚圆制得棒材，坯料加热，锻造火次控制在1～3火，变形量控制在10～30％；
(4)荒坯制备：基于热模锻件尺寸设计出荒坯尺寸，并对上述所得圆形棒材进行锻造制坯，坯料加热，锻造火次控制在2～3火；
(二)热模锻造：(1)模具预热：将模具置于加热炉中加热，待加热均匀后取出安装在锻造压力机上；
(2)锻件主体成形：该火次锻造为准β锻造成形，将制得的荒坯置于高温电炉内加热，待加热均匀后，取出置于锻模下模腔中摆正、成形，终锻温度控制在700℃以上；
(3)锻件成形优化：二次火热摸锻造，棱角位置进一步充型完整，坯料加热，终锻温度控制在700℃以上；
(三)锻件热处理及检测分析：(1)热处理前机加工：为充分保证锻件热处理的均匀性，基于零件结构尺寸，将锻件局部较厚的部位粗加工，保证有效厚度尺寸小于250mm；
(2)双重退火热处理：将粗加工后的锻件置于高温炉中，加热至820℃～850℃，保温60min～180min，炉冷至740℃～760℃，保温60min～180min，空冷；再在500℃～650℃下保温2h～6h，空冷；
(3)检测分析：热处理后的锻件经加工表面后，参照GJB1580A标准进行超声波检查，化学成分、组织及力学性能按照GJB2744A检测。
所述的铸锭开坯锻造TC18钛合金圆铸锭的规格尺寸为Φ650×1300mm～Φ650×1600mm。
所述的铸锭开坯锻造时TC18钛合金圆铸锭在高温电炉内加热至温度1100～1200℃。
所述的多火次换向镦拔变形时，在相变点以上单相区锻造的坯料加热的始锻温度控制在900～1100℃，在相变点以下两相区锻造的始锻温度控制在Tβ-50℃～Tβ-20℃之间。
所述的棒材锻造时坯料加热的始锻温度控制在Tβ-50℃～Tβ-20℃之间。
所述的荒坯制备时坯料加热温度控制在Tβ-50℃～Tβ-20℃之间。
所述的热模锻造过程中对模具预热，将模具置于加热炉中加热至500～600℃。
所述的准β锻造始锻温度在Tβ-10℃～Tβ+30℃之间，终锻温度控制在700℃以上；第二火热模锻造始锻温度控制在Tβ-50℃～Tβ-20℃之间，终锻温度控制在700℃以上。
本发明的有益效果：本发明多火次锻造制坯增加中间坯料的锻透性和组织均匀性、准β热模锻造获得较为理想的网篮组织和优异的综合性能的TC18钛合金，在锻造制坯过程中：(a)首先采用多火次锻造工艺，在相变点上、下多火次换向镦拔变形，确保铸态组织的充分破碎、均匀细化，控制坯料组织的锻透性和均匀性，每道次以较缓慢的速度压下，控制坯料的温升，防止出现过热组织；(b)荒坯制备时，考虑热模锻件尺寸优化设计荒坯尺寸，保证在下一步骤热模锻时充型合理以确保其成形精度，同时保证锻件各个部位变形的均匀性，解决局部区域变形量偏小的问题。在热模锻造成形过程中：(a)首先采用准β锻造，控制坯料加热温度在Tβ-10℃～Tβ+30℃之间，以获得较为理想的网篮组织和优异的力学性能，提高产品的综合性能；(b)然后增加一火次锻造，控制坯料加热温度在Tβ-50℃～Tβ-20℃之间，进行ɑ+β两相区整形锻造，充填坯料局部棱角不饱和部位，以满足产品规格尺寸，从而实现产品形-性协同制造。
附图说明
图1为按照本发明方法获得的TC18捆绑支座锻件心部的高倍组织图。
图2为按照本发明方法获得的TC18捆绑支座锻件边部的高倍组织图。
图3为按照本发明方法获得的TC18捆绑支座锻件的低倍组织图。
具体实施方式
一种TC18钛合金大型捆绑支座锻件锻造工艺方法，其步骤为：
(一)多火次锻造制坯：
(1)铸锭开坯锻造：将所需规格的TC18钛合金圆铸锭，规格在Φ650×1300mm～Φ650×1600mm范围，置于高温电炉内加热至适当的温度范围，温度范围为1100～1200℃，保温一定时间后在锻压机上进行镦粗和拔长变形，单次镦粗和拔长变形量控制在40％～50％；
(2)多火次换向镦拔变形：在相变点以上和相变点以下进行交替多火次换向镦拔变形，在相变点以上单相区锻造的坯料加热温度的始锻温度控制在900～1100℃，在相变点以下两相区锻造的始锻温度控制在Tβ-50℃～Tβ-20℃之间，单次镦粗和拔长变形量控制在35％～45％，总变形火次控制在5～12火；
(3)棒材锻造：对坯料进行滚圆制得棒材，坯料加热温度控制在Tβ-50℃～Tβ-20℃之间，锻造火次控制在1～3火，变形量控制在10～30％；
(4)荒坯制备：基于热模锻件尺寸设计出荒坯尺寸，并对上述所得圆形棒材进行锻造制坯，坯料加热温度控制在Tβ-50℃～Tβ-20℃之间，锻造火次控制在2～3火；
(二)热模锻造：
(1)模具预热：将模具置于加热炉中加热至500～600℃，待加热均匀后取出安装在锻造压力机上；
(2)锻件主体成形：该火次锻造为准β锻造成形，将制得的荒坯置于高温电炉内加热至Tβ-10℃～Tβ+30℃之间，待加热均匀后，取出置于锻模下模腔中摆正、成形，终锻温度控制在700℃以上；
(3)锻件成形优化：该火次锻造目的是使锻件成形优化，棱角位置进一步充型完整，坯料加热温度控制在Tβ-50℃～Tβ-20℃，终锻温度控制在700℃以上；
(三)锻件热处理及检测分析：
(1)热处理前机加工：为充分保证锻件热处理的均匀性，基于零件结构尺寸，将锻件局部较厚的部位粗加工，保证有效厚度尺寸小于250mm。
(2)双重退火热处理：将粗加工后的锻件置于高温炉中，加热至820℃～850℃保温60min～180min，炉冷至740℃～760℃保温60min～180min，空冷；再在500℃～650℃保温2h～6h，空冷。其他实施要求按照GJB3763A进行。
(3)检测分析：热处理后的锻件经加工表面后，参照GJB1580A标准进行超声波检查，化学成分、组织及力学性能按照GJB2744A检测。
下面将结合具体实施例对本发明进行详细阐述。
实施例1
以重型运载火箭TC18捆绑支座锻件产品为例，尺寸规格为1210mm×1260mm×550mm。
步骤(一)：多火次锻造制坯
(1)铸锭开坯锻造：将规格尺寸为Φ650×1500mm的TC18钛合金圆铸锭置于高温电炉内加热至1100～1200℃，保温一定时间后在锻压机上进行镦粗和拔长变形，单次镦粗和拔长变形量控制在40％～50％；
(2)多火次换向镦拔变形：测得铸锭相变点为860℃，在相变点以上和相变点以下进行交替多火次换向镦拔变形，在相变点以上单相区锻造的坯料加热温度的始锻温度控制在900～1100℃，在相变点以下两相区锻造的始锻温度控制在810℃～840℃之间，单次镦粗和拔长变形量控制在35％～45％，总变形火次控制在5～12火；
(3)棒材锻造：对坯料进行滚圆制得棒材，坯料加热温度控制在810℃～840℃之间，锻造火次控制在1～3火，变形量控制在10～30％；
(4)荒坯制备：测得锻态棒材相变点为885℃，基于热模锻件尺寸设计出荒坯尺寸，并对上述所得圆形棒材进行锻造制坯，坯料加热温度控制在835℃～865℃之间，锻造火次控制在2～3火；
步骤(二)：热模锻造
(1)模具预热：将模具置于加热炉中加热至500～600℃，待加热均匀后取出安装在锻造压力机上；
(2)锻件主体成形：该火次锻造为准β锻造成形，测得荒坯相变点为885℃，将制得的荒坯置于高温电炉内加热至875℃～915℃之间，待加热均匀后，取出置于锻模下模腔中摆正、成形，终锻温度控制在700℃以上；
(3)锻件成形优化：该火次锻造目的是使锻件成形优化，棱角位置进一步充型完整，坯料加热温度控制在835℃～865℃，终锻温度控制在700℃以上；
步骤(三)：锻件热处理及检测分析
(1)热处理前机加工：为充分保证锻件热处理的均匀性，基于零件结构尺寸，将锻件局部较厚的部位粗加工，保证有效厚度尺寸小于250mm；
(2)双重退火热处理：将粗加工后的锻件置于高温炉中，加热至820℃～850℃保温60min～180min，炉冷至740℃～760℃保温60min～180min，空冷；再在500℃～650℃保温2h～6h，空冷。其他实施要求按照GJB3763A进行；
(3)检测分析：热处理后的锻件经加工表面后，参照GJB1580A标准进行超声波检查，组织及力学性能按照GJB2744A检测，检测结果满足设计及标准要求，具体结果如下：
(a)超声波探伤结果：对于可检测部位，局部或截面厚度不大于100mm处超声波探伤符合GJB1580A中的AA级要求，局部或截面厚度大于100mm处超声波探伤符合GJB1580A中的A级要求。
(b)显微组织检测结果：如图1所示，靠近心部和边部的高倍显微组织均为α+β两相区的均匀组织，初生α相含量不小于5％，所有β晶界α充分破碎，不存在连续、平直的晶界α相，条状初生α相不大于0.125mm，靠近心部的显微组织符合GJB2744A-2007标准图中的6类，靠近边部的显微组织符合标准图中的3类，均满足标准要求。低倍组织中无缺陷，流线无明显的穿流和严重涡流，流线无明显切断，无肉眼可见的清晰晶粒，符合GJB2744A-2007标准图中的2级评级图，满足标准要求。
(c)力学性能检测检测结果：如表1所示，其中L代表纵向，LT代表长横向，ST代表短横向。可以发现三个方向实测性能均满足设计及标准指标要求，有较大余度，且三个方向性能差异不大，表明锻件各向组织性能一致性较好，无明显各向异性；另外，边部和心部力学性能差别不大，表明锻件各部位性能均匀性和一致性较好。
表1捆绑支座锻件力学性能检测结果
Figure BDA0002314197980000061
Figure BDA0002314197980000071
上述检测结果表明，本发明提出的TC18钛合金大型锻件多火次换向锻造制坯—热模锻造的工艺方法，可充分保证中间合金材料的锻透性和组织均匀性，获得理想的均细化组织和优异的综合性能，满足我国运载火箭总体需求，本发明采用多火次换向锻造制坯、热模锻造的技术手段能够制备出组织均细、综合性能优良的大型TC18钛合金锻件，能够满足产品的设计指标要求，因此可以推广至其他型号大型钛合金锻件产品的研制和生产。此外，该技术的成功应用对提高国内大型钛合金锻件制造水平起到了极大的促进作用，为大型钛合金构件的成形提供了新思路，可逐渐应用转化至其他军事领域和民用领域，具有较大的军事效益和经济效益，具有广阔的应用前景。
以上对本发明的一个实施例进行了详细说明，但所述内容仅为本发明的较佳实施例，不能被认为用于限定本发明的实施范围。凡依本发明申请范围所作的均等变化与改进等，均应仍归属于本发明的专利涵盖范围之内。

Claims (8)

1.一种TC18钛合金大型捆绑支座锻件锻造工艺方法，其特征在于，工艺步骤为：
(一)多火次锻造制坯：(1)铸锭开坯锻造：将所需规格的TC18钛合金圆铸锭置于高温电炉内加热，保温一定时间后在锻压机上进行镦粗和拔长变形，单次镦粗和拔长变形量控制在40％～50％；
(2)多火次换向镦拔变形：在相变点以上和相变点以下进行交替多火次换向镦拔变形，在相变点以上单相区锻造的坯料加热，在相变点以下两相区锻造加热，单次镦粗和拔长变形量控制在35％～45％，总变形火次控制在5～12火；
(3)棒材锻造：对坯料进行滚圆制得棒材，坯料加热，锻造火次控制在1～3火，变形量控制在10～30％；
(4)荒坯制备：基于热模锻件尺寸设计出荒坯尺寸，并对上述所得圆形棒材进行锻造制坯，坯料加热，锻造火次控制在2～3火；
(二)热模锻造：(1)模具预热：将模具置于加热炉中加热，待加热均匀后取出安装在锻造压力机上；
(2)锻件主体成形：该火次锻造为准β锻造成形，将制得的荒坯置于高温电炉内加热，待加热均匀后，取出置于锻模下模腔中摆正、成形，终锻温度控制在700℃以上；
(3)锻件成形优化：二次火热摸锻造，棱角位置进一步充型完整，坯料加热，终锻温度控制在700℃以上；
(三)锻件热处理及检测分析：(1)热处理前机加工：为充分保证锻件热处理的均匀性，基于零件结构尺寸，将锻件局部较厚的部位粗加工，保证有效厚度尺寸小于250mm；
(2)双重退火热处理：将粗加工后的锻件置于高温炉中，加热至820℃～850℃，保温60min～180min，炉冷至740℃～760℃，保温60min～180min，空冷；再在500℃～650℃下保温2h～6h，空冷；
(3)检测分析：热处理后的锻件经加工表面后，参照GJB1580A标准进行超声波检查，化学成分、组织及力学性能按照GJB2744A检测。
2.根据权利要求1所述的TC18钛合金大型捆绑支座锻件锻造工艺方法，其特征在于，所述的铸锭开坯锻造TC18钛合金圆铸锭的规格尺寸为Φ650×1300mm～Φ650×1600mm。
3.根据权利要求1所述的TC18钛合金大型捆绑支座锻件锻造工艺方法，其特征在于，所述的铸锭开坯锻造时TC18钛合金圆铸锭在高温电炉内加热至温度1100～1200℃。
4.根据权利要求1所述的TC18钛合金大型捆绑支座锻件锻造工艺方法，其特征在于，所述的多火次换向镦拔变形时，在相变点以上单相区锻造的坯料加热的始锻温度控制在900～1100℃，在相变点以下两相区锻造的始锻温度控制在Tβ-50℃～Tβ-20℃之间。
5.根据权利要求1所述的TC18钛合金大型捆绑支座锻件锻造工艺方法，其特征在于，所述的棒材锻造时坯料加热的始锻温度控制在Tβ-50℃～Tβ-20℃之间。
6.根据权利要求1所述的TC18钛合金大型捆绑支座锻件锻造工艺方法，其特征在于，所述的荒坯制备时坯料加热温度控制在Tβ-50℃～Tβ-20℃之间。
7.根据权利要求1所述的TC18钛合金大型捆绑支座锻件锻造工艺方法，其特征在于，所述的热模锻造过程中对模具预热，将模具置于加热炉中加热至500～600℃。
8.根据权利要求1所述的TC18钛合金大型捆绑支座锻件锻造工艺方法，其特征在于，所述的准β锻造始锻温度在Tβ-10℃～Tβ+30℃之间，终锻温度控制在700℃以上；第二火热模锻造始锻温度控制在Tβ-50℃～Tβ-20℃之间，终锻温度控制在700℃以上。
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