技术领域
[0001] 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
[0002] 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。
[0003] 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
[0004] 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。
[0005] 本发明所采取的技术方案：
[0006] 一种TC18钛合金大型捆绑支座锻件锻造工艺方法，其步骤为：
[0007] (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％；
[0008] (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；
[0009] (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％；
[0010] (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；
[0011] (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；
[0012] (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；
[0013] (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；
[0014] (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；
[0015] (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；
[0016] (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。
[0017] 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。
[0018] 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℃。
[0019] 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。
[0020] 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。
[0021] 所述的荒坯制备时坯料加热温度控制在Tβ-50℃～Tβ-20℃之间。
[0022] 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℃。
[0023] 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。
[0024] 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
[0025] 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。
[0026] 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。
[0027] 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
[0028] 一种TC18钛合金大型捆绑支座锻件锻造工艺方法，其步骤为：
[0029] (一)多火次锻造制坯：
[0030] (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％；
[0031] (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；
[0032] (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％；
[0033] (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；
[0034] (二)热模锻造：
[0035] (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；
[0036] (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；
[0037] (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；
[0038] (三)锻件热处理及检测分析：
[0039] (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。
[0040] (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。
[0041] (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。
[0042] 下面将结合具体
实施例对本发明进行详细阐述。
[0043] 实施例1
[0044] 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。
[0045] 步骤(一)：多火次锻造制坯
[0046] (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％；
[0047] (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；
[0048] (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％；
[0049] (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；
[0050] 步骤(二)：热模锻造
[0051] (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；
[0052] (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；
[0053] (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；
[0054] 步骤(三)：锻件热处理及检测分析
[0055] (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；
[0056] (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；
[0057] (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：
[0058] (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。
[0059] (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。
[0060] (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。
[0061] 表1捆绑支座锻件力学性能检测结果
[0062]
[0063]
[0064] 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。
[0065] 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。
