一种航空钛合金部件及其制备方法与流程

1.8～2.2％，zr 3.6～4.4％，mo 1.8～2.2％，si 0.06～0.1％，fe≤0.1％，o≤0.15％，c≤0.05％，n≤0.05％，余量为ti和不可避免的杂质(ta19钛合金棒材)；
13.(2)将上一步钛合金棒材加热至β相变温度以上15～25℃并进行镦粗处理，重复该操作(即加热-镦粗操作)至钛合金棒材的轴向变形量累计为80～90％，然后将产物置于空气中冷却；
14.(3)将上一步产物用软包套包裹，加热至β相变温度以上15～25℃，然后置入预热的模具中，采用反挤压模锻方法，用模锻压机进行模锻处理；
15.其中，模具的预热温度为300℃～350℃，模锻压机的压制速度为1.5～2.5mm/s，模锻处理时控制锻件的等效应变量大于或等于0.7；
16.(4)将上一步产物加热至β相变温度下45～55℃进行固溶处理，保温50～70分钟，然后将产物置于空气中冷却；
17.(5)将上一步产物在585～605℃进行时效处理，保温7～9小时，然后将产物置于空气中冷却。
18.在一些实施方案中，步骤(1)中，钛合金棒材的长径向比为2～3。
19.在一些实施方案中，步骤(2)中，每次镦粗处理的变形量为40～60％。
20.在一些实施方案中，步骤(2)中，每次镦粗处理的终锻温度≥800℃。
21.在一些实施方案中，步骤(4)中，先将上一步的产物在850～950℃预热80～100分钟，然后再加热至β相变温度下45～55℃进行固溶处理。
22.在一些实施方案中，所述钛合金部件的组织结构为网篮组织。
23.在一些实施方案中，所述钛合金部件的力学性能如下：
24.常温抗拉强度1000～1015mpa，例如1010mpa；
25.常温屈服强度900～920mpa，例如915mpa；
26.常温延伸率11～13％，例如12％；
27.常温断面收缩18～22％，例如20％；
28.400℃抗拉强度695～715mpa，例如705mpa；
29.400℃屈服强度510～605mpa，例如561mpa；
30.400℃延伸率11～13％，例如12％；
31.400℃断面收缩30～35％，例如34％。
32.在一些实施方案中，所述钛合金部件是涡扇发动机的压气机鼓筒部。
33.在一些方面，本公开提供一种钛合金部件，由上述任一项所述的方法制备获得。
34.在一些方面，本公开提供一种制备用于压气机转子(例如高压压气机转子)的方法，包括
[0035]-提供盘部，所述盘部的材质为tc17钛合金，显微组织为网篮组织；
[0036]-提供鼓筒部，所述鼓筒部的材质为ta19钛合金，显微组织为网篮组织；
[0037]-通过摩擦焊将鼓筒部与盘部焊接；
[0038]-将上一步产物加热至β相变温度下45～55℃进行固溶处理，保温的时间为50～70分钟，然后将产物置于空气中冷却；
[0039]-将上一步产物在585～605℃进行时效处理，保温7～9小时，然后将产物置于空气中冷却。
[0040]
在一些实施方案中，所述盘部的制备方法包括：
[0041]
(1)提供具有双态组织的钛合金棒材，钛合金棒材的成分如下：al 5.5～6.5％，sn 1.8～2.2％，zr 3.6～4.4％，mo 1.8～2.2％，si 0.06～0.1％，fe≤0.1％，o≤0.15％，c≤0.05％，n≤0.05％余量为ti和不可避免的杂质；
[0042]
(2)将上一步钛合金棒材加热至β相变温度以上15～25℃并进行镦粗处理，重复该操作(即加热-镦粗操作)至钛合金棒材的轴向变形量累计为80～90％，然后将产物置于空气中冷却；
[0043]
(3)将上一步产物用软包套包裹，加热至β相变温度以上15～25℃，然后置入预热的模具中，采用反挤压模锻方法，用模锻压机进行模锻处理；
[0044]
其中，模具的预热温度为300℃～350℃，模锻压机的压制速度为1.5～2.5mm/s。
[0045]
在一些方面，本公开提供一种用于压气机转子，由上述制备用于压气机转子的方法制备获得。
[0046]
术语说明：
[0047]“镦粗”是指沿钛合金棒材轴线方向对其进行镦粗。
[0048]“变形量”按如下方式计算：每次镦粗的前后，棒材轴线方向的长度分别为l1和l2，则变形量＝(1-l2/l1)
×
100％。
[0049]“长经比”是指棒材的长度和截面直径的比例。
[0050]“软包套”工艺是指锻造时在锻件表面包覆一层耐火材料进行保温处理，可降低模锻过程中锻件的温降，降低成形载荷；同时可提高锻造变形过程中锻件温度分布的均匀性，从而提高锻件的变形均匀性。在一个具体实例中，软包套工艺可包括：将黏结剂均匀地洒在纤维毡上，将涂有黏结剂的纤维毡从内向外均匀缠绕锻件约2～3层形成软包层，最后用钢带包裹软包层。
[0051]“ta19钛合金”和“ti-6al-2sn-4zr-2mo-0.08s钛合金”具有相同的含义，具体定义可参考gb/t 3620.1-2016的规定。其成分如下，al 5.5～6.5％，sn 1.8～2.2％，zr 3.6～4.4％，mo 1.8～2.2％，si 0.06～0.1％，fe≤0.1％，o≤0.15％，c≤0.05％，n≤0.05％余量为ti和不可避免的杂质；
[0052]“tc17钛合金”和“ti-5al-2sn-2zr-4mo-4cr钛合金”具有相同的含义，具体定义可参考gb/t 3620.1-2016的规定。其成分如下，al4.5～5.5wt％，mo3.5～4.5wt％，cr3.5～4.5wt％，sn1.5～2.5wt％，zr1.5～2.5wt％，fe≤0.25，c≤0.05，n≤0.05，o0.08～0.13，h≤0.125，余量为ti和不可避免的杂质。
[0053]“双态组织”是一种既存在在等轴初生α相，又存在片状α相的纤维组织。典型组织形貌如gb/t 6611-2008钛及钛合金术语和金相图谱中所示。
[0054]“网篮组织”是钛合金的一种显微组织。以下文献详细描述了该显微组织的定义，将其全文引用至此。朱知寿著.新型航空高性能钛合金材料技术研究与发展[m].北京：航空工业出版社,2013.12.第48-50页。或者，赵永庆，陈永楠编.钛合金相变及热处理[m].长沙：中南大学出版社,2012.01.第128-130页。
[0055]“β相变温度”是指发生α β/β的相变的温度。
[0056]
有益效果
[0057]
本公开一项或多项技术方案具有以下一项或多项有益效果：
[0058]
(1)本公开的钛合金部件可作为钛合金鼓筒使用，其能够满足宽体客机发动机高压压气机钛合金鼓筒区域高温高压力的工况，具有较好的热蠕变性能及高温拉伸性能；
[0059]
(2)本公开的钛合金部件具有显著减少的并列针状α相，以及显著减少的粗大连续的晶界α相；
[0060]
(3)本公开的钛合金部件可以与钛合金网篮组织tc17钛合金盘件进行同种组织焊接，降低异种焊接带来的不良影响。
附图说明
[0061]
图1涡扇发动机高压压气机转子的示意图；
[0062]
图2为实施例1(b，d)和对比例1(a，c)制备的钛合金部件的显微组织照片。
具体实施方式
[0063]
下面将结合实施例对本发明的实施方案进行详细描述，但是本领域技术人员将会理解，下列实施例仅用于说明本发明，而不应视为限定本发明的范围。实施例中未注明具体条件者，按照常规条件或制造商建议的条件进行。所用药品或仪器未注明生产厂商者，均为可以通过市购获得的常规产品。
[0064]
以下实施例使用的ta19原料棒材()具有α β双态组织。
[0065]
原料棒材的具体成分如下：
[0066]
化学成分(wt％)
[0067]
alsnzrmosifecnoh6.051.973.951.950.0690.0120.0120.00290.110.0016
[0068]
原料棒材的β相变点为1010℃。
[0069]
原料棒材的力学性能如下：
[0070][0071][0072]
实施例1
[0073]
利用ta19原料棒材制备钛合金鼓筒部的方法如下：
[0074]
(1)镦粗处理：采用规格α β态ta19棒材，在t
β
20℃保温100min
±
5min后进行一火次的镦粗，变形量约为50％，终端温度≥800℃，空冷。重复上述操作，累计进行三火次镦粗，最终将棒材镦至规格为的饼坯。
[0075]
(2)模锻处理：采用软包套将锻件包裹，加热至t
β
20℃，保温1h
±
5min，然后置入预热的模具中，反挤压模锻方法，用模锻压机进行模锻处理，获得鼓筒部；
[0076]
该步骤中，模具的预热温度为300℃～350℃，模锻压机的压制速度为2mm/s。模锻模拟等效应变量各区域均大于0.7。
[0077]
(3)固溶处理：将模锻后的产物在900℃预热90min，然后升温至相t
β-50℃，并保温1h
±
5min，空冷。
[0078]
(4)时效处理：将固溶处理后的产物加热至595
±
6℃，保温8h
±
15min，空冷。
[0079]
对比例1
[0080]
对比例1的方案与实施例1类似，区别在于：
[0081]
步骤(1)中，墩粗的温度为tβ 30℃。
[0082]
步骤(3)中，固溶的温度为tβ-20℃。
[0083]
分析检测
[0084]
(1)显微组织
[0085]
图2为实施例1(b，d)和对比例1(a，c)制备的钛合金部件的显微组织照片。
[0086]
实施例1和对比例1的钛合金均具有网篮组织。与对比例1的钛合金组织(a，c)相比，实施例1的钛合金组织(b，d)中，原始β晶粒得到明显细化，原始β晶界得到明显破碎，且无晶界连续α相。晶粒内α相集束尺寸明显减小，α相交织密度升高，且α相片状层明显细化。
[0087]
如图2所示，实施例1和对比例1中均含有羽毛状组织，即为针状排布的α集束，这种组织一般从原始β晶界开始长大，延伸至整个原始晶粒或与其他集束相交。如对比例1(图2的c)的显微组织所示，图的左边示出从晶界生长延伸的α集束。尽管实施例1(图2的d)的显微组织中也包含针状排布的α集束，但是尺寸较小，且与其他方向的集束形成交织密度较高的织构组织，片层明显细化，因此实施例1的钛合金的显微组织与力学性能均有提高。
[0088]
(2)力学性能
[0089]
按照标准方法对实施例1和对比例1的钛合金部件进行力学性能测试。
[0090]
表1
[0091][0092]
如表1所示，从力学性能来看，实施例1的钛合金部件在拉伸强度和屈服强度方面与对比例1相比均有明显提高，在延伸率方面与对比例1相当。
[0093]
实施例2
[0094]
本例使用实施例1的ta19钛合金部件与tc17钛合金部件焊接结合，获得高压压气机钛合金转子。步骤如下：
[0095]
(1)提供实施例1的钛合金鼓筒部(尚未经固溶和退火处理)，其材质为ta19钛合金，显微组织为网篮组织。
[0096]
(2)提供高压压气机盘部，其材质为tc17钛合金，显微组织为网篮组织；此处tc17钛合金的成分为：
[0097]
化学成分(wt％)
[0098]
almocrsnzrfecnoh5.114.064.051.982.040.0290.0080.0050.100.0005
[0099]
(3)采用惯性摩擦焊的方法将步骤(1)的鼓筒部和步骤(2)的盘部焊接连接，惯性摩擦焊的工艺参数为：顶端压力100-120mpa，转速500-600r/min，惯量2000-3000kg m2。
[0100]
(4)对上一步产物进行固溶和时效处理，固溶和时效处理条件与实施例1相同。
[0101]
获得如图1所示的涡扇发动机高压压气机转子。该高压压气机转子包括盘部2和鼓筒部1，二者通过焊缝3连接。
[0102]
传统技术中，惯性摩擦焊对不同组织结构带来的应力差异影响较大。β相钛合金晶体结构为bcc，而α相钛合金晶体结构为hcp，如果采用α β结构的ta19钛合金与β结构的tc17进行焊接，惯性摩擦焊后急冷会使α β原始结构的ta19钛合金变为β结构，导致焊缝与母材间由于晶格不匹配产生巨大应力差异，降低塑性与疲劳性能。
[0103]
实施例2的方案采用β结构(网篮组织)的ta19钛合金与β结构(网篮组织)的tc17进行焊接，通过使两种合金的显微组织结构统一为网篮组织，使得两种母材与焊缝不会由于晶格不匹配产生巨大应力差异，降低组件使用寿命，因此克服了上述问题1。
[0104]
传统技术中tc17合金焊缝强度由于在惯性摩擦焊后的冷却过程，会形成残余β相，降低焊缝区域的强度，过高温度退火可能会导致焊缝强度下降及母材疲劳性能下降。
[0105]
实施例2的方案创新地采用较低的固溶时效温度，这使得tc17合金焊缝强度和母材疲劳性能得以保持，既加强了焊缝强度，又确保了tc17钛合金盘部和ta19钛合金鼓筒部同时具有较好的力学性能。
[0106]
尽管本发明的具体实施方式已经得到详细的描述，但本领域技术人员将理解：根据已经公开的所有教导，可以对细节进行各种修改变动，并且这些改变均在本发明的保护范围之内。本发明的全部范围由所附权利要求及其任何等同物给出。