CN112355214B - 一种重型火箭捆绑支座用大尺寸锻件的制备方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种重型火箭捆绑支座用大尺寸锻件的制备方法，它选用规格为Φ500~600mm，具有均匀α+β两相区组织的Ti55511钛合金棒材作为原材料，经自由锻造制作荒坯→荒坯预成型锻造→锻件主体成型锻造→锻件近β温度充型优化锻造制备而成。

Description

一种重型火箭捆绑支座用大尺寸锻件的制备方法
技术领域
本发明提供一种大型整体锻件的制备方法，用以制备组织均匀、性能良好的重型火箭捆绑支座用锻件，锻件的投影面积为1.51m2，最大截面厚度550mm。
背景技术
随着航天型号的发展，产品结构的尺寸日趋增大，形状越来越复杂，结构轻量化要求越来越高，对材料的要求不断提高。高强韧钛合金作为结构材料在航天、航空等领域中具有不可或缺的地位，是钛合金发展最为重要的方向之一。捆绑支座锻件是火箭箭体结构中的关键部件，用于连接芯级和助推器，早期多使用高强钢材料，随着火箭减重需求日益迫切，近年来开始尝试采用高强钛合金替代高强钢材料，强度要求≥1050MPa，但高强钛合金锻件的整体成形性能较差，加工难度大。本项目针对重型火箭的应用需求，开展了高强钛合金整体成形锻件的制备方法研究，实现了该锻件的规模化生产，满足了航天型号的发展需求。
Ti55511钛合金名义成分为Ti-5Al-5Mo-5V-1Cr-1Fe，是一种典型的高强高韧近β钛合金，其β稳定合金元素含量为12%，Mo当量为11.76%，Al当量为5.0%。该合金在退火状态下具有很高的强度水平，可达1080MPa以上，采用强化处理工艺，强度还可达1300MPa以上，适宜制造航天支撑架、连接件等大型关键承力构件。通过合适的锻造工艺控制，确保锻件显微组织呈现网篮组织状态，锻件的强度与韧性匹配最佳。
锻件外形轮廓见图1，投影最大尺寸约1210mm×1260mm×550mm，形状结构复杂。
发明内容
针对上述现有技术存在的不足，本发明提供了一种重型火箭捆绑支座用锻件的选材及制备方法，材料选用比强度高的高强高韧钛合金材料，同时解决其整体加工成形难的问题，满足工业化生产的要求。
原料选用本公司自行生产的规格为Φ500~600mm，具有均匀α+β两相区组织的Ti55511钛合金棒材，该合金具有很好的淬透性，最大截面淬透深度可达250mm。
本制造方法的工艺路线：自由锻造制作荒坯→荒坯预成型锻造→锻件主体成型锻造→锻件近β温度充型优化锻造。
具体制备过程如下：
（1）自由锻造制作荒坯
荒坯制作自由锻造温度选择在β转变温度以下30℃～50℃，对Ti55511钛合金棒材进行1～3火次的自由锻造成型，每火次锻造比控制在1.3～1.8之间，且每道次锻造压下量控制在10～40mm之间，锻后均采用空冷。
（2）荒坯预成型锻造
加热温度在β转变温度以下10℃~30℃，对荒坯进行1火次预成型模锻，锻造压下量控制10～20mm，控制终锻温度≥750℃，锻后空冷。
（3）锻件主体成型锻造
首先对预成型完的坯料进行加热，加热温度在β转变温度以上10℃~30℃，加热过程采用阶梯式的升温方式，最高温度的保温时间按坯料最大截面处的截面厚度乘以0.35系数核算控制，加热完成后坯料出炉空冷至室温；然后再对预成型坯料进行1火次大变形模锻，加热温度在β转变温度以下10℃~20℃，锻造压下量控制20～50mm，变形速率保持恒定且控制在0.5~3mm/s之间，控制终锻温度≥750℃，锻后空冷。
（4）锻件近β温度充型优化锻造
对主体锻造成型完成的坯料进行2～4火次的充型优化锻造，加热温度在β转变温度以下5℃~10℃，坯料出炉后转移至模腔内的时间控制在15s以内，锻造压下量控制3～8mm，变形速率控制在0.8~4mm/s之间，每火次充型优化锻造前采用石墨粉对模腔进行良好的润滑，模具预热温度控制在200~400℃，控制终锻温度≥800℃，锻后空冷。
与现有技术相比，本发明具备的有益效果在于：
本发明可以较好的解决高强高韧钛合金材料整体成型难的问题。为了实现锻件强度与韧性的最佳匹配，需要控制锻件显微组织为网篮组织状态，在常规模锻过程中，一般采用相变点以上的加热和锻造来实现显微组织的控制，但由于坯料各个部位尺寸差异较大，在相同的锻造压下量时，各部位的锻造比差异较大，在β转变温度以上的锻造时，锻造比的差异会明显反映到锻件的组织状态中，导致最终锻件的组织和性能不能稳定的满足要求，工艺空间非常窄。
而本发明在β转变温度以上成型的关键火次采用了只加热不锻造变形的工艺思路，然后在相变点以下进行大变形模锻，同时配合利用近β转变温度的充型优化锻造来实现复杂形状锻件的良好充型。既保证了相变点以上加热过程的组织演变控制，又能利用相变点以下1火次的大变形模锻破碎相变点以上形成的连续晶界α相，再加上小变形的近β锻造，确保锻件组织保持在均匀的网篮组织状态，较好的拓宽工艺空间，减小变形温度和锻造比差异带来的不利影响。本发明能够实现高强高韧钛合金大投影面积锻件组织性能的稳定控制，实现复杂形状锻件的良好成型，满足航天型号发展的迫切需求。
附图说明
图1为本发明所述锻件外形轮廓图
图2为本发明所述荒坯外形轮廓示意图
图3为本发明实施例一中的主体成型锻造完成后的锻件毛坯实物图
图4为本发明实施例一中的锻件低倍组织图
图5为本发明实施例一中的锻件显微组织图
图6为本发明实施例二中的充型锻造完成后的毛坯实物图
图7为本发明实施例二中的锻件低倍组织图
图8为本发明实施例二中的锻件显微组织图。
具体实施方法
现结合附图及具体实施例，来对本发明作进一步的阐述。以下仅为本发明的优选实施例，并非用于限制本发明的保护范围。任何在不脱离本发明构思前提下的相同或相似方案均应落在本发明的保护范围内。
实施例一
原料选用本公司自行生产的规格为Φ500mm的Ti55511合金棒材，棒材具有均匀α+β两相区组织，棒材的β转变温度为880℃。
（一）自由锻造制作荒坯：锻造加热温度选择在840℃，对Ti55511钛合金棒材进行3火次的自由锻造成型至图2所示的外形轮廓及尺寸要求，每火次锻造比控制在1.5，且每道次锻造压下量控制在30mm，锻后均采用空冷；
（二）荒坯预成型锻造：锻造加热温度选择在860℃，对荒坯进行1火次预成型模锻，锻造压下量控制15mm，锻后空冷；
（三）锻件主体成型锻造：首先对预成型完的坯料进行加热，加热过程采用阶梯式的升温方式，加热最高温度选择在892℃，保温时间控制在137分钟，出炉后直接空冷至室温。然后再对预成型坯料进行1火次大变形模锻，加热温度选择在865℃，锻造压下量控制在45mm，变形速率保持恒定且控制在0.95mm/s，控制终锻温度≥750℃，锻后空冷。主体成型锻造完成后的锻件毛坯实物见图3；
（四）锻件近β温度充型优化锻造：对主体锻造成型完成的坯料进行2火次的充型优化锻造，加热温度选择在870℃，坯料出炉后转移至模腔内的时间控制在12s，每火次锻造压下量控制5mm，变形速率控制在1.4mm/s，控制终锻温度≥800℃，锻后空冷。
图4是经过本工艺锻造制备出的锻件的低倍组织图，可以看出低倍组织均匀。图5为锻件的显微组织，可以看出显微组织非常均匀。表1为锻件不同方向的力学性能实测结果，满足锻件的使用要求：
表1 锻件不同方向的力学性能分析结果（实施例一）
Figure DEST_PATH_IMAGE001
实施例二
原料选用本公司自行生产的规格为Φ600mm的Ti55511合金棒材，棒材具有均匀α+β两相区组织，棒材的β转变温度为870℃。
（一）自由锻造制作荒坯：锻造加热温度选择在835℃，对Ti55511钛合金棒材进行2火次的自由锻造成型至图2所示的外形轮廓及尺寸要求，每火次锻造比控制在1.7，且每道次锻造压下量控制在30mm，锻后均采用空冷；
（二）荒坯预成型锻造：锻造加热温度选择在855℃，对荒坯进行1火次预成型模锻，锻造压下量控制14mm，锻后空冷；
（三）锻件主体成型锻造：首先对预成型完的坯料进行加热，加热过程采用阶梯式的升温方式，加热最高温度选择在888℃，保温时间控制在140分钟，出炉后直接空冷至室温。然后再对预成型坯料进行1火次大变形模锻，加热温度选择在860℃，锻造压下量控制在40mm，变形速率保持恒定且控制在0.85mm/s，控制终锻温度≥750℃，锻后空冷；
（四）锻件近β温度充型优化锻造：对主体锻造成型完成的坯料进行4火次的充型优化锻造，加热温度均选择在865℃，坯料出炉后转移至模腔内的时间控制在10s，每火次锻造压下量控制4mm，变形速率控制在1.5mm/s，控制终锻温度≥800℃，锻后空冷。充型锻造完成后的锻件毛坯实物见图6。
图7是经过本工艺锻造制备出的锻件的低倍组织图，可以看出低倍组织均匀。图8为锻件的显微组织，可以看出显微组织非常均匀。表2为锻件不同方向的力学性能实测结果，满足锻件的使用要求：
表2 锻件不同方向的力学性能分析结果（实施例二）
Figure 872289DEST_PATH_IMAGE002

Claims (6)

1.一种重型火箭捆绑支座用大尺寸锻件的制备方法，其特征在于，其材料选用规格为Φ500~600mm，具有均匀α+β两相区组织的Ti55511钛合金棒材，其工艺路线为，自由锻造制作荒坯→荒坯预成型锻造→锻件主体成型锻造→锻件近β温度充型优化锻造，具体通过如下步骤来实现：
（1）自由锻造制作荒坯
荒坯制作自由锻造温度选择在β转变温度以下30℃～50℃，对Ti55511钛合金棒材进行1～3火次的自由锻造成型，每火次锻造比控制在1.3～1.8之间；
（2）荒坯预成型锻造
加热温度在β转变温度以下10℃~30℃，对荒坯进行1火次预成型模锻；
（3）锻件主体成型锻造
首先对预成型完的坯料进行加热，加热温度在β转变温度以上10℃~30℃，最高温度的保温时间按坯料最大截面处的截面厚度乘以0.35系数核算控制，加热完成后坯料出炉空冷至室温；然后再对预成型坯料进行1火次大变形模锻，加热温度在β转变温度以下10℃~20℃，锻造压下量控制20～50mm；
（4）锻件近β温度充型优化锻造
对主体锻造成型完成的坯料进行2～4火次的充型优化锻造，加热温度在β转变温度以下5℃~10℃，坯料出炉后转移至模腔内的时间控制在15s以内，锻造压下量控制3～8mm，模具预热温度控制在200~400℃。
2.根据权利要求1所述的重型火箭捆绑支座用大尺寸锻件的制备方法，其特征在于，上述自由锻造制作荒坯步骤中，每道次锻造压下量控制在10～40mm之间，锻后均采用空冷。
3.根据权利要求1所述的重型火箭捆绑支座用大尺寸锻件的制备方法，其特征在于，上述荒坯预成型锻造步骤中，锻造压下量控制10～20mm，控制终锻温度≥750℃，锻后空冷。
4.根据权利要求1所述的重型火箭捆绑支座用大尺寸锻件的制备方法，其特征在于，上述锻件主体成型锻造步骤中，加热过程采用阶梯式的升温方式升温至β转变温度以上10℃~30℃。
5.根据权利要求1或4所述的重型火箭捆绑支座用大尺寸锻件的制备方法，其特征在于，上述锻件主体成型锻造步骤中，大变形模锻的变形速率保持恒定且控制在0.5~3mm/s之间，控制终锻温度≥750℃，锻后空冷。
6.根据权利要求1所述的重型火箭捆绑支座用大尺寸锻件的制备方法，其特征在于，上述锻件近β温度充型优化锻造步骤中，变形速率控制在0.8~4mm/s之间，每火次充型优化锻造前采用石墨粉对模腔进行良好的润滑，控制终锻温度≥800℃，锻后空冷。
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