钛合金的密度低,通常在4.51g.cm^-3左右,仅为钢的60%,但一些高强度钛合金的强度超过了很多合金结构钢,因其拥有比强度高、、刚性好、、质量轻以及抗侵蚀机能好等一系列利益,被宽泛利用于飞机的发起机构件、、骨架、、蒙皮、、紧固件、、动弹件及起落架等[1]。。。而TC6钛合金(相当于俄罗斯商标BT3-1)是目前利用最宽泛的Ti-Al-Mo-Cr-Fe-Si系钛合金[2],为马氏体型α+β两相热强钛合金,因其为双相钛合金,相较于近α单相钛合金,其叶片在热处置过程中受铸造残存应力开释、、自身重力作用、、温度变动引起的热效应及组织转变引起的体积效应等综合作用更容易产生变形,成为叶片制作中的一大行业共性难题。。。

传统的叶片铸造方式为大余量模锻,其热处置过程中重要是通过节制资料相变来获得预期组织,从而使其拥有所需机能[3],精密叶型尺寸则通过机械调整加工去除预留余量的方式来获得,但是该加工方式效能较低、、刀具损耗大且成本偏高。。。随着近净成形技术的发展及出产工作对效力提升的需要,叶片及其他重要零部件的铸造方式逐步由传统的大余量铸造演变为小余量铸造甚至为精锻[4],相应的热处置变形逐步成为凸起问题。。。

近年来叶片制作企业逐步将热处置变形预赔偿至模具中[5],但是在科研和现实出产过程中,热处置变形量较大且变形犯法规给模具预赔偿工作带来很大困扰。。。本项目团队前期通过优化热处置夹具使叶片尽可能竖直悬挂于夹具上以降低叶片自身重力作用[6],并通过增长气流挡板来降低气淬过程中的热应力,均获得了较显著的降低叶片热处置变形的成效[7],但是叶片热处置变形量还是较大,其扭角变动大于1°、、概括变动超过0.08mm(公差领域)、、弯曲变动超过0.1mm。。。

本文设计并执行了几组分歧的形变热处置工艺,并对比分析分歧形变热处置工艺对叶片组织、、机能及叶型变形的影响,探求分析形变热处置工艺在节制TC6钛合金叶片热处置变形中的可行性。。。

1、、试验

1.1　试验筹备

试验拔取某型进口整流TC6钛合金叶片为典型试验件,原资料选用宝钛集团有限公司出产的Φ13mm×2000mm的棒料,其相变温度T_β=973℃,再结晶温度T_再=821℃,共投料60件叶片及60根试样。。。试验筹备阶段的重要工艺路线为:长棒料下料(短棒料,单件)顶锻预锻,其坯料状态变动如图1所示,其中顶锻坯料尺寸变动如图2所示,需满足锻件充型成形需要[8]。。。

1.2　试验分组及试验过程

试验分为6组,别离为S0、、S2、、S3、、S4、、S9和S10,各组均蕴含10件压扁试棒和10件叶片,各试验组的试验参数[9]如表1所示,其中终锻变形量根基一致,为50%~60%,热校变形量根基一致,为4%~7%,终锻及热校前的加热保温功夫为12~16min,终锻及热校的上模温度为(190±10)℃、、下模温度为(220±10)℃。。。

热处置试验分为正常等温退火热处置和形变热处置,其分歧组此外热处置工艺曲线如图3所示。。。

热处置前后对所有叶片型面依照HB5647—1998[10]进行尺寸检测,最后按HB7726—2002[11]的技术要求对叶片进行金相检测,并对随炉压扁试棒进行力学机能检测。。。

2、、了局及分析

2.1　形变热处置对降低TC6钛合金叶片热处置变形量的可行性分析

分歧热处置工艺对叶片锻件热处置前后变形影响的了局如图4所示,其中,设计图划定需检测的10个截面如图4a所示,截面现实检测叶型与理论叶型对比的线概括示意图见图4b。。。由图3、、图4及表1分析可知,选取形变热处置工艺后,叶片盆背概括变动最大,为0.03mm,弯曲变动最大,为0.07mm,扭角变动最大,为0.2°。。。相较正常等温退火热处置前后检测的叶型尺寸变动,选取形变热处置工艺削减了高温热处置过程,可使叶片热处置变形量大大降低,盆背概括变形量降低62%,弯曲变形量降低近90%,扭角变形量降低近90%。。。

2.2　形变热处置对TC6钛合金叶片基材组织的影响

图5为叶片经过分歧试验组热处置后的金相组织,由S0、、S3和S10组的金相组织及工艺参数分析可知,将形变热处置搁置在终锻并只进行后续的低温退火热处置时,其组织重要是终锻后的组织状态,即为较拉长的初生α相+β相,其铸造温度越高,初生α相相对越大,这是由于有足够的能量驱策初生α相长大[12]。。。对比S0、、S3、、S10组和S2、、S4组的金相组织及工艺参数可知,将形变热处置搁置在终锻工序之后的热校工序中并进行再结晶温度以下的退火时,在该(α+β)相温度区的热校工艺参数下可促使β相转变,组织中析出一些藐小的圆棒状和条状的次生α相,且热校温度越高,空冷下催生的次生α相越多,在后续的低温退火过程中次生α相会弥散更均匀,起到的强化成效更好[13]。。。对比S2、、S4组和S9组的金相组织及工艺参数可知,因热校加热保温功夫较短,没有充足的能量驱策初生α相称轴化和长大以及次生α相长大,故S9组的金相组织中次生α相稍微长大,而S2和S4组的金相组织中仍旧保留较为藐小弥散的次生α相,起到较好的强化成效。。。

2.3　形变热处置对TC6钛合金叶片热处置机能的影响

表2为分歧试验组热处置后的叶片随炉压扁试棒的室温拉伸及室温冲击力学机能测试了局,表3为分歧试验组热处置后的叶片随炉压扁试棒在400℃下的高温拉伸及高温悠久力学机能检测了局。。。

钛合金的使用机能由组织结构决定,而组织结构取决于合金的成分、、热加工和热处置伎俩[14]。。。对比S0、、S3、、S10组和S2、、S4组的金相组织及力学机能可知,在终锻与低温退火间增长热校工序可使初生α相稍微长大,并适当降低其强度以满足HB7726—2002[11]中叶片锻件的技术要求。。。对比S2、、S4组和S9组的金相组织及力学机能可知,为进一步降低形变热处置的强度,可适当增长形变热处置的保温功夫或适当降低形变热处置的保温温度,以保留更多的初生α相或让初生α相及次生α相适当长大。。。

3、、结论

(1)选取“终锻+热处置(900~(Tβ-40)℃,保温12~16min,终锻,10s内将锻件转移至空气中冷却至室温)低温退火(640℃,保温120~130min,0.1MPa氩气冷却至60℃后空冷)”或“终锻((Tβ-40)℃,保温12~16min,终锻)热校+热处置(850~900℃,保温12~16min,热校,10s内将锻件转移至空气中冷却至室温)低温退火(640℃,保温120~130min,0.1MPa氩气冷却至60℃后空冷)”的形变热处置工艺,可降低TC6钛合金叶片超60%的热处置变形量。。。

(2)当选取形变热处置工艺时,应放在终锻之后的热校工序中,可获得预期组织及机能,并使其满足叶片锻件技术要求。。。(3)为使叶片锻件通过形变热处置降低热处置变形量,并更好地使叶片锻件在形变热处置之后获得预期组织以满足强度与塑性双重机能指标,可适当调整热校过程中形变热处置的保温温度或保温功夫。。。

参考文件:

[1] 刘静安. 钛合金的个性与用处 [ J]. 有色金属加工, 2002, 31 (4): 1-9, 59.

Liu J A. Properties and applications of titanium alloy [J]. NonferrousMetals Processing, 2002, 31 (4): 1-9, 59.

[2] 王泽均, 李明强, 李长亮, 等. 航空发起机用 BT3-1 ( TC6)钛合金棒材的试制 [J]. 钛工业进展, 2003 (1): 43-45.

Wang Z J, Li M Q, Li C L, et al. Trial-production of BT3-1 (TC6) Ti alloy bars for aircraft engines [ J]. Titanium Industry Progress, 2003 (1): 43-45.

[3] 顾忠明, 张起, 乔恩利, 等. 热处置工艺对大规格 Ti6246 钛合金 棒材组织与机能的影响 [J]. 金属世界, 2024 (4): 54-58.

Gu Z M, Zhang Q, Qiao E L, et al. Effect of heat treatment process on the microstructure and properties of large-size Ti6246 titaniumalloy bar [J]. Metal World, 2024 (4): 54-58.

[4] 裴颖脱. 基于推算机仿照的安全阀阀体多向模锻精密成形工 艺 [J]. 锻压技术, 2022, 47 (5): 12-18.

Pei Y T. Multi-directional die forging precision forming process of safety valve body based on computer simulation [ J]. Forging & Stamping Technology, 2022, 47 (5): 12-18.

[5] 姚贵, 张勇, 王利歌, 等. 一种精锻叶片厚度塑性变形赔偿 步骤 [P]. 中国: CN103244195A, 2013-08-14.

Yao G, Zhang Y, Wang L G, et al. A compensation method for plastic deformation of precision forged blade thickness [ P ]. China: CN103244195A, 2013-08-14.

[6] 陆彦良, 陈玉珍, 夏玥, 等. 一种用于航空发起机叶片装夹 热处置的夹具优化步骤 [P]. 中国: CN112395742A, 2021- 02-23.

Lu Y L, Chen Y Z, Xia Y, et al. A fixture optimization method for heat treatment of aircraft engine blade clamping [ P]. China: CN112395742A, 2021-02-23.

[7] 陆彦良, 胡吉云, 夏玥. 一种用于航空发起机精锻叶片真空热处 理的装夹装置 [P]. 中国: CN112921168A, 2021-06-08.

Lu Y L, Hu J Y, Xia Y. A clamping device for vacuum heat treatmentof precision forged blades in aircraft engines [ P]. China: CN112921168A, 2021-06-08.

[8]王斌, 王琪伟, 宗影影, 等. 5A06 铝合金环形衔接框等温模锻 坯料设计及工艺验证 [J]. 锻压技术, 2023, 48 (1): 29-45.

Wang B, Wang Q W, Zong Y Y, et al. Design on isothermal die forging billet for 5A06 aluminum alloy ring connecting frame and process validation [ J]. Forging & Stamping Technology, 2023, 48 (1): 29-45.

[9] 陆彦良, 曹敏, 潘柳成, 等. 一种航空发起机 TC6 钛合金叶 片锻件制备步骤 [P]. 中国: CN117531941A, 2024-02-09.

Lu Y L, Cao M, Pan L C, et al. A method for preparing TC6 titaniumalloy blade forgings for aircraft engines [ P ]. China: CN117531941A, 2024-02-09.

[10] HB 5647—1998, 叶片叶型的标注、、 公差与叶身理论粗糙度[S]. HB 5647—1998, Labeling, tolerances, and surface roughness of blade profiles [S].

[11] HB 7726—2002, 航空发起机用钛合金叶片精锻件规范 [S]. HB 7726—2002, Specification for precision forgings of titanium alloyblades for aeroengine [S].

[12] 孙坤, 徐媛, 叶青, 等. 分歧原始组织 TC6 钛合金高温变形 微结构演 化 及 其 力 学 性 能 [ J]. 稀 有 金 属 材 料 与 工 程, 2012, 41 (3): 406-412.

Sun K, Xu Y, Ye Q, et al. Microstructure evolution and mechanicalproperties of TC6 alloys with different original microstructures during high temperature deformation [ J]. Rare Metal Materials and Engineering, 2012, 41 (3): 406-412.

[13] 黄帆, 海敏娜, 孙虎代, 等. 热处置对航空紧固件用 TC16钛合金棒材组织机能的影响 [ J]. 金属世界, 2022 ( 5): 46-50.

Huang F, Hai M N, Sun H D, et al. Effect of heat treatment on microstructure and properties of TC16 titanium alloy bar [ J]. Metal World, 2022 (5): 46-50.

[14] Mustafi L. TC6 钛合金的相变与热变形行为 [D]. 哈尔滨:哈尔滨工业大学, 2016.

Mustafi L. Phase Transformation and Thermal Deformation Behaviorof TC6 Titanium Alloy [D]. Harbin: Harbin Institute of Technology, 2016.