[发明专利]发动机用耐高温钛合金大规格棒材的锻造方法

说明书

本发明公开了发动机用耐高温钛合金大规格棒材的锻造方法，具体为：首先对铸锭进行三火次开坯锻造；然后对锻坯在两相区进行多火次等温改锻；最后在相变点以下60℃～80℃加热，摔圆，即得到WSTi64311SC钛合金棒材。本发明对WSTi64311SC钛合金每火次的锻造过程进行倒八方处理，避免了出现变形不均匀或死区；采用石棉包裹坯料，避免了坯料温度降低导致的裂纹；另外，在相变点以上进行三火次开坯，保证了坯料获得均匀化的组织，最终获得了低倍组织均匀模糊，高倍组织等轴细小的大规格WSTi64311SC钛合金棒材。

技术领域

本发明属于钛合金技术领域，具体涉及发动机用耐高温钛合金大规格棒材的锻造方法。

背景技术

WSTi64311SC高温钛合金是能够用于加工航空发动机叶片、盘件以及离心叶轮等关键部件的600℃高温钛合金，能够满足我国高推重比、低能耗的涡扇和涡轴发动机需求。该合金使用温度已经达到钛合金能够长期稳定使用的极限，并且综合力学性能匹配，可以加工成薄壁、大直径或者双性能零部件，代替GH4169高温合金，可以减重40％以上，大大减轻了发动机的重量，是突破国产发动机瓶颈的关键材料。

该合金属于Ti-Al-Sn-Zr-Mo-Si合金系，是铝当量高达8.8的近α型钛合金，合金的力学性能主要取决于晶粒尺寸、初生α相含量及尺寸、次生α相尺寸以及宏观织构分布均匀性，只有获得均匀细小、无织构以及约15％弥散分布初生α相的双态组织，才能保证零部件服役性能达到最佳匹配。在航空发动机用零部件加工过程中，变形速率和变形量均受到零件尺寸及结构限制，难以通过动态再结晶原理实现组织细化和均匀化，因此需要制备出高均匀细小且无宏观织构的大规格棒材，以满足发动机零部件对材料稳定性和可靠性的要求。

对于超过Φ200mm规格大规格WSTi64311SC钛合金棒材，相变温度高达1050℃，α+β相区宽度仅为70℃，而普通两相钛合金两相区约200℃，棒材心部和边部导热速率差异显著，另外，合金元素含量高达17％，两相区变形抗力剧烈增加，变形心部锻透性差，变形速率较大容易引起物料开裂，裂纹具有很强的延伸性，不容易被打磨掉，特别是在尖锐的棱角处，如果温度略有降低就会产生很大的裂纹，导致锻造无法进行，变形量较小或加热温度较高难以实现良好的组织细化效果。

发明内容

本发明的目的是提供一种发动机用耐高温钛合金大规格棒材的锻造方法，用于生产组织均匀性良好、直径Φ200～Φ300mm的发动机用600℃高温WSTi64311SC钛合金大规格棒材。

本发明所采用的技术方案是，发动机用耐高温钛合金大规格棒材的锻造方法，具体包括以下步骤：

步骤1，开坯锻造：

对铸锭进行三火次开坯锻造，第一火次进行拔长变形，第二、三火次为镦粗和拔长变形，锻后均采用水淬；

步骤2，中间锻造：

将经步骤1开坯锻造后的铸锭在两相区进行多火次等温改锻，进一步细化和均匀化坯料的组织，锻后采用空冷；

步骤3，成品锻造：

将经步骤2中间锻造的锻坯在相变点以下60℃～80℃加热，摔圆，锻后采用空冷，即得到WSTi64311SC钛合金棒材。

本发明的特点还在于，

步骤1中第一火次加热温度为1150℃～1250℃，保温时间为8～10小时，锻比控制在1.4～1.6之间。

步骤1中第二火次、第三火次加热温度选分别为1090℃～1110℃、1070℃～1090℃，每火次加热保温6～8小时，每火次镦拔锻比控制在2.2～3.2之间。

步骤2中多火次等温改锻过程中，每火次加热温度在相变点以下50℃～70℃进行，每火次均采用石棉包裹，物料出炉后依次进行镦粗、拔长，每火次锻造比控制在2.0～3.0之间。