技术领域本发明涉及钛合金热加工技术领域，具体涉及一种TC17钛合金的等温锻造组织控制方法。
背景技术：
TC17钛合金是一种富含β稳定元素的近β型钛合金，具有强度高、断裂韧性好、淬透性高、锻造温度范围宽等优点，最高工作温度可达427℃，能够满足损伤容限设计的需要。目前大量用于制造航空发动机风扇、压气机盘件和大截面锻件。通常TC17合金锻件是在β相变点以上加热变形，锻件的显微组织为网篮组织，该组织晶界α相呈连续，网状分布。随着航空发动机TC17合金盘件的不断发展，对TC17合金β锻后的显微组织提出了更高要求。要求显微组织中变形初生β晶粒比率不低于2:1，且β晶粒内部针状α相明显；针状α相形态的长宽比率不低于10:1；在初生β晶界上不出现连续的α相，晶界上α相形态不应比初生β晶粒内的针状α相粗大。传统的β锻工艺是将坯料加热到β相变点以上进行锻造，能够得到明显的针状α相、长宽比可达10:1、初生β晶粒比率不低于2:1的显微组织，但晶界α基本为平直、连续、网状分布。在原始β晶粒上成平直、连续、网状分布的晶界α相，影响零件的低周疲劳寿命和超声波探伤水平，是损伤容限设计不理想的显微组织。
技术实现要素：
本发明所要解决的技术问题是：为了满足新型发动机对TC17合金锻件显微组织的要求，即得到初生β晶粒比率不低于2:1，且β晶粒内部针状α相明显；针状α相形态的长宽比率不低于10:1；在初生β晶界上不出现连续的α相，晶界上α相形态不应比初生β晶粒内的针状α相粗大的TC17合金锻件显微组织。本发明的技术方案是：提出一种提高TC4钛合金显微组织控制方法：首先将等温锻模具在β相变点下30～60℃范围内加热保温，坯料加热至β相变点上30℃加热保温。在等温锻造时，变形速度采用先快后慢的分阶段下压。变形的初始阶段，采用快速下压，变形速度为0.3～0.5mm/s，下压行程为总行程的70％；变形的第二阶段，采用慢速下压，变形速度为0.03～0.07mm/s，下压行程为总行程的30％。锻件锻后冷却方式为空冷，得到最终锻件。最终锻件的显微组织中晶界α相是扭曲不连续的组织，满足新型发动机对TC17合金锻件显微组织的要求。本发明的有益效果是：本发明将坯料加热至β相变点上充分保温，模具温度在相变点下30～60℃，在等温锻造时，变形速度采用先快后慢的分阶段下压。变形的初始阶段，变形速度为0.3～0.5mm/s，下压行程为总行程的70％；第二阶段变形速度为0.03～0.07，下压形成为总行程的30％，得到最终锻件。最终锻件的显微组织中晶界α相是扭曲不连续的组织，满足新型发动机对TC17合金锻件显微组织的要求。具体实施方式下面通过具体实施例对本发明进行进一步的详细说明。某发动机用第三级风扇整体叶盘要求用TC17钛合金等温β锻工艺制造，锻件重量242Kg，β转变点为895℃。在等温锻造时，坯料在925℃加热，模具温度为865℃，总下压形成为150mm，在行程0至120mm下压速度为0.5mm/s，形成120mm至150mm下压速度为0.05mm/s。锻件按上述模具加热温度和变形速度完成锻造后，得到的显微组织初生β晶粒比率不低于2:1，且β晶粒内部针状α相明显；针状α相形态的长宽比率不低于10:1；在初生β晶界上不出现连续的α相，晶界上α相形态不比初生β晶粒内的针状α相粗大。某型发动机第一级压气机整体叶盘也要求采用TC17钛合金等温β锻工艺制造，锻件重量89.2kg，β转变点为895℃。在等温锻造时，坯料在925℃加热，模具温度为865℃，总下压形成为130mm，在行程130至100mm下压速度为0.4mm/s，形成100mm至130mm下压速度为0.05mm/s。锻件按上述模具加热温度和变形速度完成锻造后，得到的显微组织初生β晶粒比率不低于2:1，且β晶粒内部针状α相明显；针状α相形态的长宽比率不低于10:1；在初生β晶界上不出现连续的α相，晶界上α相形态不比初生β晶粒内的针状α相粗大。综上所述，经本发明的TC17钛合金的等温锻造方法制备的TC17钛合金等温锻件锻件，其显微组织初生β晶粒比率不低于2:1，且β晶粒内部针状α相明显；针状α相形态的长宽比率不低于10:1；在初生β晶界上不出现连续的α相，晶界上α相形态不比初生β晶粒内的针状α相粗大，可满足新型航空发动机对TC17钛合金等温锻件显微组织的要求。