本发明涉及一种航天器尾舱底的制造方法。
背景技术：
航天器尾舱底板耐蚀钢的耐蚀性主要体现在抗强酸性环境下的点腐蚀能力。提高钢板的抗点腐蚀能力，成分设计上须使得钢板表面在实际环境快速形成稳定、致密的耐酸性环境腐蚀产物层，阻碍钢板基体的进一步氧化腐蚀，且要在极低ph酸性环境中保持稳定。此外对钢中的硫化物等夹杂物的含量、形态进行严格控制，还必须对包括组织状态、合金元素、晶粒大小和微观结构、相比例等进行控制，阻碍高酸性环境下钢板组织的直接腐蚀反应。
技术实现要素：
为解决上述技术问题，本发明提供了一种航天器尾舱底的制造方法。
本发明通过以下技术方案得以实现。
本发明提供的一种航天器尾舱底的制造方法；包括以下步骤：
1)冶炼、精炼和连铸
按航天器尾舱底板耐腐蚀钢板的成分进行冶炼、精炼和连铸；
2)轧制及冷却
铸坯加热温度为1050～1250℃；粗轧温度＞940℃，单道次压下率≥7％，累计压下率≥30％；精轧温度为740～900℃，累计压下率≥50％；轧后以3～25℃/s的冷却速率水冷至终冷温度400～650℃。
所述航天器尾舱底板耐腐蚀钢板的成分中还含有0＜nb≤0.15％，0＜ti≤0.15％，0＜v≤0.15％，0＜b≤0.0025％，0＜zr≤0.25％，0＜rem≤0.020％中的至少一种，以质量百分比计。
所述航天器尾舱底板耐腐蚀钢板的显微组织为铁素体+少量珠光体组织或铁素体+少量针状铁素体组织，其中，铁素体所占面积比为70～95％，铁素体平均晶粒尺寸为5～15μm。
所述航天器尾舱底板耐腐蚀钢板的屈服强度≥235mpa，抗拉强度为400～660mpa，-60℃下冲击功≥120j，平均腐蚀率cr≤1.0mm/年。
所述航天器尾舱底板耐腐蚀钢板的显微组织为铁素体+少量珠光体组织或铁素体+少量针状铁素体组织，其中，铁素体所占面积比为70～95％，铁素体平均晶粒尺寸为5～15μm。
本发明的有益效果在于：本发明的底板厚度≤10mm，屈服强度≥235mpa，抗拉强度400～660mpa，-60℃下冲击功≥120j，低温下冲击韧性优异，在腐蚀试验环境下，本发明提供的航天器尾舱底板的耐腐蚀性能为普通钢板的5倍，年平均腐蚀率cr≤1.0mm/年。
具体实施方式
下面进一步描述本发明的技术方案，但要求保护的范围并不局限于所述。
一种航天器尾舱底的制造方法；包括以下步骤：
1)冶炼、精炼和连铸
按航天器尾舱底板耐腐蚀钢板的成分进行冶炼、精炼和连铸；
2)轧制及冷却
铸坯加热温度为1050～1250℃；粗轧温度＞940℃，单道次压下率≥7％，累计压下率≥30％；精轧温度为740～900℃，累计压下率≥50％；轧后以3～25℃/s的冷却速率水冷至终冷温度400～650℃。
所述航天器尾舱底板耐腐蚀钢板的成分中还含有0＜nb≤0.15％，0＜ti≤0.15％，0＜v≤0.15％，0＜b≤0.0025％，0＜zr≤0.25％，0＜rem≤0.020％中的至少一种，以质量百分比计。
所述航天器尾舱底板耐腐蚀钢板的显微组织为铁素体+少量珠光体组织或铁素体+少量针状铁素体组织，其中，铁素体所占面积比为70～95％，铁素体平均晶粒尺寸为5～15μm。
所述航天器尾舱底板耐腐蚀钢板的屈服强度≥235mpa，抗拉强度为400～660mpa，-60℃下冲击功≥120j，平均腐蚀率cr≤1.0mm/年。
所述航天器尾舱底板耐腐蚀钢板的显微组织为铁素体+少量珠光体组织或铁素体+少量针状铁素体组织，其中，铁素体所占面积比为70～95％，铁素体平均晶粒尺寸为5～15μm。
(1)腐蚀试样在钢板板厚1/4厚度处取样，每个试样的尺寸为25±1mm×60±1mm×5±0.5mm。底板耐蚀钢焊接接头腐蚀试样，每个试样的尺寸为25±1mm×60±1mm×5±0.5mm，其中包括宽度为15±5mm的焊缝金属，除了用来悬挂的孔之外，试样表面应用600#砂纸打磨。
(2)为防止出现裂缝和/或局部腐蚀，用细尼龙(直径0.3mm至0.4mm)将试样悬挂在溶液中。
(3)试验溶液中含有10％重量百分比的氯化钠，溶液用盐酸溶液调节ph值至0.85。为减少试验溶液ph值的变化，每隔24小时换新一次试验溶液。溶液的体积大于20cc/cm2(试样的表面积)，试验溶液的温度应保持在30±2℃。
(4)实验前记录样品的尺寸及原始重量，实验后记录测试后的试样重量，计算失重。腐蚀速率(corrosionrate)按如下公式计算：cr(mm/year)＝365(天)×24(小时)×w×10/(s×72(小时)×d)，其中，w重量损失(g)，d为试样的密度(g/cm3)，s为试样的表面积(cm2)。
为识别出现裂缝和/或局部腐蚀的试样，将cr值绘制到标准正态分布统计图上，若其值偏离正常的统计分布状态，则应剔除测试结果，最后根据有效数据点计算腐蚀速率的平均值。
本发明可制造钢板厚度≤50mm，屈服强度(rp0.2)≥235mpa，抗拉强度(rm)400～660mpa，-60℃低温下冲击功(ve-60)≥120j，延伸率(a)≥35％的原油船货油舱内底板，微观组织中铁素体组织所占面积比例fa％为70～95％，铁素体平均晶粒尺寸d为5～15μm，其腐蚀试验环境下耐腐蚀性能为年平均腐蚀率cr≤1.0mm/年。
1.一种航天器尾舱底的制造方法，其特征在于：包括以下步骤：
1)冶炼、精炼和连铸
按航天器尾舱底板耐腐蚀钢板的成分进行冶炼、精炼和连铸；
2)轧制及冷却
铸坯加热温度为1050～1250℃；粗轧温度＞940℃，单道次压下率≥7％，累计压下率≥30％；精轧温度为740～900℃，累计压下率≥50％；轧后以3～25℃/s的冷却速率水冷至终冷温度400～650℃。
2.如权利要求1所述的航天器尾舱底的制造方法，其特征在于：所述航天器尾舱底板耐腐蚀钢板的成分中还含有0＜nb≤0.15％，0＜ti≤0.15％，0＜v≤0.15％，0＜b≤0.0025％，0＜zr≤0.25％，0＜rem≤0.020％中的至少一种，以质量百分比计。
3.如权利要求1所述的航天器尾舱底的制造方法，其特征在于：所述航天器尾舱底板耐腐蚀钢板的显微组织为铁素体+少量珠光体组织或铁素体+少量针状铁素体组织，其中，铁素体所占面积比为70～95％，铁素体平均晶粒尺寸为5～15μm。
4.如权利要求1所述的航天器尾舱底的制造方法，其特征在于：所述航天器尾舱底板耐腐蚀钢板的屈服强度≥235mpa，抗拉强度为400～660mpa，-60℃下冲击功≥120j，平均腐蚀率cr≤1.0mm/年。
5.如权利要求1所述的航天器尾舱底的制造方法，其特征在于：所述航天器尾舱底板耐腐蚀钢板的显微组织为铁素体+少量珠光体组织或铁素体+少量针状铁素体组织，其中，铁素体所占面积比为70～95％，铁素体平均晶粒尺寸为5～15μm。