用于紧固件应用的钛合金制造技术

本发明专利技术涉及用于紧固件应用的钛合金。具体而言，本发明专利技术提供了一种退火钛合金，以及包含该钛合金的紧固件，该钛合金具有约5.50重量％～约6.75重量％的铝、约3.50重量％～约4.50重量％的钒、大于0.20重量％的氧和大于0.30重量％的铁。本发明专利技术还涉及该钛合金的制备方法，以及用于形成飞行器用紧固件的方法和设备。本发明专利技术可进行多种操作从而由所述退火钛合金形成所述飞行器用紧固件。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术总体涉及钛合金，并具体涉及对钛合金进行加工以具有所需机械性质。更具体的是，本专利技术涉及由具有所需机械性质的钛合金形成紧固件的方法和设备。
技术介绍
钛合金是包含钛与其他化学元素的混合物的金属。钛合金具有较高的强度重量比，具有耐腐蚀性，并甚至在高温下也表现出比其他材料更高的拉伸强度和韧性。出于这些原因，钛合金通常用于航空航天应用。例如但非限制，钛合金用来形式着陆装置组件、发动机组件、机械紧固件和其他合适的结构。通常，用于航天应用的钛部件由T1-6A1_4V合金形成，该合金是一种由以下成分构成的α-β钛合金:约6重量％的招、约4重量％的|凡、少量其他元素以及余量的钛。航天工业标准要求由如T1-6AL-4V等钛合金制成的部件具有一定的材料性质。例如，该标准要求航天用紧固件必须具有一定量的剪切强度和拉伸强度，以便在飞行器中使用。为了实现这些材料性质，认证机构为钛合金制成的紧固件建立了化学成分和加工的指南。例如，目前的航天指南规定了形成T1-6AL-4V的氧、铁、碳和氮的最大量。另外，标准提倡采用固溶处理和时效过程来改善由钛合金制成的紧固件的剪切强度和拉伸强度。在固溶处理和时效过程中，将材料放置在炉中进行固溶处理、淬火、清洗，然后进行时效以使材料加强。该过程可能花费几个小时，并且需要占用宝贵制造空间的庞大机器。热处理过程产生使得表面变脆的表面污染物并需要移除。因此，这个过程比预期花费更多的时间和使用更多的资源。另外，当经固溶处理和时效的材料的厚度增加时，该材料保持所需剪切强度和拉伸强度的能力下降。结果，经固溶处理和时效的较大直径紧固件可能表现得并不如预期好。因此，理想的是获得考虑了上述的至少一些问题、以及其他可能问题的方法和设备。特别是，理想的是提供一种用于航天紧固件的轻质钛合金材料，其符合行业要求，同时节省制造时间和成本。
技术实现思路
本专利技术的实施方式提出了用于由具有所需材料性质的紧固件原料形成钛合金紧固件的方法和设备。所述紧固件由具有大于0.20重量％的氧和大于0.30重量％的铁的紧固件原料形成。特别是，本专利技术的示例性实施方式公开了一种紧固件，其具有约5.50重量％?约6.75重量％的铝、约3.50重量％?约4.50重量％的钒、约0.25重量％?约0.50重量％的氧和约0.40重量％?约0.80重量％的铁。钛合金内氧和铁的含量已增加至分别超过0.20重量％和0.30重量％的航天行业的最大值。本专利技术的示例性实施方式中氧和铁的组成可实现航天紧固件所需的极限拉伸强度和剪切强度，并且无需对紧固件使用固溶处理和时效过程。省去对固溶处理和时效的需求节省了大量生产时间，这意味着紧固件的生产更快，并且降低了单位紧固件的成本。制造具有更高水平的氧和铁的紧固件原料使得料锭制造商能够在料锭配制中利用更大百分比的富含上述两种元素的废料。上述特征和功能可以在本专利技术的各种实施方式中独立实现，或可以在其他实施方式中结合，参考以下描述和附图可见其更多细节。【附图说明】据认为可表征示例性实施方式的新特征在所附权利要求中阐释。然而示例性实施方式以及优选的应用方式、其进一步的目的和特征通过参考以下对本专利技术示例性实施方式的详细描述并结合附图阅读来进行最佳理解，其中:图1是本专利技术示例性实施方式的制造环境的框图；图2是本专利技术示例性实施方式的多个紧固件的示图；图3是本专利技术示例性实施方式的经固溶处理和时效的钛合金的显微结构图；图4是本专利技术示例性实施方式的退火钛合金的显微结构图；图5是本专利技术示例性实施方式的两种材料的极限拉伸强度的曲线图；图6是本专利技术示例性实施方式的两种材料的剪切强度的曲线图；图7是本专利技术示例性实施方式的用于形成飞行器用紧固件的方法的流程图；图8是本专利技术示例性实施方式的用于形成紧固件的方法的更详细流程图；图9是本专利技术示例性实施方式的用于制造钛合金紧固件原料的方法的流程图；图10是本专利技术示例性实施方式的框图形式的飞行器制造和服役方法的示图；和图11是可实施本专利技术示例性实施方式的框图形式的飞行器的示图。【具体实施方式】本专利技术的示例性实施方式认识并考虑了一种或多种不同的注意事项。例如，本示例性实施方式认识到并且考虑到，理想的是提高航天紧固件的生产速率，并同时保持所需的紧固件材料性质。例如，本示例性实施方式认识到并且考虑到，当紧固件的直径为0.625英寸以下时，工业标准要求由T1-6AL-4V钛合金制成的航天紧固件具有160ksi (千镑/平方英寸)的拉伸强度和95ksi的剪切强度。另外，该标准要求直径超过0.625英寸的紧固件具有150ksi的拉伸强度和90ksi的剪切强度。本示例性实施方式认识到:在减少用于加强传统T1-6A1-4V合金的昂贵、耗时的加工步骤数的同时，需要满足上述的标准。本示例性实施方式进一步认识并考虑到，可能理想的是使用热乳、涂布和其他热感应(induced)技术由钛合金形成紧固件。例如，紧固件螺纹可以利用热乳工艺形成。然而，本示例性实施方式认识到并且考虑到，对材料使用固溶处理和时效过程可能限制由钛合金形成紧固件的方式。例如，经固溶处理和时效的材料可能具有最大加工温度限制。该最大加工温度限制使得一些热乳工艺不可行。另外，本示例性实施方式认识并考虑到，可能理想的是由废料形成紧固件原料。由于废料含有比以前所需水平更高的氧，因而将材料再循环形成紧固件原料的能力有限。本示例性实施方式认识并考虑到，增加用于形成紧固件原料的废料量降低了原材料的成本，并且也减少了浪费。因此，本示例性实施方式提供了用于制备钛合金的方法和设备。另外，本示例性实施方式提供了用于由钛合金形成紧固件的方法和设备。设备包含飞行器中使用的紧固件。紧固件含有钛合金，所述钛合金包含约5.50重量％?约6.75重量％的铝、约3.50重量％?约4.50重量％的钒、约0.25重量％?约0.50重量％的氧和0.40重量％?约0.80重量％的铁。现在参考附图，具体而言参考图1，描绘本专利技术示例性实施方式的制造环境的框图。在该示例性实例中，制造环境100中的制造系统102用来制造用于紧固件106的紧固件原料104。制造系统102也用于由紧固件原料104形成紧固件106。如图所示，制造系统102可包括若干组件，其被构造为用于形成紧固件原料104或紧固件106中至少一个。如本文中所用，“若干”项目可以是一个或多个项目。因此，若干组件可以是一个或多个组件。制造系统102中组件的实例可包括冷却系统、加热系统、成形系统、控制器、检测系统、切削系统、压机和其他合适的系统。这些组件可以由计算机控制、操作人员手动操作、或上述的某种组合。如图所示，制造系统102可以执行操作103以形成紧固件106。操作103可在温度105下进行。温度105可以基于执行形成紧固件106的操作103的类型来改变。如本文中所用，术语“紧固件”是指将两个以上结构体以机械方式连接或固定在一起的金属器件。例如，紧固件106可以将平台107中的两个以上结构体连接在一起。紧固件106例如包括但不限于螺栓、螺母、螺柱、螺钉、铆钉、垫圈、锁紧垫圈以及其他合适的元件。平台107在该示例性实例中可以采取飞行器109的形式。如本文中所用，“紧固件原料”是指从该物品加工形成一个或多个紧固件的材料。例如，紧固件原料104本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种紧固件，所述紧固件包含：钛合金，所述钛合金具有5.50重量％～6.75重量％的铝、3.50重量％～4.50重量％的钒、大于0.20重量％的氧和大于0.30重量％的铁。

【技术特征摘要】
...

【专利技术属性】
技术研发人员：R·D·布里格斯，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：美国;US