СПОСОБ ИЗГОТОВЛЕНИЯ КРЕПЕЖНЫХ ИЗДЕЛИЙ ИЗ ДВУХФАЗНЫХ (α+β) ТИТАНОВЫХ СПЛАВОВ
METHOD OF PRODUCING FASTENERS FROM TWO-PHASE (α+β) TITANIUM ALLOYS

Изобретение относится к обработке металлов давлением, а именно к производству крепежных изделий для авиакосмической промышленности: болтов, винтов, болт-заклепок и крепежных систем с односторонней постановкой из высокопрочных титановых сплавов путем холодной высадки, редуцирования и накатывания резьбы.
Известен способ изготовления стержневых деталей с головками из двухфазных (α+β) титановых сплавов, включающий операцию термической обработки заготовок путем закалки в вакуумной печи при 800-850°С с последовательным охлаждением их сначала вместе с печью до 580-600°С, а затем в воде и старения при 300-400°С в течение 6-8 часов, механическую обработку, включающую операцию формования деталей методом пластического деформирования, обкатки их наружной поверхности и накатывания резьбы, при этом операцию старения осуществляют в вакуумной печи с последующей обработкой деталей в течение 18-20 часов во вращающемся барабане смесью стальных шариков и деревянных кубиков, после чего накатывают резьбу (RU 2156828, МПК C22F 1/18, B21K 1/44, опубл. 27.09.2000).
Недостатками известного способа являются недостаточные показатели статической чувствительности к надрезу и чувствительности к перекосу под головкой резьбовых крепежных деталей, а также недостаточная стабильность механических свойств, что может привести к снижению характеристик надежности и долговечности ответственных элементов конструкций летательных аппаратов, где могут применяться вышеупомянутые крепежные изделия из титановых сплавов.
Отмеченные выше недостатки вызываются следующими обстоятельствами:
При термической обработке крепежных изделий возникает большой разброс значений прочности на разрыв, срез и пластичности. Это обусловлено неравномерными условиями нагрева мелких крепежных изделий в рабочем пространстве печи и последующего охлаждения при закалке. При большом разбросе значений предела прочности на разрыв невозможно обеспечить стабильное накатывание резьбы, так как существует критическое значения прочности для высокопрочных титановых сплавов, превышение которого приводит к шелушению резьбы, что недопустимо для крепежных изделий в авиакосмической отрасли. Сочетание условий неравномерного нагрева и охлаждения в процессе термической обработки крепежных изделий из (α+β) титановых сплавов и одновременно с этим небольшие отклонения по химическому составу, неизбежные для различных плавок одной и той же марки сплава, очень часто влияют на кинетику процессов упрочнения при термической обработке, что также не обеспечивает стабильность механических свойств.
Применение старения при температурах 300-400°С приводит к образованию ω-фазы, вызывающей хрупкость промышленных (α+β) титановых сплавов. Сочетание приведенных выше причин не позволяет получить низкую статическую чувствительность к надрезу и чувствительность к перекосу под головкой.
Наиболее близким аналогом к заявленному изобретению является способ изготовления стержневых деталей с головками, включающий высадку головки изделия из заготовки, на поверхность которой предварительно нанесено твердое оксалатное покрытие, редуцирование стержня, обкатывание радиуса под головкой и стержня с последующим накатыванием резьбы (SU 543454, МПК B21J 5/08 B21K 1/44, опубл. 25.01.1977).
Известный способ предполагает высадку головки на стержневой заготовке с соотношением диаметра заготовки к диаметру изделия, равным 1,05-1,18, и двойное редуцирование стержня со скоростью 0,5-1,0 м/с, при этом накатку резьбы производят со скоростью 16-20 об/мин при давлении 1450-1850 кгс/мм в течение 1 сек.
К числу существенных недостатков данного способа следует отнести невозможность использования изготовленных крепежных изделий в авиакосмической промышленности ввиду несоответствия механических свойств этих изделий специфическим требованиям, обусловленным условиями эксплуатации.
Как показали эксперименты, проведенные в условиях известного способа, известная совокупность признаков не обеспечивает требуемых показателей циклической стойкости, определяемой испытаниями на малоцикловую усталость и многоцикловую усталость, статической чувствительности к надрезу, определяемой испытаниями на разрыв на косой шайбе, установленной под гайкой, и чувствительности изделий к перекосу под головкой, определяемой испытаниями на разрыв на косой шайбе, установленной под головкой.
Заявляемое изобретение направлено на решение задачи повышения циклической стойкости и снижения статической чувствительности к надрезу и чувствительности к перекосу под головкой крепежных изделий из (α+β) титановых сплавов.
Отмеченный выше технический результат достигают созданием способа изготовления крепежных изделий из двухфазных (α+β) титановых сплавов, включающего высадку головки изделия из заготовки, на поверхность которой предварительно нанесено твердое оксалатное покрытие, редуцирование стержня, обкатывание радиуса под головкой и стержня с последующим накатыванием резьбы, в котором согласно изобретению, заготовку берут диаметром, равным 1,06-1,12 диаметра изделия, а резьбу накатывают с радиусом закругления впадины, равным 0,14-0,17 шага резьбы. Кроме того, редуцирование стержня осуществляют со скоростью 0,2-1,5 м/с.
Сущность заявляемого изобретения состоит в следующем.
В результате проведенных исследований было установлено, что крепежные изделия авиакосмического назначения, полученные деформационным упрочнением, обладают пониженной статистической чувствительностью к надрезу и пониженной чувствительностью к перекосу под головкой в определенном диапазоне равнопрочности головки и стержня крепежного изделия.
Эксперименты показали, что данный диапазон зависит от соотношения диаметра деформируемой заготовки к диаметру изделия. Заявляемое соотношение было определено экспериментально, исходя из обеспечения оптимального сочетания прочностных и пластических свойств в головке и стержне изделия.
Было установлено, что при соотношении менее 1,06 увеличивается степень деформации в зоне головки изделия, что приводит к значительному упрочнению и появлению хрупкого разрушения даже при относительно высоких показаниях пластичности исходного материала.
При соотношении более 1,12 головка изделия формируется при меньшей степени деформации, однако, при этом упрочняется сам стержень при увеличении степени деформации в результате редуцирования. Происходящие при таком соотношении процессы деформации исходной пластичной заготовки приводят к возникновению разнопрочности изделия, резко снижающие специфические свойства авиакосмического крепежа.
Исследования показали также, что статическая чувствительность к надрезу и чувствительность к перекосу зависят от скорости редуцирования стержня. Редуцирование обеспечивает наибольшую точность размеров изделий при существенном уменьшении рабочих усилий, но при этом поверхностный слой более упрочен, чем сердцевина. Неравномерность деформаций усиливается при последующем втором редуцировании.
Экспериментально установлено, что при скоростях редуцирования 0,2-1,5 м/с обеспечивается надежное и устойчивое протекание процесса пластического деформирования стержневых крепежных изделий, которое способствует получению низкой статической чувствительности к надрезу и низкой чувствительности к перекосу под головкой.
Увеличение скорости редуцирования выше заявленного диапазона приводит к нагреву деформируемой заготовки до 300-400°С. В этом случае сплав обладает пониженной технологической пластичностью, вызывающей образование трещин.
Уменьшение скорости редуцирования ниже заявленного диапазона приводит к холодному пластическому деформированию поверхностного слоя, вызывающее разнопрочность изделия по сечению и резко снижающее статистическую чувствительность к надрезу и чувствительность к перекосу под головкой.
Проведенные исследования позволили также определить оптимальные характеристики накатывания резьбы, обеспечивающие максимальные значения циклической стойкости крепежных изделий авиакосмического назначения из (α+β) титановых сплавов. Накатывание резьбы с радиусом закругления впадины, равным 0,14-0,17 шага резьбы, обеспечило максимальные результаты при испытаниях на малоцикловую и многоцикловую усталость.
Увеличение радиуса округления свыше 0,17 шага резьбы приводит к снижению статистической прочности резьбового соединения.
Уменьшение радиуса округления ниже 0,14 шага резьбы для крепежных изделий приводит к увеличению коэффициента концентрации напряжений в рабочей части резьбы.
Ниже приведен пример, подтверждающий возможность осуществления заявляемого изобретения с получением указанного выше технического результата.
Пример
На круглый калиброванный пруток из титанового сплава ВТ 16 со специальной отделкой поверхности, полученный точением или шлифованием с максимальными значениями пластичности, наносят слой твердого оксалатного покрытия и производят последующее омыливание.
На многопозиционном холодновысадочном автомате производят высадку головки из стержневой заготовки, имеющей диаметр в диапазоне 1,06-1,12 диаметра и двойное редуцирование стержня со скоростью 0,2-1,5 м/с.
После высадки головки и редуцирования стержня производят обкатывание гладкой части стержня и переход его головки с последующем накатыванием резьбы с радиусом закругления впадины, равным 0,14-0,17 шага резьбы.
Для сравнительной оценки механических свойств болтов М8, изготовленных по заявляемому способу и в условиях, выходящих за пределы, регламентированные формулой изобретения, были выполнены следующие испытания:
- Испытания на статическую чувствительность к надрезу - испытание на разрыв на косой шайбе с углом 8°, установленной под гайкой, показывающие влияние таких факторов, как соотношение диаметра деформируемой заготовки к диаметру изделия и скорости редуцирования на механические характеристики изделия.
- Испытания на чувствительность к перекосу под головкой - испытания на разрыв на косой шайбе с углом 4°, установленной под головкой, показывающие влияние таких факторов, как соотношение диаметра деформируемой заготовки к диаметру изделия и скорости редуцирования на механические характеристики изделия.
- Испытания циклической стойкости - испытания на малоцикловую усталость при частоте нагружения 50 циклов/мин и максимальной растягивающей нагрузке - 60% от расчетной разрушающей нагрузки на разрыв и многоцикловую усталость при частоте нагружения 200 Гц и максимальной растягивающей нагрузке - 45% от расчетной разрушающей нагрузке на разрыв, показывающие влияние величины отношения радиуса закругления впадины и шага резьбы на механические характеристики изделия.
Результаты испытаний приведены в Таблице.
Для анализа представленных в Таблице материалов исходили из требования, что крепежные изделия авиакосмического назначения признаются годными, если все отмеченные выше показатели превышают минимальные нормативные значения. Если хотя бы один из показателей, а тем более два оказываются ниже нормативных, то крепеж является браком.
Как видно из представленных материалов, только совокупность заявляемых признаков обеспечивает достижение оптимальных показателей циклической стойкости и статической чувствительности к надрезу и чувствительности к перекосу под головкой, необходимых для крепежа авиакосмического назначения характеристик (опыты №№ 2, 3. 6, 7, 10 и 11). При выходе за пределы, регламентированные формулой изобретения, изделия являлись браком (опыты №№ 1, 4, 5, 8, 9 и 12).
Таким образом, заявляемое изобретение успешно решает задачу создания способа изготовления крепежных изделий из двухфазных (α+β) титановых сплавов, позволяющего обеспечить соответствие механических свойств этих изделий специфическим требованиям авиакосмического крепежа, обусловленным условиями эксплуатации.
Предлагаемый способ реализован при изготовлении болтов, винтов, болт-заклепок и крепежных систем с односторонней постановкой и используется при разработке прогрессивных высокоресурсных крепежных систем из (α+β) титановых сплавов для авиакосмической отрасли.
№
Отношение диаметра деформируемой заготовки к диаметру изделия
Отношение радиуса закругления впадины и шага резьбы
Скорость редуцирования, м/с
Механические свойства
Разрыв на косой шайбе с углом 8°, установленной под гайкой, кН
Разрыв на косой шайбе с углом 4°, установленной под головкой кН
Малоцикловая усталость, N<sub>cp</sub>
Многоцикловая усталость, N<sub>cp</sub>
1
2
3
4
5
6
7
8
1
1,05
0,15
1,0
16,3
16,8
30430
132650
2
1,06
0,15
1,0
25,4
27,3
54650
140220
3
1,12
0,15
1,0
29,6
29,8
51320
141710
4
1,13
0,15
1,0
17,1
16,9
26450
137100
5
1,08
0.13
1,0
27,3
25,4
3130
37820
6
1,08
0,14
1,0
28,1
29,5
55480
138900
7
1,08
0,17
1,0
28,4
28,7
57950
139120
8
1,08
0,18
1,0
25,7
26,2
2720
41530
9
1,08
0,15
0,1
15,3
16,2
23700
137240
10
1,08
0,15
0,2
29,4
26,8
54320
139830
11
1,08
0,15
1,5
28,9
27,3
55090
139910
12
1,08
0,15
1,6
15,8
16,4
26210
136200
Минимальные нормативные требования
17,5
17,5
4000
50000