Ti6242チタン合金は、Ti-6Al-2Sn-4Zr-2Mo-0.1Siという公称組成を持ちます。優れた耐クリープ性を備えた近α型高温チタン合金として、470℃～550℃の温度範囲で連続運転が可能です。主に航空機エンジンの高圧コンプレッサーディスクやブレードに使用されます。
Ti6242チタン合金のインゴットは、相変態点より150℃～200℃高い温度まで加熱され、240℃～480分間保持されます。鍛造時には、鍛造比を1.2～1.6に制御することで、鋳造直後の組織が断片化したビレットが得られます。 3～5トンのインゴットは真空アーク炉で製造され、化学組成の許容範囲は以下のとおりです（質量パーセント）：Al 5.50%～6.50%、Sn 1.80%～2.20%、Zr 3.60%～4.40%、Mo 1.80%～2.20%、Si 0.06%～0.1%、Fe ≤ 0.10%、O ≤ 0.15%、C ≤ 0.05%、N ≤ 0.05%、残部はチタンおよび不可避不純物。
鋳造組織が予備的に破砕されたビレットは、その後7段階の鍛造工程を経て加工されます。相変態点より40℃低い温度から100℃高い温度まで加熱し、120～420分間保持する。この際、据え込み比は1.3～1.7、引抜き変形率は25～45%とする。最終鍛造温度は850℃以上に維持し、完全に破砕され均一に微細化された結晶粒を有するビレットを得る。
続いて、微細化されたビレットは2～3段階の火炎鍛造工程を経る。相変態点より60℃～40℃低い温度まで加熱し、60～180分間保持する。この際、変形率は40%以上に制御し、最終鍛造温度は800℃以上に維持することで、黒皮棒を得る。
黒皮棒はその後、焼鈍および剥離処理を行う。焼鈍工程は、970℃～990℃で1時間保持後、空冷し、さらに595℃で8時間保持後、空冷するという工程からなり、直径Φ20mm～Φ100mmのTi6242チタン合金棒材を製造する。本発明は、微細構造が非常に均一な航空機エンジンブレード用小径Ti6242棒材の製造方法を提供する。多段階鍛造および引抜き加工により、端部と中心部の微細構造の不均一性および異方性が効果的に解消される。他の国内メーカーの製品と比較して、本プロセスで製造されたTi6242棒材は、マクロ構造に明らかな冶金学的欠陥がなく、均一な微細構造とぼやけた結晶外観を示す。
中国では、先進航空機、特に大型商用ジェット機の急速な発展に伴い、より高い推力重量比の航空機エンジンに対する需要が継続的に高まっている。これにより、小径Ti6242チタン合金ブレードには、冶金学的品質、微細構造の均一性、機械的特性、およびバッチ安定性に関して、より厳しい要求が課せられることになる。これらの厳しい基準を満たすためには、高い微細構造の均一性と安定性を実現することが不可欠である。
