本發明涉及鈦合金熱加工技術領域，具體涉及一種TC21鈦合金的鍛造方法。
背景技術：
TC21鈦合金是一種高強度、高韌性的α+β型兩相鈦合金，其名義成分為Ti-6AL-2Zr-2Sn-3Mo-1Cr-2Nb-0.1Si，該材料優良的合金特性可滿足新型號飛機的高強度，高壽命的使用要求，廣泛運用于制造各類飛機重要結構件。
TC21鈦合金的關鍵生產工序為準β鍛造，該工序的加熱參數、保溫時間、鍛造變形過程、變形程度直接影響鍛件的最終組織、性能狀態，因此該工序對設備及工序的完成能力要求較為苛刻。鑒于設備狀況的不穩定性，時常在加熱保溫時間結束、鍛件生產過程中設備發生故障，造成無法正常生產。
技術實現要素：
本發明所解決的技術問題是：TC21鍛件在進行準β鍛造工序時，若設備出現故障，無法進行生產，造成坯料在相變點上空燒，后續如何處理該鍛件，使其組織、性能滿足鍛件要求。
本發明的技術方案是：
一種TC21鈦合金的鍛造方法，包括以下步驟：
步驟1、坯料在Tβ-30℃保溫預熱，后升溫至Tβ+15℃，然后出爐空冷至室溫；
步驟2、坯料裝爐在Tβ-30℃加熱進行常規鍛造，空冷。
本發明的有益效果是：TC21鍛件在進行準β鍛造工序時，若設備出現故障，無法進行生產，造成坯料在相變點上空燒，后續使用本發明工藝制作鍛件，可使其組織、性能仍然滿足鍛件要求。
具體實施方式
實驗方案：
棒料在加熱進行制坯，荒坯共3塊，分別標刻1、2、3。
1號坯料進行正常準β鍛(Tβ-30℃保溫預熱，升溫至Tβ+15℃，然后出爐鍛造)；
2號坯料在Tβ-30℃保溫預熱，升溫至Tβ+15℃，然后出爐空冷至室溫，然后裝爐在Tβ-30℃加熱進行常規鍛造，空冷；
3號坯料在Tβ-30℃保溫預熱，升溫至Tβ+15℃，然后出爐空冷至室溫，然后裝爐在Tβ-30℃保溫預熱，升溫至Tβ+15℃，然后出爐鍛造。
三種方案不同的加熱制度，相同的變形過程和同一種熱處理制度。進行理化檢測：高、低倍，縱、橫、高向室溫拉伸，KIC，對比三種方案的理化結果。
本發明首先在Tβ-30℃進行制坯，分別進行三種方案的準β鍛造，1號進行正常的準β鍛造；2號在Tβ+15℃進行空燒，再次加熱Tβ-30℃進行鍛造；3號在在Tβ+15℃進行空燒，再次加熱Tβ+15℃進行鍛造。結果對比TC21鍛件在準β鍛造火次中，加熱后無法進行鍛造出爐空冷后，采取2號鍛造方案依然可以獲得合格的組織及性能。3號方案鍛件在塑性方面明顯偏
低。
具體實驗過程實例：
下面通過具體實施例對本發明進行進一步的詳細說明。
鍛件采用電爐加熱，加熱規范為：Tβ-30℃×140min，熱透后在3T自由鍛錘上進行生產：Φ210×175軸向拔長：□140×～310。
將坯料□140×～310均分3件，單件尺寸：□140×～100分別標刻：1、2、3
1號：加熱Tβ-30℃×120min后隨爐升溫至Tβ+15℃×35min，出爐鍛造，□140×～100沿100方向至拔長(鍛件尺寸)
2號：加熱Tβ-30℃×120min后隨爐升溫至Tβ+15℃×35min，出爐空冷至室溫，再裝爐按Tβ-30℃×120min加熱后鍛造□140×～100沿100方向至拔長(鍛件尺寸)
3號：同1#同爐加熱后出爐空冷至室溫，再裝爐按Tβ-30℃×120min后隨爐升溫至Tβ+15℃×10min后鍛造□140×～100沿100方向至拔長(鍛件尺寸)
熱處理：900℃×2h，空冷；+560℃×4h，空冷
理化檢測：高、低倍，縱、橫、高向室溫拉伸，KIC
理化結果顯示，1號為正常準β鍛造，最終得要理想的組織和性能，2號方案是坯料在準β鍛造火次中無法鍛造，進行空燒，空冷至室溫后再在Tβ-30℃進行變形，最終也可得到理想的組織和性能。3號方案坯料在準β鍛造火次中無法鍛造，進行空燒，空冷至室溫后再在Tβ+15℃進行變形，高、低倍組織也符合標準，但是塑性水平明顯偏低。
綜上所述，TC21鍛件在進行準β鍛，可以視為準β加熱+鍛造，它的工藝機理是在準β加熱的過程中坯料的初生α項全部轉化為β項，晶粒會長大，變形后晶界、晶粒得到破碎的到細小的網籃組織，保證鍛件塑性指標。1號、2號方案可滿足鍛件組織以及性能指標；在設備出現故障時可采用2號方案進行鍛造。