高温合金热处理工艺研究进展(Rene95镍基高温合金)

1、高温合金热处理工艺研究进展

2、Rene95镍基高温合金

3、高温合金涡轮盘制造工艺

高温合金热处理工艺研究进展

摘要高温合金是一类在高温及一定应力条件下长期工作的高温金属材料，具有良好的综合性能，被广泛地应用于航空航天等领域。

适当的热处理工艺通过改变合金的微观组织来提升其性能。

高温合金具有优异的高温强度、良好的抗氧化和抗热腐蚀性能、优异的蠕变性能、良好的疲劳性能和断裂韧性等综合性能，已成为航空和工业用燃气轮机的涡轮叶片、导向叶片、涡轮盘等高温部件不可替代的关键材料。

高温合金按制备工艺可分为变形高温合金、铸造高温合金和粉末冶金高温合金。

时效热处理是指在强化相析出的温度区间内加热并保温一定时间，使高温合金的强化相均匀地沉淀析出，碳化物等均匀分布，从而实现硬化合金和提高其强度的作用。

２．１铁基变形高温合金ＧＨ２１３２合金具有突出的抗松弛能力、耐腐蚀能力和良好的综合性能，适于作航空紧固件。

目前使用的ＧＨ２１３２合金达不到１１００ＭＰａ高强度要求来满足工作条件和保证航空安全，因而需要进行一定的热处理。

ＧＨ６９６合金属于沉淀强化型铁基变形高温合金，在高温条件下具有较高持久蠕变强度，良好的抗氧化、抗腐蚀等综合性能。

它的表面硬度和耐磨性限制了在航空方面的应用范围。

王淑新对ＧＨ６９６合金进行了表面热处理工艺的研究，采用气体渗氮法，以氨气作为渗氮剂，以氯化铵作为催渗剂。

渗氮前试样先进行固溶处理，工艺为（１０００～１１００）℃（１～２）ｈ油冷；固溶处理后进行两次时效处理，一次时效处理工艺（７５０～７８０）℃１６ｈ空冷；二次时效处理工艺（６９０～７１０）℃１６ｈ空冷。

２．２镍基变形高温合金ＧＨ１４５合金主要用于制造航空发动机在８００℃以下工作并要求强度较高的耐松弛的平面弹簧和螺旋弹簧。

ＧＨ１４５合金主要靠第二相′强化，其力学性能与固溶处理温度和时间关系密切。

王增友等［５］采用了（１１３５１０）℃２ｈ微量风冷固溶处理，（８４５１０）℃２４ｈ炉冷至（７２０１０）℃１９ｈ空冷时效处理，得到了较为满意的力学性能。

此种材质螺栓经过高温运行后，会发生显微组织及位错组态变化、强化相析出等，导致材料的蠕变和持久性能下降。

阎光宗等为了改善其性能，对运行后硬度值为３３３ＨＢＷ的螺栓进行恢复热处理，热处理工艺为固溶＋两次时效，固溶工艺为１１３０℃１ｈ油冷；首次时效为８4５℃２４ｈ，第二次时效为７０７℃２０ｈ空冷。

采用９７０～９９５℃软化处理制度，软化处理后进行中间处理和固溶时效处理，中间处理制度为９００℃空冷，固溶时效处理制度为１０１０℃空冷＋７２０℃８ｈ炉冷至６２０℃８ｈ空冷。

软化处理可以使硬度明显降低，有利于第二次冷轧的进行；采用９９５℃进行软化处理，可以得到更好的软化效果，且对合金组织性能无影响；ＧＨ４１６９合金冷轧变形后，软化处理对力学性能影响很小，而中间处理和最终固溶时效热处理是决定力学性能的重要工序。

张毅峰等对叶片锻件用ＧＨ４１６９合金的３种热处理工艺进行了研究。

（２）（９５０～９８０）℃１０℃２ｈ水冷＋（７２０５）℃８ｈ，以５０℃／ｈ炉冷至（６２０５）℃８ｈ空冷。

此制度处理后有相，有利于消除缺口敏感性，也称为标准热处理制度。

加入微量元素Ｐ和Ｂ后，ＧＨ４１６９合金改称为ＧＨ４１６９Ｇ合金，承温能力进一步提高。

合金中′、′′和相具有不同的形态、体积分数、晶格常数和错配度。

因此，合金具有不同的力学和蠕变性能，相转变机制尚不清楚。

田素贵等研究了热处理对ＧＨ４１６９Ｇ合金相组成和分布规律的影响：（１）直接时效处理是７２０℃８ｈ，随后以５０℃／ｈ的冷速随炉冷却至６２０℃８ｈ空冷；（２）长期时效处理是直接时效后，在６８０℃３００ｈ空冷。

直接时效处理ＧＨ４１６９Ｇ合金由少量′相、大量′′相和基体组成，而长期时效处理ＧＨ４１６９Ｇ合金由少量′相、大量′′相和相及针状相组成。

ＧＨ７３８合金具有良好的耐腐蚀能力、较高的屈服强度、疲劳性能和理想的蠕变性能，广泛用于燃气轮机和航空发动机涡轮盘等承力部件及高温部件。

３．１等轴晶高温合金Ｋ４８０合金是′相沉淀强化的镍基铸造高温合金，具有良好的组织稳定性和优异的耐热腐蚀等综合性能。

合金经过１１３０℃亚固溶处理后，组织为大小两种尺寸的′相；经过１１９０℃、１２１０℃和１２３０℃过固溶处理后空冷，析出均匀的′相，并且随着固溶温度的升高，碳化物和共晶的含量逐渐降低。

一次时效处理，固溶态′相平均尺寸随时效温度升高而增大，二次时效和全时效过程中，细小的３次′相又重新溶解到基体或周围的大尺寸′相中。

Ｋ４１６９镍基铸造高温合金具有良好的中温强度和较好的机加工性。

３．２定向凝固高温合金ＤＺ１２５合金具有较高的力学性能和良好的可铸性，是航空发动机研制的定向凝固高压涡轮叶片材料。

佘力等对ＤＺ１２５热处理工艺进行了研究，采用一步工艺（１２１０℃２ｈ空冷＋８７０℃３２ｈ空冷）和三步工艺（１１８０℃２ｈ空冷＋（１２３０１０）℃３ｈ空冷＋１１００℃４ｈ空冷＋８７０℃２０ｈ空冷）进行热处理。

采用三步热处理工艺明显改善了显微组织，１１８０℃预处理消除了合金中的低熔点相，有效地抑制了合金的初熔，提高了合金的固溶温度。

随着固溶温度的提高，元素枝晶偏析减轻；１１００℃高温时效调整了细小′相的尺寸和形状，使合金中温、高温持久寿命比一步热处理有不同程度的提高。

ＤＺ１２５Ｌ是高性能定向凝固镍基高温合金，主要应用环境为推重比７～８涡转发动机一级涡轮叶片。

激光金属成形组织细密，形成过饱和固溶体且抑制′相析出，在晶界析出点状不连续ＭＣ碳化物，无法满足高温合金使用要求。

胡小华等研究了热处理工艺对激光金属成形ＤＺ１２５Ｌ高温非平衡组织及硬度的影响。

对铸造标准热处理工艺进行改进，均匀化和固溶处理十分必要，但需要控制相应时间，可以适当缩短时效处理时间。

ＤＺ４１７Ｇ是定向凝固镍基铸造高温合金，具有中温强度高、蠕变性能好和组织稳定等优点，适用于制作导向叶片等高温用部件。

３．３单晶高温合金当合金中含有难熔元素Ｒｅ、Ｗ时，由于元素Ｒｅ、Ｗ具有较低的扩散系数，因此需要较高的固溶温度和较长的扩散时间。

王明罡等对含元素Ｒｅ、Ｗ单晶合金进行了３种不同温度的固溶处理，固溶温度分别为１３００℃、１３１０℃、１３２０℃。

不同温度下固溶处理，合金具有不同的蠕变寿命，其中高温固溶处理可提高合金成分的均匀化程度，抑制ＴＣＰ相的析出。

采取６种热处理制度与标准热处理制度进行对比实验分析，得知固溶处理后，较高的过饱和度促使′相在不同的冷却速度条件下均大量析出。

冷却速度对一次′相尺寸和二次′相析出影响较大。

冷却速度较快的固溶加一次时效空冷试样的基体通道内有大量的二次′相析出。

ＤＤ６单晶高温合金８７０℃二次时效，随保温时间延长，二次′相逐渐溶解。

单晶高温合金中没有晶界强化元素，因此再结晶区域成为性能薄弱环节。

与固溶态相比，时效处理后的再结晶深度变化不大。

ＤＤ８合金是抗热腐蚀单晶合金，国内对ＤＤ８的热处理工艺研究较少，张静华等对ＤＤ８的热处理工艺进行了研究。

ＤＤ８合金的高温固溶热处理在１２２０～１２６０℃之间进行。

通过不同热处理工艺的研究得出ＤＤ８单晶合金的最佳热处理工艺为１１００℃８ｈ空冷＋１２４０℃４ｈ空冷＋１０９０℃２ｈ空冷＋８５０℃２４ｈ空冷。

ＤＤ８合金经上述热处理可获得较理想的微观组织，均匀化效果显著，树枝晶偏析明显改善，合金的持久强度提高。

ＦＧＨ９５合金是′相沉淀强化型粉末镍基高温合金，具有晶粒细小、组织均匀、无宏观偏析等优点，是制造大推重比新型发动机涡轮盘的优选材料。

在镍基合金中和′两相具有不同的晶格常数，使其相界面存在晶格错配度，从而影响合金的蠕变抗力和寿命。

相同热处理工艺，ＨＩＰ温度越高，时效析出的′相尺寸越大，不同热处理制度均能改变′的分布；盐浴冷却明显增大中等尺寸′相数量，显著提高合金高温塑性。

ＦＧＨ９７是我国研制的与ＥＰ７４１ＮＰ牌号相近的合金。

张莹等采取不同的热处理工艺，对ＦＧＨ９７所需的组织性能进行了研究。

ＦＧＨ９８Ⅰ是新型第三代镍基粉末高温合金。

由于ＦＧＨ９８Ⅰ合金的试制才刚开始，对其热处理工艺的研究还很不充分。

吴凯等研究了固溶热处理对ＦＧＨ９８Ⅰ合金组织与性能的影响。

亚／过固溶温度选取１１３０℃／１１９０℃，保温时间为１ｈ，油淬至８１５℃保温８ｈ后空冷进行时效处理。

ＦＧＨ４０９５合金是沉淀强化型镍基高温合金，主要用于航空发动机涡轮盘的制造。

为了得到晶粒细化、无宏观偏析的组织，需对其进行相应的热处理。

徐轶等研究了中间热处理１０６０℃４ｈ炉冷对ＦＧＨ４０９５组织性能的影响。

中间热处理能够改善′相的形状及分布；经中间处理，材料高温拉伸性能明显提高，屈服强度从１１５０ＭＰａ提高到１２１０ＭＰａ，拉伸强度从１２３０ＭＰａ提高到１４６０ＭＰａ；中等尺寸′相数量增加，晶界得到优化，合金高温塑性得到提高。

高温合金在严格控制的加热和冷却条件下进行热处理，通过改变材料内部的显微组织来达到所要求的使用性能或服役寿命。

随着新高温合金材料的应用以及使用过程中对合金性能提出的高要求，热处理工艺是必不可少的过程。

近年来高温合金热处理工艺不断发展，其发展趋势如下：。

（２）计算机模拟与热处理工艺相结合，对合金的变形量及热处理进行深入的研究。

研究热处理工艺过程控制系统，在重视设备更新的同时实现工艺的创新，设备与工艺并行发展。

（４）深入研究高温合金的适宜的淬火介质，改进淬火工艺，将是今后热处理工艺的研究重点。

（６）等离子表面处理具有耐磨损、畸变小、外观好和无盲区等特点，将在高温合金中得到广泛应用，包括离子渗氮、离子氮碳共渗、离子渗碳等技术。

Rene95镍基高温合金

合金在工作温度长期时效和长期应力时效后，组织稳定、没有有害相析出。

采用真空感应熔炼母合金，经氩气雾化粉末(AA)或等离子旋转电极法(PREP)制取合金粉末，经热等静压直接成形(AS-HIP)、或HIP+等温锻、或HIP+热模锻等工艺制成零件毛坯。

PREP粉末粒度为50m-150m,AA粉末粒度为20m-100m。

制度Ⅱ：（1140-1160）℃10℃(1-2)h/盐淬+870℃10℃l.5h/AC+650℃10℃24h/AC，适于环形件。

高温合金涡轮盘制造工艺

国际上俄罗斯主要采用这种工艺制造高强度高温合金涡轮盘（典型有742、79、151、152，涡轮盘），通过VIM、ESR、VAR提纯材料纯度，在+/两相区热变形，同时采用控制动态再结晶方法等。

粉末冶金是为了减少目前制造涡轮盘成本而出现的一种材料制造和加工工艺。

粉末冶金的工序分为制粉、压制与烧结两道工序。

通过制粉工序，一是可以保证加工工序开始时合成材料的均匀性；二是可以获得以常规方法处理不能得到的人造合金组织。

通过压制和烧结工序，可以将松散的粉末压制成具有一定“生料”强度的比较致密的固体型坯，以便进一步加工处理。

喷射成形将金属熔体的雾化与沉积成形合二为一，是一种新型快速凝固技术,适于新型高温合金涡轮盘类坯锭制备。

采用该技术制备的高温合金坯锭具有组织细小均匀、无宏观偏析、改善热加工性和提高材料的使用性能等优点。