CN102433467A - 一种含铪高钨镍基等轴晶合金及其应用 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及镍基等轴晶合金，具体为一种含铪高钨镍基等轴晶合金及其应用，其成分为(重量百分比)：C 0.08～0.14，Cr 4.6～5.2，Al 5.6～6.2，Ti 0.7～1.2，Co 6.0～8.0，Hf 0.7～1.2，W 15.3～16.5，Nb 1.6～2.1，B 0.005～0.025，Zr 0.005～0.03，Ni余。本发明合金具有较佳的持久性能，在975℃和235.2MPa条件下持久寿命≥40小时，可以直接铸造使用，成本低，生产效率高。本发明合金可用于制备1100℃长期工作的航空发动机和燃气轮机涡轮叶片等热端部件。特别是采用该耐热合金制作发电用燃气轮机涡轮叶片，可显著提高燃气涡轮机工作温度和效率，进而大幅提高发电效率。
Description
技术领域
本发明涉及镍基等轴晶合金，具体为一种含铪高钨镍基等轴晶合金及其应用。
背景技术
随着燃气入口温度的提高，变形高温合金导向叶片的承温能力已不能满足要求。铸造高温合金具有更高的承温能力，可达1000～1100℃，因而铸造高温合金的研制受到了广泛重视。自20世纪40年代铸造高温合金问世以来，发展速度非常快，到20世纪五十年代末，陆续研制出IN100、ЖС6К、B1900和Mar-M200等许多性能优异的合金，国内也相继研制和生产了K403和K417G等一系列铸造高温合金。
无论是英、美还是俄罗斯，航空发动机导向叶片材料采用镍基高温合金，俄罗斯著名的ЖС6У、ЖС6К镍基高温合金主要用于制备导向叶片，第三代战斗机苏27装备的AЛ-31Ф发动机高、低压涡轮和导向叶片四种叶片都采用ЖС6У合金制备，而欧美发达国家大量采用镍基单晶导向叶片。美国PWA1480单晶为第一个服役于JT9D-7R4航空发动机的导向叶片材料，美国著名的F15和F16战斗机装备的F100-PV-229型航空发动机一级和二级导向叶片也都采用该合金制备。
航空发动机的发展，在很大程度上依赖于材料和制造技术的发展。为了提高导向器的刚性和气密性，减弱作用在单个叶片上的负荷所引起的向前翘曲，减少由于振动所引起的叶片裂纹危险，第三代航空发动机采用联体组合式导向叶片。目前，有两联体、三联体和四联体等导向叶片。例如，AЛ-31Ф发动机高、低压导向叶片均为三联体空心气膜冷却叶片；我国生产的推重比为8的航空发动机高压导向叶片为两联体空心气膜冷却叶片。
国外航空发动机行业在改进结构的同时，也在寻求初熔温度高、成本低、工艺性能和综合力学性能好的高温合金。如美国的艾利逊公司在研制铸冷叶片(Castcool)、铸造层板(Lamilloy)冷却叶片的同时，也开发了CMSX-4单晶合金等与之匹配的先进叶片材料。
K403合金是国内应用最为广泛的镍基铸造导向叶片合金，它先后在20种发动机的37种不同型号上用作导向叶片。中国科学院金属研究所研制的K441合金用于涡轮喷气发动机制作一级导向叶片，自1997年6月至1999年7月已生产19台发动机，有13台发动机参与试飞考核，现已投入批生产。另外，某些型号涡轮喷气发动机一级涡轮导向叶片采用DZ404定向柱晶合金制备，而某些型号的涡轮风扇发动机低压一、二级涡轮导向叶片采用K417G等轴晶合金制成。
总之，镍基高温合金是迄今性能最为优越，用途最为广泛。该合金使用温度的上限已接近于合金的熔点，但仍是目前先进发动机中承受温度最高，应力载荷最大的关键部件的首选材料。
发明内容
本发明的目的在于提供一种含铪高钨镍基等轴晶合金及其应用，使合金具有较佳的持久性能，可用于制备1100℃长期工作的航空发动机和燃气轮机涡轮叶片等热端部件。
本发明的技术方案是：
一种含铪高钨镍基等轴晶合金，其合金成分(重量百分比)如下：
C 0.08～0.14，Cr 4.6～5.2，Al 5.6～6.2，Ti 0.7～1.2，Co 6.0～8.0，Hf 0.7～1.2，W15.3～16.5，Nb 1.6～2.1，B 0.005～0.025，Zr 0.005～0.03，Ni余。
本发明中，还可以在上述合金成分基础上加入Ce 0.005～0.02，La 0.005～0.02；优选为：Ce：0.01～0.02，La：0.01～0.02。
本发明中，铝钛含量6.5wt％＜Al+Ti＜8.0wt％。
本发明中，钨铌铪含量W+Nb+Hf＞18wt％。
所述的含铪高钨镍基等轴晶合金，用于制备1100℃长期工作的航空发动机和燃气轮机涡轮叶片的热端部件，在975℃和235.2MPa条件下持久寿命≥40小时。
本发明具有如下优点：
1、本发明合金具有较佳的持久性能，在975℃和235.2MPa条件下持久寿命≥40小时。
2、本发明合金可以直接铸造使用，成本低，生产效率高。
3、本发明合金高温抗氧化及抗热腐蚀性能好，即热稳定好。
总之，本发明镍基等轴晶合金具有卓越的高温强度和承温能力以及良好的铸造工艺性能，该合金不但铝钛含量高(Al+Ti＞6.5wt％)，而且高熔点合金元素总含量(W+Nb+Hf)也较高(＞18wt％)；其中W含量上限达到16.5wt％，Hf含量上限达到1.2wt％。正因为该合金具有上述成分特点，因而具有突出的高温强度和高温热稳定性，适于制备1100℃长期工作的发动机涡轮叶片等热端部件。
附图说明
图1为本发明合金与对比合金的热强参数综合曲线。其中，热强参数P＝T(20+lgt)×10-3，T代表测试温度，K；t代表持久时间，小时。
图2为本发明合金不同温度的蠕变曲线。其中，(a)图为800℃；(b)图为900℃；(c)图为975℃；(d)图为1050℃。
具体实施方式
下面通过实例详述本发明。
实施例1
采用德国产ALD的500Kg真空感应炉冶炼实验母合金，冶炼坩埚选用氧化铝坩埚，测温***为W-Re电偶和JH-5型红外光导温度/真空度测试仪，测温保护套管为外层涂覆ZrO2(CeO稳定)和BN的Mo-Al2O3金属陶瓷管，真空度应保持≤10-1Pa数量级。操作过程为：将碳、镍硼中间合金、铬、钨、铌、铪、钴、锆等合金元素以及镍板装入坩埚中；抽真空，给较小功率(90kw～100kw)烘埚排除附着气体，当真空度达10-3a时，增加功率熔化合金；化料初期保证碳氧反应充分，化清后高温精炼，保证合金成分均匀，在1600℃精炼5～7min，精炼结束后降温，停电、结膜、破膜加入Al及Ti及混合稀土RE(铈、镧)，然后大功率搅拌，搅拌后停电降温；严格控制Al的加入温度和加入量，以保证熔入合金中的杂质能够有效去除。较大功率(200kw～240kw)冲击破膜，在1450℃浇铸成母合金锭。
本发明合金成分的显著特点，就是含有1.2wt.％左右的铪。Hf是强正偏析元素，显著促进γ+γ′共晶形成。Zr也和Hf一样，促进γ+γ′共晶形成，在加入相同质量分数的Hf和Zr时，Zr的影响更大。Zr在共晶中的溶解度比Hf低，当Hf和Zr含量相同时，共晶中γ′的Hf含量比Zr高一倍，这表明Zr在强化γ′的效果方面不如Hf。
本发明合金中，含有16wt.％左右的W。钨加入合金后，可提高原子间结合力，提高扩散激活能，使扩散过程变慢，同时提高再结晶温度，从而提高合金的高温力学性能。钨在γ和γ′相中分配比约等于1。因此，钨含量高可显著增加γ′相数量，提高合金热稳定性。在镍基铸造合金中，钨优先分布在枝晶轴上，而铪则优先分布于晶界和枝晶界，因此钨、铪同时加入对合金性能起到综合强化效果。但过量钨会析出金属间化合物Ni4W及增加析出TCP相(主要是μ相)有害相的倾向性。另外，钨是碳化物形成元素，促进M6C碳化物形成。而铪的重要作用之一就是抑制M23C6或M6C碳化物沿晶界大量析出，能与MC分解而放出的碳形成二次稳定的细小、分散、不规则的MC(主要是HfC)颗粒。碳化物是高温合金中重要的强化相之一，它的大小，形态及分布对合金的力学性能有着重要影响。
本发明中，还加入了大量的铝和钛(Al+Ti之和最多达7.4wt.％)。铝和钛是镍基高温合金中最基本的合金元素，镍基合金之所以能成为不可取代的高温合金就是因为存在γ′强化相，而铝和钛是γ′相的主要形成元素。同时，钛还是MC碳化物形成元素，能形成比较稳定的TiC。铌能置换一部分铝和钛而进入γ′相。铌在γ/γ′中的分配比约为1∶＜0.05，即绝大多数铌除与碳结合外几乎都进入γ′相。铌与碳有很大的亲和力，能形成稳定的NbC，从而有效地细化晶粒。铌溶入γ′相，进入碳化物，从而提高这些相的热稳定性，延缓γ′相的聚集长大过程，提高合金的强度指标。
表1合金元素成分(wt.％)
| C | Cr | Co | Nb | Al | W | Ti | Hf | B | Zr | Ce | La | Ni |
| 0.11 | 4.90 | 6.77 | 2.08 | 5.87 | 16.5 | 1.02 | 1.01 | 0.013 | 0.01 | 0.01 | 0.01 | 余量 |
表2线膨胀系数与温度关系
从表2可以看出，随着温度的升高，合金的线膨胀系数明显增大；对比合金K417G(中国航空材料手册第二版第二卷P640～609)线膨胀系数变化规律与本发明合金相同，但线膨胀系数明显高于本发明合金，这表明本发明合金受温度影响的变形量较小。
表3弹性模量(GPa)与温度关系
从表3可以看出，随着温度的升高，合金的弹性模量随之降低；但与对比合金K417G(同上)相比，弹性模量下降的幅度最大。表中数据K417G合金弹性模量总体上都大于本发明合金。工程材料一般都希望具有较小的弹性模量。
实施例2
本发明主要是加入较多的铝和钛元素(Al+Ti＜8wt.％)形成高体积分数的γ′相来提高其强度；保持铬的含量大于4.5wt.％和Al/Ti之比大于2.5∶1可使合金高温达到完全抗氧化级；通过加入铌和铪可进一步增加γ′相数量，提高了γ-γ′的晶格错配度，增强了γ′相的强化作用，同时还形成γ″相增强其室温和中温力学性能；加入一定量的碳，一方面来强化晶界，另一方面与铪、铌、铬等形成较多的碳化物来强化合金；钨、钴等合金元素主要起固溶强化合金的重要作用，W+Hf+Nb含量是增加蠕变寿命的重要参数，随着它们含量的增加蠕变寿命随之而增加。Co对合金的热强性影响不大，但能显著提高合金的塑性，而且Co能提高高应力下的蠕变寿命。本发明合金试样采用国际上通行的真空熔铸炉制备，浇注出的试样和铸件不用热处理，可直接使用，因而成本低，效率高。
与实施例1不同之处在于，本实施例的合金成分见表4所示，合金所对应的合金拉伸性能如表5所示：
表4合金元素成分(wt.％)
| C | Cr | Co | Nb | Al | W | Ti | Hf | B | Zr | Ce | La | Ni |
| 0.08 | 5.2 | 8.0 | 1.6 | 5.6 | 15.3 | 1.2 | 1.2 | 0.025 | 0.005 | 0.005 | 0.02 | 余量 |
表5合金拉伸性能
从表5的合金拉伸性能可以看出，本发明合金在室温到800℃拉伸强度变化幅度较少，都在910MPa以上，超过800℃后拉伸强度逐步降低，但在1000℃拉伸强度还能达到600MPa，比大多数等轴晶高温合金的拉伸强度都高，如K417G和K418等，可见该合金具有较优异的高温拉伸性能。
实施例3：
与实施例2不同之处在于，本实施例的合金成分见表6所示，合金所对应的合金持久性能如表7所示：
表6合金元素成分(wt.％)
| C | Cr | Co | Nb | Al | W | Ti | Hf | B | Zr | Ce | La | Ni |
| 0.14 | 4.6 | 6.0 | 2.1 | 6.2 | 16.5 | 0.7 | 0.7 | 0.005 | 0.03 | 0.02 | 0.005 | 余量 |
表7合金典型温度持久性能
如图1所示，从本发明合金与对比合金的热强参数综合曲线可以看出，本发明合金随着热强参数的提高，合金的持久应力逐步降低；特别是热强参数P＝26后，持久应力下降的幅度很大。对比合金也有类似的规律，但是与对比合金K417G(同上)相比，本发明合金持久性能具有明显的优势。
实施例4
与实施例3不同之处在于，本实施例的合金成分见表7所示，合金所对应的合金蠕变曲线如图2所示。
表7合金元素成分(wt.％)
| C | Cr | Co | Nb | Al | W | Ti | Hf | B | Zr | Ce | La | Ni |
| 0.12 | 5.0 | 7.0 | 1.9 | 5.9 | 15.9 | 0.95 | 0.95 | 0.015 | 0.015 | 0.01 | 0.01 | 余量 |
如图2所示，从不同温度的蠕变曲线可以看出，该合金的蠕变主要表现为三阶段的蠕变特征，即初始(第一)阶段蠕变、稳态(第二)阶段蠕变和加速(第三)蠕变，蠕变速率则呈现出先减小再增大的趋势。在蠕变第一阶段，合金变形量迅速累积。初始阶段蠕变量在达到一定程度后应变速率逐渐下降，蠕变开始进入第二阶段。蠕变稳态(第二)阶段在整个蠕变寿命里占据了大部分的比例，在此阶段蠕变曲线进入了漫长的平台区，合金的蠕变变形量几乎没有增长。合金在蠕变第三阶段开始后应变速率迅速增大，并在短时间内发生断裂。在相同测试温度条件下，随着应力的减少，蠕变寿命明显提高。
结果表明，本发明具有较佳的持久性能，在975℃和235.2MPa条件下持久寿命≥40小时；可以直接铸造使用，成本低，生产效率高，可用于制备1100℃长期工作的航空发动机和燃气轮机涡轮叶片等热端部件。特别是采用该耐热合金制作发电用燃气轮机涡轮叶片，可显著提高燃气涡轮机工作温度和效率，进而大幅提高发电效率。
Claims (6)
1.一种含铪高钨镍基等轴晶合金，其特征在于，按重量百分比计，合金成分如下：
C 0.08～0.14，Cr 4.6～5.2，Al 5.6～6.2，Ti 0.7～1.2，Co 6.0～8.0，Hf 0.7～1.2，W15.3～16.5，Nb 1.6～2.1，B 0.005～0.025，Zr 0.005～0.03，Ni余。
2.按照权利要求1所述的含铪高钨镍基等轴晶合金，其特征在于，在所述合金成分基础上加入Ce 0.005～0.02，La 0.005～0.02。
3.按照权利要求1所述的含铪高钨镍基等轴晶合金，其特征在于，铝钛含量6.5wt％＜Al+Ti＜8.0wt％。
4.按照权利要求1所述的含铪高钨镍基等轴晶合金，其特征在于，钨铌铪含量W+Nb+Hf＞18wt％。
5.按照权利要求1所述的含铪高钨镍基等轴晶合金的应用，其特征在于，所述含铪高钨镍基等轴晶合金，用于制备1100℃长期工作的航空发动机和燃气轮机涡轮叶片的热端部件。
6.按照权利要求5所述的含铪高钨镍基等轴晶合金的应用，其特征在于，所述含铪高钨镍基等轴晶合金，在975℃和235.2MPa条件下持久寿命≥40小时。
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