CN105506387A - 一种高比蠕变强度的镍基单晶高温合金及其制备方法和应用 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种高比蠕变强度的镍基单晶高温合金及其制备方法和在制备航空发动机涡轮叶片中的应用，其成分特征(wt％)如下：Cr？7～9.5％；W？0.4～1.0％；Ta？0.5～3.5％；Mo？4.0～7.0％；Al？5.5～7.0％；Ti？0.4～2.0％；Nb？0.9～2.0％；Co？2.0～5.0％；Hf？0.05-0.15％；Ni余量。本发明的合金通过真空感应炉熔炼，重熔、定向凝固、热处理得到。本发明与现有的其他第二代镍基单晶高温合金相比具有较好的蠕变性能，但合金密度和成本明显降低，可用于制备航空发动机涡轮叶片中，可满足现代高推重比航空发动机的设计需要。

Description

一种高比蠕变强度的镍基单晶高温合金及其制备方法和应用
技术领域
本发明涉及镍基单晶高温合金及其制备领域，具体涉及一种高比蠕变强度的镍基单晶高温合金及其制备方法在制备航空发动机涡轮叶片中的应用。
背景技术
随着航空发动机向高推重比方向的发展，发动机涡轮前进口温度和内部压力不断提高，要求涡轮叶片、导向叶片等发动机热端部件具有更高的承温能力，因此，这些热端部件必须用高温合金来制备。
镍(Ni)基合金可以利用多种强化手段提高合金的承温能力，如利用多种高溶点/贵金属元素(钨(W)、钼(Mo)、钴(Co)、铬(Cr)、铼(Re)、钌(Ru)和钒(V)等)固溶强化；利用铝(Al)、钛(Ti)、铌(Nb)和钽(Ta)等形成共格有序的A3B型金属间化合物γ′(Ni3(Al，Ti))相作为沉淀相，使合金得到有效的析出相强化；利用硼(B)、锆(Zr)、镁(Mg)和稀土(RE)等元素强化晶界；利用铬(Cr)、硅(Si)等元素提高合金抗氧化和抗腐蚀性能。因此，镍(Ni)基合金是高温合金中综合性能较好、应用最广的一类合金。
单晶Ni基高温合金进一步消除了在高温时易变形的晶界，因而具有更好的抗高温蠕变、疲劳性能和承温能力，被广泛应用于制造航空发动机涡轮叶片、导向叶片等，在现代工业燃气轮机中也获得应用，目前国产第二代单晶Ni基高温合金DD406已成功应用于某国产新型航空发动机。分析研发出的单晶Ni基高温合金的组成可以看出，铼(Re)和其它贵金属元素加入量的不断提高是先进单晶高温合金发展过程中一个最突出的特征：第一代单晶合金不含Re；第2代和第3代分别含3wt％和6wt％的Re。然而，Re是地球上稀少的金属元素之一、价格昂贵，据测算，含3wt％Re的单晶Ni基高温合金原料成本将提高70％以上。另外Re的密度达到20.53g/cm3，致使目前第二代高温单晶合金的密度普遍较大(如CMSX-4为8.7g/cm3、PWA1484为8.95g/cm3、ReneN5为8.7g/cm3、TMS-82+为8.93g/cm3、DD406为8.78g/cm3)。合金密度的增加一方面增大了叶片重量，不利于提高发动机的推重比；另一方面将增大涡轮叶片在高速旋转时的离心力，需研发新的高强度涡轮盘材料以支撑涡轮叶片，这进一步加大了研发高推重比发动机的难度。因此，从合金成本及应用前景等方面考虑，获得具有综合性能优越的低密度、低成本的单晶高温合金，已成为研发设计新一代高推重比涡轮发动机的急需和研发热点。
发明内容
本发明的目的在于解决现有技术中第二代单晶Ni基高温合金存在的密度大、成本高等问题，提供了一种低密度、低成本、具有较好热稳定性及较高比蠕变强度的高性能低密度Ni基单晶高温合金及其制备方法和在制备航空发动机涡轮叶片中的应用。
一种高比蠕变强度的镍基单晶高温合金，由以下重量百分含量(wt.％)的元素构成：
作为优选，所述的高比蠕变强度的镍基单晶高温合金，由以下重量百分含量(wt.％)的元素构成：
本发明的合金不含Re，在特定含量的特定组分的组合下，本发明的合金在室温25℃时的密度不大于8.2g/cm3，且在140MPa应力下比蠕变寿命P满足380≥P＝(温度+273)(log蠕变寿命+20)×105/密度≥370(温度的单位为℃，蠕变寿命的单位为小时，密度的单位为g/cm3)，在保证低成本和低密度的情况下，承温能力优于第二代Ni基单晶高温合金DD406和CMSX-4，比蠕变寿命P大于370，而目前第二代Ni基单晶高温合金一般小于350，可满足现代高推重比航空发动机的设计需要。
本发明的工作原理如下：
本发明合金的成分设计虽然不含有第二代单晶高温合金通常含有的Re元素，但是通过改变沉淀强化相γ′的构成组分，尽可能的综合发挥合金元素的固溶强化和γ′的沉淀强化作用，使不含Re元素的合金在达到第二代单晶合金性能水平的同时保持了较低的合金密度。
本发明中的合金元素的作用及其成分范围的选择陈述如下：
W主要固溶强化基体γ相，少量参与形成γ′析出相，可提高合金初熔温度；W在合金中有较低的扩散速度，能降低其它固溶元素在合金中的扩散速度，有效提高合金的高温蠕变强度；但过量加入W易析出富W的TCP相；同时，W的比重较大；综合考虑W的作用，其加入量为0.5～1.0wt％；
Mo可固溶于γ相并可用于调节γ/γ′晶格错配度，使γ/γ′相界面形成致密的晶格错配位错，在减缓γ′粗大化的同时，提高合金的持久强度；但Mo在高温氧化环境下极易生成挥发性的氧化物，难形成致密的氧化膜，在有Na2SO4的环境中，容易引起酸性熔融反应，产生严重的热腐蚀；但在同时添加W、Mo的高温合金中易析出富W、Mo的TCP相；所以Mo的加入量不能过高，控制在4.0～6.5wt％为宜。
Ta是γ′和γ相形成元素，除了有效地提高合金的热强性以外，同时还能增加合金的抗氧化性能、耐腐蚀性能和铸造性能；但Ta过高，合金中共晶含量高，使合金的热处理变得极为困难，且增加合金的密度；结合这些因素本发明控制Ta含量在0.5～3.5wt.％。
Co元素在镍基高温合金中主要分布于γ基体内、降低基体的层错能，主要作用包括固溶强化、增加γ′相数量、改善合金的塑性及热加工性能并提高组织稳定性、持久强度和蠕变抗力；但考虑到合金成本的因素，本发明控制Co含量在2.0～5.0wt.％。
Cr可与Al、Ta等一起提高合金的抗氧化、抗腐蚀性能；但由于单晶高温合金中同时含有较高的W、Mo、Ta等多种难熔元素，加入大量的Cr则增加形成σ相和μ相等TCP相的倾向，降低合金的组织稳定性和持久强度；因此，本发明Cr的加入量为7.5～9.5wt.％
Al和Ti元素可通过适当的热处理在Ni基γ相中形成γ′时效沉淀相，对合金起到沉淀强化作用，提高合金的高温强度和持久性能；此外，Al在合金高温服役过程中可以形成氧化物保护膜，提高合金抗氧化和抗腐蚀性能；Ti对合金的抗腐蚀性能有利；单晶合金γ′含量可达65wt％，要求Al和Ti含量分别为5.5～7.0wt％和0.5～2.0wt％为宜。
Nb也是γ′相形成元素，添加Nb可提高合金的蠕变强度和抗氧化抗腐蚀性能；但添加过量的Nb易于形成σ相，不利于合金的高温组织稳定性和强度；另外，过量添加Nb对合金的氧化和热腐蚀性能有害。因此，本发明Nb的加入量为1.0～2.0wt％。
Hf可与Cr和Al—起提高合金的高温耐腐蚀性能；同时，Hf的加入还可提高合金的工艺性能和力学性能；但过量Hf的加入会降低合金的初熔温度，有可能降低合金的高温强度；因此，将Hf含量控制在0.05-0.15wt.％，最优选地为1.0％。
进一步优选，所述的高比蠕变强度的镍基单晶高温合金，由以下重量百分含量(wt.％)的元素构成：
一种高比蠕变强度的镍基单晶高温合金的制备方法，包括以下步骤:
第一步:将按照设计好的成分配比原料放入真空感应炉熔炼合金，铸造制备出母合金棒材；
第二步:将母合金棒材通过定向凝固设备重熔，再利用螺旋选晶器或仔晶法定向凝固成单晶试棒；
第三步:将单晶试棒在1270-1370℃范围内进行2-6小时的固溶处理，随后进行空冷；接着在920-1020℃范围内进行3-8小时的高温时效处理，随后进行空冷；然后在830-910℃范围内进行18-28小时的低温时效处理，随后进行空冷处理，最后得到高比蠕变强度的镍基单晶高温合金。
本发明利用上述合金元素在真空感应炉熔炼，先浇注成化学成份符合要求的母合金，然后再通过定向凝固设备重熔、利用螺旋选晶器或仔晶法定向凝固成单晶试棒。性能测试前单晶试棒需经合适的热处理制度进行组织调整。
第二步中，可采用籽晶法通过布里兹曼(Bridgeman)定向凝固技术，即仔晶法定向凝固采用布里兹曼定向凝固技术，在温度梯度为50-200℃/cm，抽拉速率为1-5mm/min范围内制备单晶试棒。
第三步中，将单晶试棒在1310-1330℃范围内进行3-5小时的固溶处理，随后进行空冷；接着在960-980℃范围内进行4-6小时的高温时效处理，随后进行空冷；然后在870-890℃范围内进行20-24小时的低温时效处理，随后进行空冷处理，最后得到高比蠕变强度的镍基单晶高温合金。
此外，本发明中使用以下的参数式P表明本发明合金在高温下比已知第二代高温单晶合金优异的比蠕变强度：380≥P＝(温度+273)(log蠕变寿命+20)×105/密度≥370，这里“温度”指合金蠕变测试温度(℃)，蠕变寿命为小时。
本发明的高比蠕变强度的镍基单晶高温合金是一种低密度、低成本、具有较高承温能力的高比蠕变强度的Ni基单晶高温合金，可用作高推重比航空发动机涡轮叶片等热端部件的合金材料。
本发明与现有技术相比，其显著优点是:
(1)本发明的合金不含Re，在特定含量的特定组分的组合下，本发明的合金在室温25℃时的密度不大于8.2g/cm3，且在140MPa应力下比蠕变寿命P满足380≥P＝(温度+273)(log蠕变寿命+20)×105/密度≥370(温度为℃，蠕变寿命为小时)，在保证低成本和低密度的情况下，承温能力优于第二代Ni基单晶高温合金DD406和CMSX-4，比蠕变寿命P大于370，而目前第二代Ni基单晶高温合金一般小于350，可满足现代高推重比航空发动机的设计需要。本发明合金不含贵重元素Re，因而成本和密度低于国内外典型第二代单晶合金CMSX-4、PWA1484、ReneN5、TMS-82+和DD406等；
(2)本发明合金的相稳定性好，长期时效不生成有害相；
(3)本发明合金在应力为140MPa具有优异的比蠕变强度。
由于本发明可以提供比蠕变强度优异的镍基单晶合金，使用这种合金制备的涡轮叶片可以同时实现轻量化和高耐用温度。
附图说明
图1为本发明实施例和对比例制备的镍基高温合金的密度和比蠕变强度(P参数)的关系图。
具体实施方式
下面将结合实施例对本发明作进一步的详细说明，但并不因此而限定本发明。
实施例1～4以及对比例
本发明实施例和公知的Ni基单晶高温合金对比例的化学成分见表1。
具体制备方法:
第一步:采用真空感应炉熔炼合金，先浇注成化学成分符合要求的各种Ni基高温合金母合金，铸造制备出母合金棒材；
第二步:将母合金棒材通过定向凝固设备重熔，再采用籽晶法通过布里兹曼(Bridgeman)定向凝固技术，在温度梯度为100℃/cm，抽拉速率为3mm/min下制备单晶试棒；
第三步:实施例1～4制备的单晶试棒在1310-1330℃范围内进行4小时的固溶处理，随后进行空冷；接着在960-980℃范围内进行5小时的高温时效处理，随后进行空冷；然后在870-890℃范围内进行22小时的低温时效处理，随后进行空冷处理，最后得到高比蠕变强度的镍基单晶高温合金。热处理后的微观组织观察表明合金中仅存有γ/γ′双相组织，未见TCP相。
对比例制备的单晶试棒按照其公开的热处理制度进行热处理，最后得到对应的镍基高温合金。
对热处理后的合金测量密度并在140MPa下进行蠕变测试，把得到的蠕变寿命利用常用的拉森一密勒参数(L.M.P，Larson-Millerparameter):L.M.P＝(温度+273)(log蠕变寿命+20)×103(温度为℃，蠕变寿命为小时)进行评价并计算比蠕变寿命参数P＝100L.M.P/密度。将实施例和对比例的密度、蠕变评价结果L.M.P和参数P列入表1。密度和P参数的关系如图1所示。
由表1和图1所示可知，实施例的镍基单晶超合金相与参考例公知的镍基单晶超合金相比具有较低的密度、较好的蠕变强度(高L.M.P.值)和较高的比蠕变强度(P参数)。
表1本发明实施例和对比例的化学成分、密度、蠕变性能和P参数表
注：表中Ni含量一栏的“余”含义为“余量”，参考例即为对比例。

Claims (9)

1.一种高比蠕变强度的镍基单晶高温合金，其特征在于，由以下重量百分含量的元素构成：
2.根据权利要求1所述的高比蠕变强度的镍基单晶高温合金，其特征在于，由以下重量百分含量的元素构成：
3.根据权利要求2所述的高比蠕变强度的镍基单晶高温合金，其特征在于，由以下重量百分含量的元素构成：
4.根据权利要求1～3任一项所述的高比蠕变强度的镍基单晶高温合金，其特征在于，其在室温25℃时的密度不大于8.2g/cm3，且在140MPa应力下比蠕变寿命P满足380≥P＝(温度+273)(log蠕变寿命+20)×105/密度≥370，其中，温度的单位为℃，蠕变寿命的单位为小时，密度的单位为g/cm3。
5.根据权利要求1～4任一项所述的高比蠕变强度的镍基单晶高温合金的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
第一步:将按照设计好的成分配比原料放入真空感应炉熔炼合金，铸造制备出母合金棒材；
第二步:将母合金棒材通过定向凝固设备重熔，再利用螺旋选晶器或仔晶法定向凝固成单晶试棒；
第三步:将单晶试棒在1270-1370℃范围内进行2-6小时的固溶处理，随后进行空冷；接着在920-1020℃范围内进行3-8小时的高温时效处理，随后进行空冷；然后在830-910℃范围内进行18-28小时的低温时效处理，随后进行空冷处理，最后得到高比蠕变强度的镍基单晶高温合金。
6.根据权利要求5所述的制备方法，其特征在于，第二步中，仔晶法定向凝固采用布里兹曼定向凝固技术。
7.根据权利要求6所述的制备方法，其特征在于，在温度梯度为50-200℃/cm，抽拉速率为1-5mm/min范围内制备单晶试棒。
8.根据权利要求5所述的制备方法，其特征在于，第三步中，将单晶试棒在1310-1330℃范围内进行3-5小时的固溶处理，随后进行空冷；接着在960-980℃范围内进行4-6小时的高温时效处理，随后进行空冷；然后在870-890℃范围内进行20-24小时的低温时效处理，随后进行空冷处理，最后得到高比蠕变强度的镍基单晶高温合金。
9.根据权利要求1～4任一项所述的高比蠕变强度的镍基单晶高温合金在制备航空发动机涡轮叶片中的应用。
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