CN106048310A - 一种Ni‑Cr‑Mo‑W系高温合金材料、其制备方法及其应用 - Google Patents

一种Ni‑Cr‑Mo‑W系高温合金材料、其制备方法及其应用 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种Ni‑Cr‑Mo‑W系高温合金材料，属于合金材料技术领域，其化学组成，按重量百分比计为：C≤0.08；Cr14.5~16.5；Mo 15.0~17.0；W 3.0~4.5；Fe 4.0~7.0；V≤0.35；Co≤2.5；余量为Ni，还公开了上述材料的制备方法和应用；本发明的合金材料具有优异的耐高温性能、抗氧化耐腐蚀性能及力学性能，室温（25℃）的抗拉强度σb≥900N/mm2，屈服强度σ0.2≥460N/mm2，伸长率δ5≥40％；高温持久性能：应力140Mpa、温度815℃，持久断裂时间≥24h，伸长率δ5≥15％；本发明的性能显著优于现有普通高温合金材料，能够满足高温等复杂工作环境的使用要求，可以提升发动机功率15%以上，具有重要的意义，值得大规模推广和应用。

Description

一种Ni-Cr-Mo-W系高温合金材料、其制备方法及其应用
技术领域
本发明涉及合金材料领域，尤其涉及一种Ni-Cr-Mo-W系高温合金材料、其制备方法及其应用。
背景技术
在航空技术领域，航空发动机是最主要的部件之一，而航空发动机中，其关键部件包括压气机、整体叶盘、涡轮盘、涡轮叶片等部件，航空发动机的改进，主要是这些关键部件的结构和材料的改进。
比如，涡轮叶片是燃气轮机的关键部件，为了提高发动机的效率，必须不断提高涡轮燃气进口温度。一般叶身部分的温度达650℃以上，甚至高达980℃，叶根部分的温度也高达700℃以上。而且涡轮叶片承受气动力和离心力的作用，产生拉应力和弯曲应力，同时燃气流的高速脉冲，使叶片产生震动应力。叶身部分承受的拉应力平均为140Mpa，叶根部分承受的拉应力达280Mpa以上，因此叶片材料要有足够的高温拉伸强度、持久强度和蠕变强度，此外还要有良好的机械疲劳、热疲劳性能、抗氧化性能、抗热腐蚀性能和一定的塑性。
现有大量的关于用于制作航天发动机的高温合金材料的报道，比如申请号为201210157236.7、专利名称为“一种高强抗热腐蚀镍基单晶高温合金”的中国专利申请；又比如申请号为201510894737.7、专利名称为“一种镍基高温合金粉”的中国专利申请，其适用温度仅为650℃，在更高的温度下其力学性能较差，不能满足用于航天发动机关键部位的需要，同时，现有的高温合金材料对于发动机功率的改进较小。
发明内容
本发明的目的之一，就在于提供一种Ni-Cr-Mo-W系高温合金材料，以解决上述问题。
为了实现上述目的，本发明采用的技术方案是这样的：一种Ni-Cr-Mo-W系高温合金材料，其化学组成，按重量百分比计为：
C≤0.08；
Cr 14.5～16.5；
Mo 15.0～17.0；
W3.0～4.5；
Fe4.0～7.0；
V≤0.35；
Co≤2.5
余量为Ni。
作为优选的技术方案：所述材料中，所含的杂质，按质量百分比计：
P≤0.04％S≤0.03％
Mn≤1.0％Si≤1.0％。
本发明的目的之二，在于提供一种上述高温合金材料的制备方法，采用的技术方案为：包括以下步骤：
(1)按组分比例称量原料，然后进行熔炼，熔炼温度1540～1580℃，溶液浇注成自耗电极；
(2)将步骤(1)所得的自耗电极进行重熔精炼，重熔成电渣锭；
(3)将步骤(2)所得的电渣锭加热至1200～1220℃，保温20～30小时，然后降温至1130～1150℃，保温2～3h，用压机锻造制成所需棒材或型材；
(4)将步骤(3)棒材采用探伤设备检查棒材或型材芯部及表面缺陷，清除无缺陷棒材或型材表面油污或石墨，然后加热至1210～1230℃保温1.5～2.5小时后，冷却，即得。其中，冷却方式优选为：水冷至595℃保温16小时后空冷至室温。
作为优选的技术方案：步骤(1)中，熔炼时在真空感应炉中进行。
作为优选的技术方案：步骤(2)在可控气氛电渣炉中进行。
作为优选的技术方案：步骤(3)中所述压机为液压力快锻机。
作为优选的技术方案：步骤(3)中所述锻造时采用多火次，小变形量的方式锻造成材。
本发明目的之三，在于提供一种上述材料的应用，采用的技术方案为：将所述合金材料用于制作发动机关键部件。所述的关键部件是指压气机、整体叶盘、涡轮盘、涡轮叶片等部件。
与现有技术相比，本发明的优点在于：本发明的合金材料具有优异的耐高温性能、抗氧化耐腐蚀性能及力学性能，室温(25℃)的抗拉强度σb≥900N/mm2，屈服强度σ0.2≥460N/mm2，伸长率δ5≥40％；高温持久性能：应力140Mpa、温度815℃，持久断裂时间≥24h，伸长率δ5≥15％；本发明的性能显著优于现有普通高温合金材料，能够满足高温等复杂工作环境的使用要求，可以提升发动机功率15％以上，具有重要的意义，值得大规模推广和应用。
具体实施方式
下面将结合实施例对本发明作进一步说明。
实施例1-5：采用不同含量的元素，制得合金材料，一共采用了5种不同的配方，各元素的组成见表1，表1中余量为Ni总计为100％，表1中，均为质量百分含量值。
表1实施例1-5中各种元素的组成
C Cr Mo W Fe V Co
实施例1 0.08 14.50 15.00 3.00 4.00 0.35 2.50
实施例2 0.06 15.00 15.50 3.20 5.10 0.32 2.30
实施例3 0.03 15.20 16.10 3.50 5.60 0.26 1.60
实施例4 0.05 15.90 16.50 3.90 6.50 0.19 1.10
实施例5 0.01 16.50 17.00 4.50 7.00 0.10 0.60
包括以下步骤：
(1)按组分比例称量原料，然后在真空感应炉进行熔炼，熔炼温度1540～1580℃，溶液浇注成自耗电极；
(2)将步骤(1)所得的自耗电极在可控气氛电渣炉进行重熔精炼，重熔成电渣锭；
(3)将步骤(2)所得的电渣锭加热至1200～1220℃，保温20～30小时，然后降温至1130～1150℃，保温2～3h，用液压力快锻机锻造制成所需棒材或型材；
(4)将步骤(3)棒材采用探伤设备检查棒材或型材芯部及表面缺陷，清除无缺陷棒材或型材表面油污或石墨，然后加热至1210～1230℃保温1.5～2.5小时后，水冷至595℃保温16小时后空冷至室温，即得。
实施例6:
材料性能测试:
在成品钢棒上取样检验力学性能，进行对应的力学性能试验；
将实施例1-5所制得的成品钢棒进行性能测试,经室温拉伸试验，结果表明其力学性能完全达到设计要求，试验结果如下：
表2室温拉伸：
参数 σb σ0.2 δ5
单位 N/mm2 N/mm2 ％
实施例1结果 910 475 40
实施例2结果 1035 501 41
实施例3结果 1093 536 43
实施例4结果 1121 597 50
实施例5结果 1097 523 45
表3高温持久性能(应力140Mpa、温度815℃)：
从上述结果可以看出，用本材料制造的航空用发动机关键部件，能够满足发动机部件工作环境的使用要求。
另外，本发明制得的合金用于制作发动机，与采用现有的材料制备的发动机相比，实施例1-5的合金制作的发动机，发动机功率分别可以提高15.3％、17.1％、20.3％、26.2％和25.7％。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种Ni-Cr-Mo-W系高温合金材料，其特征在于：其化学组成，按重量百分比计为：C≤0.08；
Cr 14.5~16.5；
Mo 15.0~17.0；
W 3.0~4.5；
Fe 4. 0~7. 0；
V ≤0.35；
Co ≤2.5；
余量为Ni。
2.根据权利要求1所述的一种Ni-Cr-Mo-W系高温合金材料，其特征在于：所述材料中，所含的杂质，按质量百分比计：
P≤0.04 % S≤0.03%
Mn≤1.0% Si≤1. 0%。
3.权利要求1或2所述的一种Ni-Cr-Mo-W系高温合金材料的制备方法，其特征在于：包括以下步骤：
（1）按组分比例称量原料，然后进行熔炼，熔炼温度1540~1580℃，溶液浇注成自耗电极；
（2）将步骤（1）所得的自耗电极进行重熔精炼，重熔成电渣锭；
（3）将步骤（2）所得的电渣锭加热至1200~1220℃，保温20~30小时，然后降温至1130~1150℃，保温2~3h，用压机锻造制成所需棒材或型材；
（4）将步骤（3）棒材采用探伤设备检查棒材或型材芯部及表面缺陷，清除无缺陷棒材或型材表面油污或石墨，然后加热至1210~1230℃保温1.5~2.5小时后，冷却，即得。
4.根据权利要求3所述的一种Ni-Cr-Mo-W系高温合金材料的制备方法，其特征在于：步骤（1）中，熔炼时在真空感应炉中进行。
5.根据权利要求3所述的一种Ni-Cr-Mo-W系高温合金材料的制备方法，其特征在于：步骤（2）在可控气氛电渣炉中进行。
6.根据权利要求3所述的一种Ni-Cr-Mo-W系高温合金材料的制备方法，其特征在于：步骤（3）中所述压机为液压力快锻机。
7.根据权利要求3所述的一种Ni-Cr-Mo-W系高温合金材料的制备方法，其特征在于：步骤（3）中所述锻造时采用多火次，小变形量的方式锻造成材。
8.权利要求1或2所述的耐高温合金材料的应用，其特征在于，将所述合金材料用于制作发动机关键部件。
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