专利名称：：一种γ”强化的高性能铸造镍基高温合金的制作方法
技术领域：
：本发明涉及工业技术-金属材料科学，特别提供了一种Y"强化的高性能铸造镍基高温合金。
背景技术：
：Inconel718合金是由美国国际镍公司(INCOAlloysInternational)亨廷顿分公司(Huntington)的H丄.Eiselstein研制成功，并于1959年公开，是一种以体心四方Ni3Nb(Y，)和面心立方Ni3(Al，Ti,Nb)(Y，)析出强化的镍一铬一铁基变形高温合金。该合金在-253650。C之间具有高的抗拉强度、屈服强度、持久强度和塑性，同时具有良好的抗腐蚀、抗辐照、热加工及焊接性能。在高温合金整体精密铸造技术高速发展的背景下，最初作为变形高温合金发展起来的Incond718合金自1965年起也开始以铸造合金形式应用于航空航天产业，相应的铸造合金牌号为Inconel718C。近年来，随着适应大型铸件生产的大型热等静压(HIP)设备的发展，以及补焊和铸后热处理等工艺研究的深入，更复杂结构、更薄壁厚的大型Inconel718C结构铸件制造工艺日趋成熟，已逐渐取代锻件的焊接组合件，广泛应用于各种航空发动机机匣和航天发动机的涡轮泵壳体等部件的制造领域。我国于1968年开始仿制Incond718合金，国内牌号为GH4169。作为铸造高温合金Inconel718C的仿制型号，我国发展了K4169合金，并已初步应用于航空发动机整体铸造扩压器机匣和承力环等部件中。尽管Incond718合金性能优异，但由于其主要强化相Y"-Ni3Nb是亚稳定相，当温度超过大约65(TC时，y'迅速长大粗化，并转化成其稳定相S，导致合金强度和持久寿命迅速下降，因而该合金一般只允许在650'C下长期使用。为此本发明针对合金Y"相稳定性差，易转变为S相而降低合金性能的问题，发展一种700'C强度水平与Inconel718C(K4169)合金650'C强度相当，且经700'C长期时效后仍能保持组织和性能稳定的新合金。
发明内容本发明的目的是为了克服K4169合金工作温度超过大约65(TC时，合金强度和持久寿命迅速下降的缺点，特别提供一种Y"强化的高性能铸造镍基商温合金o本发明提供了一种Y"强化的高性能铸造镍基高温合金，其特征在于:合金成分重量百分比如下C:0.007-0.07;B:0.007-0.09;Ce:0-0.10;Y:0-0.10;C0:10.0-15.0;Cr:15.0-20.0;M0:1.0-4.0;A1:0.2-3.0;Ti:0.5-3.0;W:0-3.0;Nb:2.0-6.0;Ta:0-6.0;Ni余量；其中杂质含量S￡0.01，P^O.01，Si^O.2，Pb^O.0005，Bi^O.OOOl,Mn$0.2，Fe^O.5。发明合金为铸造高温合金。通过对降低Nb元素的含量以减少和抑制合金元素的凝固偏析，降低发明合金的凝固温度范围。图l显示No.l合金凝固区间为6(TC,明显小于Incond718合金约IO(TC的凝固区间，这有利于改善合金铸造工艺性能。发明合金室温至700"C强度全面超过Inconel718C(K4169)和Rene220合金，700'C强度与Inconel718C(K4169)和Rene220合金室温强度水平相当，持久性能也显著提高，且发明合金经700°C1000小时时效后，室温和70(TC拉伸强度进一步提高、持久性能也保持与时效前水平相当。由图1可见，No.l合金凝固峰值温度129(TC，最终凝固温度135(TC，凝固区间范围为60。C。本的优点本发明合金在70(TC具备良好的组织稳定性，具备优异的室温至700。C拉伸性能和70(TC持久性能，可以满足更高使用温度和性能要求的航空发动机整体精密铸造机匣的需求。图1为本发明合金(No.l合金)凝固过程中的DSC曲线，冷速速率为5°C/min。具体实施例方式实施例1本发明合金(No.1合金)，合金成分如表1所示。采用冶炼工艺为母合金化清后150(TC精炼10分钟，冷却至1400。C浇注，壳温800。C。采用热处理制度为1180°C，4小时，空冷一775°C，4小时，炉冷至70(TC—700°C，IO小时，空冷。表lNo.l合金成分，wt%<table>complextableseeoriginaldocumentpage6</column></row><table>表2No.1合金力学性能及其与K4169性能对比<table>complextableseeoriginaldocumentpage6</column></row><table>No.1合金力学性能及其与K4169性能对比如表2所示。可见发明的No.1合金室温拉伸屈服强度和断裂强度比K4169合金提高不大，但700°C拉伸强度和700°C/580MPa持久寿命均比K4169合金有显著提高。实施例2本发明No.2合金成分见表3，冶炼和热处理工艺同实施例1。表3No.2合金成分，wt%<table>complextableseeoriginaldocumentpage6</column></row><table>本发明No.2合金力学性能及其与K4169性能对比如表4所示。可见No.2合金室温、70(TC拉伸屈服强度和断裂强度以及700°C/580MPa持久寿命均比K4169合金有显著提高。表4No.2合金力学性能及其与K4169性能对比<table>tableseeoriginaldocumentpage7</column></row><table>实施例4:本发明No.4合金成分见表7，冶炼和热处理工艺同实施例1。表7No.4合金成分，wt%<table>tableseeoriginaldocumentpage8</column></row><table>本发明No.4合金力学性能及其与K4169性能对比如表8所示。可见No.4合金室温、70(TC拉伸屈服强度和断裂强度以及700°C/580MPa持久寿命均比K4169合金有显著提高。表8No.4合金力学性能及其与K4169性能对比<table>tableseeoriginaldocumentpage8</column></row><table>实施例5:No.1合金按实施例1进行冶炼和热处理后，再进行70(TC1000h长期时效，随后进行70(TC/620MPa持久性能测试，长期时效前后持久性能结果见表9。可见，No.1合金经70(TC1000小时长期时效持久性能比长期时效前不但没有降低，反而有所提高。表9No.1合金长期时效前后700°C/620MPa持久性能对比<table>tableseeoriginaldocumentpage9</column></row><table>实施例6:本发明No.4合金，冶炼和热处理工艺同实施例l，其不同温度下的拉伸性能及其与K4169合金的性能对比如表10所示。可见本发明No.4合金在2570(TC各个温度的屈服和断裂强度均显著高于K4169合金。表10No.4合金与K4169合金不同温度下的拉伸性能对比<table>tableseeoriginaldocumentpage9</column></row><table>实施例7:No.4合金按实施例1进行冶炼和热处理后，再进行70(TC500h长期时效，随后进行700XV620MPa持久性能测试，长期时效前后持久性能结果见表ll。可见，该合金经700'C500小时长期时效持久性能比长期时效前不但没有降低，反而有所提高。表11No.4合金长期时效前后70(TC/620MPa持久性能对比<table>tableseeoriginaldocumentpage10</column></row><table>权利要求1.一种γ”强化的高性能铸造镍基高温合金，其特征在于合金成分重量百分比如下C0.007-0.07；B0.007-0.09；Ce0-0.10；Y0-0.10；Co10.0-15.0；Cr15.0-20.0；Mo1.0-4.0；Al0.2-3.0；Ti0.5-3.0；W0-3.0；Nb2.0-6.0；Ta0-6.0；Ni余量；其中杂质含量S≤0.01，P≤0.01，Si≤0.2，Pb≤0.0005，Bi≤0.0001，Mn≤0.2，Fe≤0.5。全文摘要一种γ”强化的高性能铸造镍基高温合金，其特征在于合金成分重量百分比如下C0.007-0.07；B0.007-0.09；Ce0-0.10；Y0-0.10；Co10.0-15.0；Cr15.0-20.0；Mo1.0-4.0；Al0.2-3.0；Ti0.5-3.0；W0-3.0；Nb2.0-6.0；Ta0-6.0；Ni余量；其中杂质含量S≤0.01，P≤0.01，Si≤0.2，Pb≤0.0005，Bi≤0.0001，Mn≤0.2，Fe≤0.5；本发明改变了合金成分，不仅具有较高的高温力学性能，还具有良好700℃长期使用组织稳定性，可以满足有更高使用温度和性能要求的航天、航空发动机机匣的需要。文档编号C22C19/05GK101372730SQ200710012528公开日2009年2月25日申请日期2007年8月22日优先权日2007年8月22日发明者辉李,楼琅洪,伟陈申请人:中国科学院金属研究所