一种镍基高温合金粉的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及镍基高温合金粉，尤其是一种航空发动机涡轮盘用镍基高温合金粉。
【背景技术】
[0002]涡轮盘作为航空发动机的关键部件，服役环境为高温和高应力工况，对材料和零部件成形工艺要求极高。传统的锻造成型工艺由于材料利用率低、对零部件外形尺寸限制大、零部件力学性能较低已难以满足新一代、高推重比航空发动机对高性能涡轮盘的需求。
[0003]粉末冶金涡轮盘具有综合力学性能优异、冷热工艺性能好、材料利用率高、零件型面复杂、可实现轮毂和轮缘部位具备不同组织和性能等优势，已得到日趋广泛的应用。如，美国F110发动机使用粉末冶金涡轮盘的连续飞行时间已超过百万小时，而美国F119发动机已使用了双性能粉末冶金涡轮盘。
[0004]综上，高性能粉末冶金涡轮盘已成为先进航空发动机涡轮盘不可或缺的关键部件，而获得高性能粉末冶金涡轮盘的首要条件就是高性能的高温合金粉末。如发明专利“超细晶镍基粉末高温合金的制备方法”(中国专利公开号CN102392147B)即公开一种超细晶镍基高温合金粉末及其细晶饼坯的制备方法，该方法通过一系列的锻造、退火工艺获得细晶的粉末高温合金粉末及其饼坯。如CN101429607B的发明专利“特种颗粒增强高温合金及其制备方法”公开一种粉末内氧化方法制备稀土氧化物颗粒增强镍基高温合金粉末的制备方法。上述专利的不足之处是获得良好性能的镍基高温合金粉末需要增加复杂的锻造、退火或氧化等制备工艺。
【发明内容】
[0005]本发明得目的是提供一种高性能粉末冶金涡轮盘所需的镍基高温合金粉，具有镍基高温合金粉为球形、合金粉粒径均勾等优点。
[0006]为实现上述目的，本发明是通过以下技术方案实现的:
[0007]—种镍基高温合金粉，按质量百分比计，合金粉中元素的组分含量为:C 0.02?
0.06wt.%，Cr 16.0 ?20.0wt.%，Co 2.0?5.0wt.%，Mo 0.50?2.0wt.%，W 8.0 ?12.0wt.% ,ΑΙ 1.0?3.0wt.%，Nb 2.0?5.0wt.%，Re 2.0?5.0wt.%，Hf 1.0?2.0wt.%,Yb 0.5?2.0wt.%，Zr 0.05?0.lwt.%，Mn < 0.lOwt.%，P < 0.lOwt.%，0 <0.005wt.%，N < 0.005wt.%，余量为Ni。
[0008]镍基高温合金粉的第一优选方案，其粒径为50?150μπι。
[0009]与最接近的现有技术比，本发明提供的镍基高温合金粉具有以下优点:镍基高温合金粉为球形、合金粉粒径均匀，适合于航空发动机粉末冶金涡轮盘的制备成形，获得的航空发动机粉末冶金涡轮盘性能优异。
【具体实施方式】
[0010]下面将结合实施例，对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0011]实施例1:
[0012]合金粉中元素的组分含量为:C0.02wt.%,Cr 16.0wt.%,Co 3.1.%,Mo 0.9%,ff 8.0 % , A1 1.3wt., Nb 3.7wt.% , Re 2.0wt., Hf 1.3wt., Yb 0.8wt.%，Zr0.05wt.% ,Mn 0.08wt.% ,P 0.06wt.% ,0 0.004wt.% ,N 0.005wt.%，余量为Ni，合金粉的粒径为150μηι。
[0013]上述合金镍基高温合金粉经包套、封焊、热等静压、热处理等工艺后，获得了镍基高温合金部件，包套尺寸为Φ 80 X 110mm，热等静压制度为1170°C X 140MPa，热处理制度为1170°C X 1.5h+盐淬+760°C X 8h+空冷。
[0014]按照GB/T4338-2006标准，在650°C条件下测定了上述镍基高温合金部件的力学性能为:抗拉强度1542MPa、屈服强度1224MPa、断后延伸率12.1%。
[0015]实施例2:
[0016]合金粉中元素的组分含量为:C0.03wt.% ,Cr 17.2wt.% ,Co 2.0wt.% ,Mo
2.0wt.%,ff 12.0wt.%,A1 1.0wt.%,Nb 2.0wt.,Re 2.8wt.%,Hf 2.0wt.,Yb:
0.5wt.%，Zr0.07wt.% ,Mn 0.07wt.% ,P 0.08wt.% ,0 0.004wt.%,N 0.005wt.%，余量为Ni，合金粉的粒径为ΙΟΟμπι。
[0017]上述合金镍基高温合金粉经包套、封焊、热等静压、热处理等工艺后，获得了镍基高温合金部件，包套尺寸为Φ 80 X 110mm，热等静压制度为1170°C X 140MPa，热处理制度为1170°C X 1.5h+盐淬+760°C X 8h+空冷。
[0018]按照GB/T4338-2006标准，在650°C条件下测定了上述镍基高温合金部件的力学性能为:抗拉强度1584MPa、屈服强度1263MPa、断后延伸率12.5%。
[0019]实施例3:
[0020]合金粉中元素的组分含量为:C0.05wt.%，Cr 20.0wt.% ,Co 5.0wt.% ,Mo1.6wt.%,ff 10.8wt.,A1 3.0wt.,Nb 4.3wt.,Re 4.6wt.%,Hf 1.8wt.,Yb
1.7wt.% ,Zr 0.lwt.% ,Mn 0.08wt.%,P 0.07wt.% ,0 0.003wt.% ,N 0.004wt.%，余量为Ni，合金粉的粒径为50μηι。
[0021]上述合金镍基高温合金粉经包套、封焊、热等静压、热处理等工艺后，获得了镍基高温合金部件，包套尺寸为Φ 80 X 110mm，热等静压制度为1170°C X 140MPa，热处理制度为1170°C X 1.5h+盐淬+760°C X 8h+空冷。
[0022]按照GB/T4338-2006标准，在650°C条件下测定了上述镍基高温合金部件的力学性能为:抗拉强度1685MPa、屈服强度1312MPa、断后延伸率14.1%。
[0023]实施例4:
[0024]合金粉中元素的组分含量为:C0.06wt.%，Cr 18.9wt.%，Co 4.2wt.% ,Μο0.50wt.%,ff 9.6wt.,A1 2.4wt.,Nb 5.0wt.,Re 5.0wt.%,Hf 1.0wt.,Yb2.0wt.% ,Zr 0.09wt.% ,Mn 0.08wt.%,P 0.05wt.%,0 0.005wt.% ,N 0.004wt.%，余量为Ni，合金粉的粒径为ΙΟΟμπι。
[0025]上述合金镍基高温合金粉经包套、封焊、热等静压、热处理等工艺后，获得了镍基高温合金部件，包套尺寸为Φ 80 X 110mm，热等静压制度为1170°C X 140MPa，热处理制度为1170°C X 1.5h+盐淬+760°C X 8h+空冷。
[0026]按照GB/T4338-2006标准，在650°C条件下测定了上述镍基高温合金部件的力学性能为:抗拉强度1625MPa、屈服强度1290MPa、断后延伸率13.7%。
[0027]以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制，所属领域的普通技术人员应当理解，参照上述实施例可以对本发明的【具体实施方式】进行修改或者等同替换，这些未脱离本发明精神和范围的任何修改或者等同替换均在申请待批的权利要求保护范围之内。
【主权项】
1.一种镍基高温合金粉，其特征在于，按质量百分比计，所述合金粉中元素的组分含量为:C 0.02?0.06wt.%，Cr 16.0?20.0wt.%，Co 2.0?5.0wt.%，Mo 0.50?2.0wt.%，W8.0?12.0wt.%，A1 1.0?3.0wt.%，Nb 2.0?5.0wt.%，Re 2.0?5.0wt.%，Hf 1.0?2.0wt.%,Yb 0.5?2.0wt.%，Zr 0.05?0.lwt.%，Mn < 0.lOwt.%，P < 0.lOwt.%，0 <0.005wt.%，N < 0.005wt.%，余量为Ni。2.根据权利要求1所述的镍基高温合金粉，其特征在于，所述合金粉的粒径为50?150μmD
【专利摘要】本发明公开了一种镍基高温合金粉，按质量百分比计，其元素组分含量为：C？0.02～0.06wt.％，Cr？16.0～20.0wt.％，Co？2.0～5.0wt.％，Mo？0.50～2.0wt.％，W？8.0～12.0wt.％，Al？1.0～3.0wt.％，Nb？2.0～5.0wt.％，Re？2.0～5.0wt.％，Hf？1.0～2.0wt.％，Yb？0.5～2.0wt.％，Zr？0.05～0.1wt.％，Mn≤0.10wt.％，P≤0.10wt.％，O≤0.005wt.％，N≤0.005wt.％，余量为Ni，合金粉的粒径为50～150μm。本发明提供的镍基高温合金粉具有镍基高温合金粉为球形、合金粉粒径均匀等优点，适合于航空发动机粉末冶金涡轮盘的制备成形，获得的航空发动机粉末冶金涡轮盘性能优异。
【IPC分类】B22F1/00, C22C30/00, C22C19/05
【公开号】CN105463257
【申请号】CN201510894737
【发明人】岳巍
【申请人】南通金源智能技术有限公司
【公开日】2016年4月6日
【申请日】2015年12月8日