CN101772585A - 超级合金部件的热处理方法和合金部件 - Google Patents
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Abstract
一种对超级合金部件进行热处理的方法，其包括：在γ′固溶线温度以下的温度下对所述部件进行固溶热处理，从而在所述部件中形成细晶结构。在所述部件的第一区域之上放置绝缘件，以形成绝缘组件。将绝缘组件放置于温度在γ′固溶线温度以下的炉中并在此温度下保持预定时间，以在所述部件中实现均匀的温度。使所述温度以预定速率增加至固溶线温度以上的温度，从而在第一区域中保持细晶结构，在第二区域中形成粗晶结构，并且在位于所述部件的第一区域与第二区域之间的第三区域中形成过渡结构。当所述部件的第二区域在固溶线温度以上已持续了预定时间和/或所述部件的第一区域已达到预定温度时，从所述炉中移除所述绝缘组件。
Description
技术领域
本发明涉及部件的热处理方法，特别是涉及涡轮盘、压缩机盘、涡轮盖板、压缩机鼓轮或压缩机锥体的热处理方法。
背景技术
用于燃气涡轮发动机的镍超级合金部件或制件，例如盘，在热机械成形为部件或制件形状(例如，盘形)之后经历简单的热处理。正常来说，这是在γ′固溶线以上(超固溶线)或者γ′固溶线以下(次固溶线)的温度下进行的单一阶段的等温固溶热处理，其后跟随着在某些介质(例如空气或油)中的淬火。γ′固溶线是这种性质的合金中的临界温度。γ′固溶线之下的固溶热处理会导致细晶微结构，其中金属间化合物强化相γ′呈三态分布，称为第一、第二和第三γ′。γ′固溶线之上的固溶热处理会使晶界上存在的第一γ′溶解，并允许晶粒粗化，以产生粗晶结构和两态的γ′分布，即，第二和第三γ′。
然后在固溶热处理之后进行较低温度时效，以减轻由于淬火所致的残余应力并且净化主强化沉积物以获得最佳机械特性。单一固溶热处理温度会导致具有均匀晶粒结构的部件，例如盘，所述晶粒结构在次固溶线热处理时为细晶结构或在超固溶线热处理时为粗晶结构，因而导致机械特性、性能上的折衷，即，负责抗高温蠕变和疲劳裂纹生长的粗晶或负责抗低温低周疲劳和拉伸强度的细晶。
已知的是，为镍超级合金部件(例如盘)提供更复杂的热处理，这是双微结构热处理，其会导致在部件(盘)中形成双微结构。双微结构优化部件(例如盘)不同区域中的微结构，该优化是基于使用中该部件的那个区域最重要的特性而进行的，例如，在盘的毂或孔中形成细晶结构，在盘的边缘中形成粗晶结构。在这种方法中，部件在固溶热处理过程中经受温度梯度。盘的边缘暴露于γ′固溶线以上的温度，而盘的毂或孔保持在γ′固溶线以下的温度处。
US6610110公开了一种对镍超级合金盘进行热处理的方法，其包括：将热垫片、散热体放置在盘的毂上；除了盘的边缘之外，将热障和盘封装在壳内，并在壳内提供绝缘件；将盘、热障、壳和绝缘件形成的组件放置于温度在γ′固溶线温度以上的炉中。盘的边缘比盘的绝缘毂以更快速率加热。盘的边缘达到γ′固溶线温度以上的温度以粗化盘的边缘中的微结构。热障之一中嵌入热电偶，当热电偶达到预定温度时移除所述组件。盘具有32cm的直径，在毂处具有5cm的轴向宽度和在边缘处具有2.5cm的轴向宽度。
采用这种方法的问题在于，在更大燃气涡轮发动机上所使用的盘具有大得多的直径并具有大得多的轴向宽度，特别是在盘的毂处。这些盘的毂的更大尺寸和更大热质量可导致毂的近表面区域达到平衡温度，而毂的中心区域达到低得多的温度，例如低几百摄氏度。毂的中心区域可能在所需的次固溶线固溶热处理温度以下，并处于时效热处理条件下。盘的毂获得显著低于γ′固溶线的温度的效果在于，如果温度过低则会快速粗化γ′沉积物，或者如果温度对于时效而言过高并且对于固溶热处理而言过低则会溶解γ′沉积物。这将会导致形成具有过度时效的孔的盘并导致机械特性显著降低，从而丧失了双微结构热处理的益处。
发明内容
因此，本发明力求提供新的对超级合金部件进行热处理的方法，其减少且优选地克服了上述问题。
因此，本发明提供一种对超级合金部件进行热处理的方法，包括以下步骤：
a)将所述部件放置在炉中，并在γ′固溶线温度以下的温度下对所述部件进行固溶热处理，从而在所述部件中形成细晶结构；
b)将所述部件冷却至环境温度；
c)在所述部件的至少一个第一预定区域之上放置绝缘件，并使所述部件的至少一个第二预定区域不被绝缘，从而形成绝缘组件；
d)将所述部件和所述绝缘件形成的绝缘组件放置于温度在γ′固溶线温度以下的炉中；
e)使所述绝缘组件保持在γ′固溶线温度以下的温度下，持续预定时间，以在所述部件中实现均匀的温度；
f)使所述炉中的温度以预定速率增加至γ′固溶线温度以上的温度，从而基本在所述部件的第一区域中保持细晶结构，基本在所述部件的第二区域中形成粗晶结构，并且在位于所述部件的第一区域与第二区域之间的第三区域中形成过渡结构；
g)当所述部件的第二区域在γ′固溶线温度以上已持续了预定时间和/或所述部件的第一区域已达到预定温度时，从所述炉中移除所述绝缘组件；和
h)将所述部件冷却至环境温度。
优选地，在步骤(f)中，预定升温速率为每小时110℃至每小时280℃。
在步骤(f)中，预定升温速率可为每小时110℃，以形成宽度为30mm至80mm的第三区域。
在步骤(f)中，预定升温速率可为每小时220℃，以形成宽度为15mm至40mm的第三区域。
优选地，步骤(h)包括：将所述部件以每秒0.1℃至每秒5℃的速率冷却。
优选地，所述镍基合金包括18.5wt％的钴、15.0wt％的铬、5.0wt％的钼、3.0wt％的铝、3.6wt％的钛、2.0wt％的钽、0.5wt％的铪、0.06wt％的锆、0.027wt％的碳、0.015wt％的硼和余量的镍以及意外杂质。
优选地，所述部件包括：涡轮盘、涡轮转子、压缩机盘、涡轮盖板、压缩机锥体或压缩机转子。
优选地，所述涡轮盘或所述压缩机盘具有60cm至70cm的直径，在毂处具有20cm至25cm的轴向宽度，并且在边缘处具有3cm至7cm的轴向宽度。
优选地，所述涡轮盘或所述压缩机盘具有66cm的直径，在毂处具有23cm的轴向宽度，并且在边缘处具有5cm的轴向宽度。
优选地，步骤(c)包括：在所述涡轮盘或所述压缩机盘的径向延伸面上放置绝缘件，使得所述涡轮盘或所述压缩机盘的第二预定区域为所述涡轮盘或所述压缩机盘的边缘。
优选地，步骤(c)包括：在所述涡轮盘或所述压缩机盘的第一径向延伸面的预定区域上放置第一盘形绝缘体，在所述涡轮盘或所述压缩机盘的第二径向延伸面的预定区域上放置第二盘形绝缘体，所述第一盘形绝缘体的直径小于所述涡轮盘或所述压缩机盘的直径，所述第二盘形绝缘体的直径小于所述涡轮盘或所述压缩机盘的直径，使得所述涡轮盘或所述压缩机盘的毂部分被所述绝缘件覆盖，而所述涡轮盘或所述压缩机盘的边缘部分不被所述绝缘件覆盖。
优选地，所述第一盘形绝缘体的直径大于所述第二盘形绝缘体的直径，以提供相对于所述盘的轴线布置成一角度的第三区域。
优选地，所述角度为5°至80°。优选地，所述角度为10°至60°。
可替代地，步骤(c)包括：在所述压缩机转子或所述压缩机锥体的第一端的预定区域上放置第一环形绝缘体，并在所述压缩机转子或所述压缩机锥体的第二端的预定区域上放置第二环形绝缘体，使得所述压缩机转子或所述压缩机锥体的第一端部分被所述绝缘件覆盖，所述压缩机转子或所述压缩机锥体的第二端部分被所述绝缘件覆盖，而所述压缩机转子或所述压缩机锥体的在所述第一和第二端部分之间的部分不被绝缘件覆盖。
优选地，所述绝缘件包括陶瓷材料。优选地，所述陶瓷材料包括氧化铝和/或氧化铁。
优选地，在所述涡轮盘或所述压缩机盘的毂内的空间中设置容器，所述容器内容纳低熔点金属或低熔点合金。优选地，所述低熔点金属或低熔点合金的熔点在所述部件的γ′固溶线温度之下20℃至150℃。优选地，所述低熔点金属是铜。
本发明还提供一种合金部件，包括：大致在所述部件的第一区域中的细晶结构，大致在所述部件的第二区域中的粗晶结构，和位于所述部件的第一区域与第二区域之间的第三区域中的过渡结构。
优选地，所述部件是涡轮盘或压缩机盘，所述盘包括：毂部分、边缘部分、以及将所述毂部分与所述边缘部分互连的腹板部分，所述细晶结构处于所述盘的毂部分中，所述粗晶结构处于所述盘的边缘部分中，所述过渡结构处于所述盘的腹板部分中。
优选地，所述过渡结构布置为与所述盘的轴线成一角度。
优选地，所述盘具有轴向上游端和轴向下游端，所述过渡晶粒结构的位置在所述盘的轴向下游端处比在所述盘的轴向上游端处与所述盘的轴线相距更大的径向距离，所述过渡结构与所述盘的轴线的距离从所述盘的轴向上游端至所述盘的轴向下游端逐渐变大。
优选地，所述角度在5°至80的范围，更优选地，所述角度在10°至60°的范围。
本发明还提供一种合金盘，所述盘包括：毂部分、边缘部分、以及将所述毂部分与所述边缘部分互连的腹板部分，所述盘具有第一轴向端和第二轴向端，所述盘包括：大致在所述盘的第一区域中的细晶结构，大致在所述盘的第二区域中的粗晶结构，所述细晶结构处于所述盘的毂部分中，所述粗晶结构处于所述盘的边缘部分中，所述粗晶结构在所述盘的第一轴向端上比在所述盘的第二轴向端上从所述边缘部分径向向内延伸更大的距离至所述腹板部分中，所述细晶结构在所述盘的第二轴向端上比在所述盘的第一轴向端上从所述毂部分径向向外延伸更大的距离至所述腹板部分中。
优选地，所述细晶结构从所述盘的轴线径向向外延伸的距离，从所述盘的第一轴向端至所述盘的第二轴向端逐渐变大。
优选地，在位于所述盘的第一区域与第二区域之间的第三区域中存在过渡结构，所述过渡结构处于所述盘的腹板部分中。
优选地，所述过渡晶粒结构的位置在所述盘的第二轴向端处比在所述盘的第一轴向端处与所述盘的轴线相距更大的径向距离，所述过渡结构与所述盘的轴线的距离从所述盘的第一轴向端至所述盘的第二轴向端逐渐变大。
优选地，所述盘是涡轮盘或压缩机盘。
优选地，所述盘是超级合金盘或钛合金盘，更优选地为镍超级合金盘。
本发明还提供一种对超级合金盘进行热处理的方法，包括以下步骤：
a)将所述盘放置在炉中，并在γ′固溶线温度以下的温度下对所述盘进行固溶热处理，从而在所述盘中形成细晶结构；
b)将所述盘冷却至环境温度；
c)在所述盘的至少一个第一预定区域之上放置绝缘件，并使所述盘的至少一个第二预定区域不被绝缘，从而形成绝缘组件；将绝缘件放置在所述盘的径向延伸面上并使得所述盘的第二预定区域为所述盘的边缘；将第一盘形绝缘体放置在所述盘的第一径向延伸面的预定区域上，并将第二盘形绝缘体放置在所述盘的第二径向延伸面的预定区域上；所述第一盘形绝缘体的直径小于所述盘的直径，且所述第二盘形绝缘体的直径小于所述盘的直径，使得所述盘的毂部分被所述绝缘件覆盖而所述盘的边缘部分不被所述绝缘件覆盖；所述第一盘形绝缘体的直径大于所述第二盘形绝缘体的直径；
d)将所述盘和所述绝缘件形成的绝缘组件放置于温度在γ′固溶线温度以下的炉中；
e)使所述绝缘组件保持在γ′固溶线温度以下的温度下，持续预定时间，以在所述盘中实现均匀的温度；
f)使所述炉中的温度以预定升温速率增加至γ′固溶线温度以上的温度，从而基本在所述盘的第一区域中保持细晶结构，基本在所述盘的第二区域中形成粗晶结构，并且在位于所述盘的第一区域与第二区域之间的第三区域中形成过渡结构，所述第三区域相对于所述盘的轴线布置成一角度；
g)当所述盘的第二区域在γ′固溶线温度以上已持续了预定时间和/或所述盘的第一区域已达到预定温度时，从所述炉中移除所述绝缘组件；和
h)将所述盘冷却至环境温度。
本发明还提供一种对超级合金盘进行热处理的方法，包括以下步骤：
a)将所述盘放置在炉中，并在γ′固溶线温度以下的温度下对所述盘进行固溶热处理，从而在所述盘中形成细晶结构；
b)将所述盘冷却至环境温度；
c)在所述盘的毂内的空间中放置容器，所述容器内容纳低熔点金属或低熔点合金；在所述盘的至少一个第一预定区域之上放置绝缘件，并使所述盘的至少一个第二预定区域不被绝缘，从而形成绝缘组件；
d)将所述盘、所述容器和所述绝缘件形成的绝缘组件放置于温度在γ′固溶线温度以下的炉中；
e)使所述绝缘组件保持在γ′固溶线温度以下的温度下，持续预定时间，以在所述盘中实现均匀的温度；
f)使所述炉中的温度以预定升温速率增加至γ′固溶线温度以上的温度，从而基本在所述盘的第一区域中保持细晶结构，基本在所述盘的第二区域中形成粗晶结构，并且在位于所述盘的第一区域与第二区域之间的第三区域中形成过渡结构；
g)当所述盘的第二区域在γ′固溶线温度以上已持续了预定时间和/或所述盘的第一区域已达到预定温度时，从所述炉中移除所述绝缘组件；和
h)将所述盘冷却至环境温度。
本发明还提供一种对钛合金部件进行热处理的方法，包括以下步骤：
a)将所述部件放置在炉中，并在β固溶线温度以下的温度下对所述部件进行固溶热处理，从而在所述部件中形成细晶结构；
b)将所述部件冷却至环境温度；
c)在所述部件的至少一个第一预定区域之上放置绝缘件，并使所述部件的至少一个第二预定区域不被绝缘，从而形成绝缘组件；
d)将所述部件和所述绝缘件形成的绝缘组件放置于温度在β固溶线温度以下的炉中；
e)使所述绝缘组件保持在β固溶线温度以下的温度下，持续预定时间，以在所述部件中实现均匀的温度；
f)使所述炉中的温度以预定速率增加至β固溶线温度以上的温度，从而基本在所述部件的第一区域中保持细晶结构，基本在所述部件的第二区域中形成粗晶结构，并且在位于所述部件的第一区域与第二区域之间的第三区域中形成过渡结构；
g)当所述部件的第二区域在β固溶线温度以上已持续了预定时间和/或所述部件的第一区域已达到预定温度时，从所述炉中移除所述绝缘组件；和
h)将所述部件冷却至环境温度。
附图说明
将参照附图以示例方式对本发明进行更全面的描述，其中：
图1是涡扇燃气涡轮发动机的剖视图，其中，该发动机具有根据本发明进行热处理的涡轮盘。
图2显示出根据本发明进行热处理的涡轮盘的放大剖面图。
图3显示出用于在根据本发明的热处理中使用的绝缘组件中的涡轮盘的放大图。
图4显示出用于在根据本发明的热处理中使用的可替代绝缘组件中的涡轮盘的放大图。
图5显示出根据本发明进行热处理的压缩机锥体的放大剖面图。
图6显示出用于在根据本发明的热处理中使用的绝缘组件中的压缩机锥体的放大图。
图7显示出用于在根据本发明的热处理中使用的可替代绝缘组件中的涡轮盘的放大剖面图。
具体实施方式
涡扇燃气涡轮发动机10按照轴向流动串联顺序包括：入口12、风扇部分14、压缩机部分16、燃烧部分18、涡轮部分20和排放口22。涡轮部分20包括：高压涡轮24、26，其被布置成通过轴(未示出)驱动压缩机部分16中的高压压缩机(未示出)；中压涡轮(未示出)，其被布置成通过轴(未示出)驱动压缩机部分16中的中压压缩机(未示出)；和低压涡轮(未示出)，其被布置成通过轴(未示出)驱动风扇部分14中的风扇(未示出)。涡扇燃气涡轮发动机10以很常规的方式运行。
涡轮部分20的一部分如图1中所示，其包括高压涡轮盘24，此高压涡轮盘24承载多个沿周向间隔开且沿径向向外延伸的高压涡轮叶片26。高压涡轮叶片26设置有枞树形根部，所述枞树形根部位于高压涡轮盘24的边缘中对应形状的槽中。多个沿周向间隔开的喷嘴导片28布置在高压涡轮叶片26的轴向上游，以将热气从燃烧部分18引导至高压涡轮叶片26上。喷嘴导片28在其径向外端处由内壳体30支撑，而内壳体30被外壳体32围封。
高压涡轮盘24更清楚地如图2中所示，其包括：在高压涡轮盘24的径向内端处的毂部分36、在涡轮盘24的径向外端处的边缘部分38、和在毂部分36与边缘部分38之间沿径向延伸并使它们互连的腹板部分40。高压涡轮盘24由镍基超级合金构成，在本示例中，镍基超级合金包括18.5wt％的钴、15.0wt％的铬、5.0wt％的钼、3.0wt％的铝、3.6wt％的钛、2.0wt％的钽、0.5wt％的铪、0.06wt％的锆、0.027wt％的碳、0.015wt％的硼和余量的镍以及意外杂质。不过，也可使用其它合适的镍基超级合金。涡轮盘24具有60cm至70cm的直径，在毂部分36处具有20cm至25cm的轴向宽度，并且在边缘部分38处具有3cm至7cm的轴向宽度，特别地，涡轮盘24具有66cm的直径，在毂部分36处具有23cm的轴向宽度，并且在边缘部分38处具有5cm的轴向宽度。
图2显示出在热处理后状态下的高压涡轮盘24。高压涡轮盘24的毂部分36已接受了次固溶线固溶热处理，例如在γ′固溶线温度以下的固溶热处理，并具有细晶结构42。高压涡轮盘24的边缘部分38已接受了超固溶线固溶热处理，例如在γ′固溶线以上的固溶热处理，并具有粗晶结构44。腹板部分40在毂部分36邻近处也具有细晶结构42并在边缘部分38邻近处具有粗晶结构44，而且还在细晶结构42与粗晶结构44之间的位置处具有过渡晶粒结构46。
应注意到，在此示例中，从细晶结构42至粗晶结构44的过渡晶粒结构46，或称过渡部分，被布置为与高压涡轮盘24的轴线X-X成一角度，或者说，过渡晶粒结构46的位置在涡轮盘24的轴向下游端24B处比在涡轮盘24的轴向上游端24A处与轴线X-X相距更大的径向距离，过渡结构46与轴线X-X的距离从轴向上游端24A至轴向下游端24B逐渐变大。这一角度在5°至80°的范围内，更优选地，所述角度在10°至60°的范围内。
过渡结构46的这种倾斜有益于涡轮盘24，这是因为，涡轮盘24在使用中除了经受径向温度梯度以外还承受轴向温度梯度，例如，在涡轮盘24的轴向上游端24A上、与轴线X-X相距一径向距离的点比在涡轮盘24的轴向下游端24B上、与轴线X-X相距相同径向距离的点处于更高的温度。过渡结构46的倾斜更好地适合于涡轮盘24的机械特性和微结构要求。涡轮盘24的轴向上游端24A经受较高的工作温度，因此形成更能抵抗高温蠕变和保压疲劳裂纹(dwell fatigue crack)生长的微结构，因而具有粗晶结构44。涡轮盘24的轴向下游端24B经受较低的工作温度，因此提供有更耐低周疲劳并具有更佳拉伸强度的微结构。这导致倾斜的过渡结构46，粗晶结构44在轴向上游端24A比在轴向下游端24B从边缘部分38径向向内延伸更大的距离至腹板部分40中，相反地，细晶结构42在轴向下游端24B比在轴向上游端24A从毂部分36径向向外延伸更大的距离至腹板部分40中。
过渡晶粒结构46包括晶粒尺寸介于细晶结构42的晶粒尺寸与粗晶结构44的晶粒尺寸之间的晶粒结构。过渡晶粒结构46包括三态γ′分布，其中，三种γ′群体中的每一种的相对体积分数均不同于细晶结构42中发现的相对体积分数。特别地，在过渡晶粒结构46中，第一γ′的体积分数随着与X-X轴线的径向距离的增大而减小，而第二γ′和第三γ′的体积分数则有关联的增大。
参照图3说明根据本发明对镍超级合金涡轮盘24进行热处理的方法，其包括：将涡轮盘24放置在炉中，并在γ′固溶线温度以下的温度下对涡轮盘24进行固溶热处理，以在涡轮盘24中形成细晶结构42。然后，使用本领域技术人员已知的任何合适方法将涡轮盘24冷却至环境温度。
接下来，将绝缘件52、54放置在涡轮盘24的至少一个第一预定区域(毂部分36和腹板部分40)之上，并使涡轮盘24的至少一个第二预定区域(边缘部分38)不绝缘，以形成绝缘组件50。将绝缘件52、54分别放置在涡轮盘24的轴向上游端24A和轴向下游端24B处的径向延伸面24C和24D上并使得涡轮盘24的第二预定区域为涡轮盘24的边缘部分38。特别地，将第一盘形绝缘体52放置在涡轮盘24的第一径向延伸面24D的预定区域上，将第二盘形绝缘体54放置在涡轮盘24的第二径向延伸面24C的预定区域上。第一盘形绝缘体52的直径小于涡轮盘24的直径，且第二盘形绝缘体54的直径小于涡轮盘24的直径，使得涡轮盘24的毂部分36和腹板部分40被所述绝缘件覆盖，而涡轮盘24的边缘部分38不被所述绝缘件覆盖。
可使用任何合适的绝缘件，不过优选地，绝缘件包括陶瓷材料，例如氧化铝和/或氧化铁。绝缘件包括具有优良热绝缘特性和优良热冲击特性的陶瓷。陶瓷绝缘件易于形成为所希望的形状，例如，陶瓷可容易地铸造为所需的形状。陶瓷绝缘件是能够再使用的。可替代地，绝缘件可包括金属泡沫或复合材料。可在绝缘件与涡轮盘之间设置间隙，该间隙可容纳空气、松散的纤维耐火材料或纤维耐火毯，以提供额外的绝缘特性。
将涡轮盘24的绝缘组件50和绝缘件52、54放置于温度在γ′固溶线温度以下的炉中。使炉中的温度，从而使绝缘组件50的温度保持在γ′固溶线温度以下的温度处，持续预定时间，以在涡轮盘24中实现均匀的温度。
然后，使炉中的温度以预定速率增加至γ′固溶线温度以上的温度，从而基本在涡轮盘24的第一区域A中保持细晶结构42，基本在涡轮盘24的第二区域B中形成粗晶结构44，并且在位于涡轮盘24的第一区域A与第二区域B之间的第三区域C中形成过渡结构46。
当涡轮盘24的第二区域B在γ′固溶线温度以上已持续了预定时间和/或涡轮盘24的第一区域A已达到预定温度时，从炉中移除绝缘组件50。本发明进一步的优点在于，可在淬火之前快速移除绝缘件52、54(绝缘体盘)，而不会延迟淬火，从而在涡轮盘24或压缩机盘等中获得所希望的特性。
最后，使用本领域技术人员公知的任何合适方法将涡轮盘24冷却至环境温度。
预定升温速率控制过渡结构46的位置和宽度。较大的升温速率在涡轮盘24中从毂部分36至边缘部分38沿径向形成较大的温度梯度并由此形成较窄的过渡结构46。相反地，较小的升温速率在涡轮盘24中从毂部分36至边缘部分38沿径向形成较小的温度梯度并由此形成较宽的过渡结构46。晶粒尺寸以及第一γ′的尺寸和体积分数在第三区域C中显著改变，可以优化微结构/纳米结构以优化机械特性，使得所述机械特性更接近于第二区域B中的粗晶结构44的特性或更接近于第一区域A中的细晶结构42的特性。
预定升温速率为每小时110℃(200°F)至每小时280℃(500°F)。如果预定升温速率为每小时110℃，则形成宽度为30mm至80mm的第三区域C，这取决于超级合金的化学组成。如果升温速率为每小时220℃(400°F)，则形成宽度为15mm至40mm的第三区域C。
通过选择冷却、淬火、介质和流速，小心控制第三区域C中过渡结构46的冷却速率。压缩空气冷却易于随涡轮盘24上的位置而变化。冷却速率直接影响机械特性。较高的冷却速率可用于提供更好的拉伸特性，相反地，较低的冷却速率可用于提供提高的抗疲劳裂纹扩展性能。涡轮盘24以每秒0.1℃至每秒5℃的速率冷却。
第一和第二盘形绝缘体52和54具有相同的直径，因而第三区域C大致平行于发动机轴线X-X。
参照图4说明根据本发明对镍超级合金涡轮盘24进行热处理的另一种方法。所述方法与参照图3所述的方法大致相同，不同之处在于，第一盘形绝缘体52B的直径大于第二盘形绝缘体54B的直径，以提供相对于涡轮盘24的轴线X-X布置成一角度的第三区域C(如图2中所示)。第一盘形绝缘体52B的直径小于涡轮盘24的直径，且第二盘形绝缘体54B的直径小于涡轮盘24的直径，使得涡轮盘24的毂部分36和腹板部分40被所述绝缘件覆盖而涡轮盘24的边缘部分38不被所述绝缘件覆盖。
本发明还适用于燃气涡轮发动机的中压涡轮盘和低压涡轮盘。
参照图5和6说明根据本发明对镍超级合金压缩机锥体60进行热处理的再一种方法。将压缩机锥体60放置在炉中，并在γ′固溶线温度以下的温度下进行固溶热处理，从而在压缩机锥体60中形成细晶结构72。然后，使用任何合适的方法将压缩机锥体60冷却至环境温度。
这种方法包括：在压缩机锥体60的第一端62的预定区域上放置第一环形绝缘体68，并在压缩机锥体60的第二端64的预定区域上放置第二环形绝缘体70，使得压缩机锥体60的第一端部分被所述绝缘件覆盖，压缩机锥体60的第二端部分被所述绝缘件覆盖，而压缩机锥体60的在第一和第二端部分之间的部分不被所述绝缘件覆盖。第一环形绝缘体68和第二环形绝缘体70具有环形槽，用以分别接纳第一端62和第二端64。
将压缩机锥体60与第一和第二绝缘体68和70形成的整个组件放置于温度在γ′固溶线温度以下的炉中。
使炉中的温度以预定速率增加至γ′固溶线温度以上的温度，从而基本在压缩机锥体60的第一区域D中保持细晶结构72，基本在压缩机锥体60的第二区域E中形成粗晶结构74，并且在位于压缩机锥体60的第一区域D与第二区域E之间的第三区域F中形成过渡结构76。
这使得能够形成这样的高压压缩机锥体60：在需要蠕变特性的较热区域中形成粗晶结构，而在端部区域中形成细晶结构，以优化低周疲劳寿命，从而使得能够容易地进行结合、焊接(例如惯性焊接)。在端部区域中使用细晶结构是所希望的，这是因为细晶结构材料与粗晶结构材料相比更易于焊接，特别是，对细晶惯性焊接而言，在结合之后，所形成的微结构不相似度更低。
根据本发明对镍超级合金涡轮盘进行热处理的还一种方法如图7中所示。这种热处理方法与参照图3或图4所述的方法大致相同，其不同之处在于，将容器80设置在涡轮盘24的毂部分36内的空间中。容器80内容纳低熔点金属或低熔点合金82。容器80包括与涡轮盘24的金属或合金(例如，镍基超级合金)相同或相似的金属或合金。低熔点金属或低熔点合金82的熔点在γ′固溶线温度之下20℃至150℃。低熔点金属例如为铜，其熔化温度为1084℃。容器80被布置成与涡轮盘24热接触以提供最优热流动路径，因而热胀系数的匹配是重要的。容纳有低熔点金属或低熔点合金的容器80是可以再使用的。
在热处理过程中，低熔点金属或低熔点合金熔化并从固态变成液态，因此必须对低熔点金属或低熔点合金提供额外的热量(熔化焓)，以供其改变状态。
热处理被布置成使涡轮盘24的毂部分36保持在γ′固溶线温度以下的温度下，理想地在次固溶线固溶温度以下的狭窄范围内。因此，低熔点金属或低熔点合金用于通过吸收更多热能而冷却涡轮盘24的孔部分36是有利的，其中吸收更多热能是通过利用在正被热处理的涡轮盘24的γ′固溶线温度之下的温度下从固态到液态的相变而实现的。低熔点金属或低熔点合金的存在，使涡轮盘24能够在炉中保持更长的时间段，例如，这样能够具有更大的处理窗口。容器80和低熔点金属或合金增大了涡轮盘24中毂部分36与边缘部分38之间的温度梯度，并由此减小了过渡结构46宽度。
可在热处理之前将高发射率涂层或其它合适的涂层沉积到所述部件的不被绝缘件覆盖的第二预定区域(例如所述盘的边缘)上，以控制热量流入所述部件的第二预定区域中的速率。所述涂层可增大或减小热量流入所述部件中的速率。
虽然本发明已经参照涡轮盘和压缩机锥体进行了描述，不过本发明同样适用于压缩机盘、压缩机转子、涡轮转子、涡轮盖板或转子相互密封件。在压缩机盘的情况下，从细晶结构到粗晶结构的过渡晶粒结构或者说过渡部分可相对于压缩机盘的轴线布置成一角度，或者说，过渡晶粒结构的位置在压缩机盘的轴向上游端处比在压缩机盘的轴向下游端处与所述轴线相距更大的径向距离，该过渡结构与所述轴线的距离从轴向下游端至轴向上游端逐渐变大。这一角度在5°至80°的范围内，更优选地，所述角度在10°至60°的范围内。这是因为，压缩机盘下游端所处的温度高于压缩机盘上游端所处的温度。
根据本发明的热处理还适用于包括两种或更多种合金的涡轮盘，这些合金被选择成在涡轮盘的不同位置(例如在不同的径向位置处)处具有最优性能。将所述两种或更多种合金大致形成为环，然后优选地将这些环结合、粘合到一起。所述两种或更多种合金将具有不同的γ′固溶线温度。在这种情况下，涡轮盘的边缘部分可由绝缘件围封，而让涡轮盘的毂部分暴露。
镍基超级合金的典型γ′固溶线温度在1120℃至1190℃。将所述炉加热至固溶热处理温度，即，在镍基超级合金的γ′固溶线温度以下的第一预定温度，例如，比所述γ′固溶线温度低15℃to35℃的温度，从而在诸如涡轮盘的部件中到处形成细晶结构。将绝缘组件加热到固溶热处理温度以下的第二预定温度，从而在所述部件中到处形成均匀的温度。将绝缘组件加热到γ′固溶线温度以上的第三预定温度，这一温度低至足以避免镍基超级合金中的碳化物和/或硼化物相溶解。过渡区域处于γ′固溶线温度以上的温度下，不过仅持续有限量的时间。
虽然本发明已经参照镍超级合金进行了描述，不过本发明也可适用于其它合金的热处理，例如，钴超级合金和钛合金的热处理。在近α钛合金的情况下，不是相对于γ′固溶线温度进行热处理，而是相对于β固溶线温度进行热处理。
可提供热处理过程的计算机模型、计算模型以优化该热处理。计算机模型可用于通过优化绝缘构件、热质量、最新转变热以获得所希望的瞬时加热分布或热梯度，来优化热流或热处理。
Claims (37)
1.一种对超级合金部件(24)进行热处理的方法，包括以下步骤：
a)将所述部件(24)放置在炉中，并在γ′固溶线温度以下的温度下对所述部件(24)进行固溶热处理，从而在所述部件(24)中形成细晶结构(42)；
b)将所述部件(24)冷却至环境温度；
c)在所述部件(24)的至少一个第一预定区域(36，40)之上放置绝缘件(52，54)，并使所述部件(24)的至少一个第二预定区域(38)不被绝缘，从而形成绝缘组件(50)；
d)将所述部件(24)和所述绝缘件(52，54)形成的绝缘组件(50)放置于温度在γ′固溶线温度以下的炉中；
e)使所述绝缘组件(50)保持在γ′固溶线温度以下的温度下，持续预定时间，以在所述部件(24)中实现均匀的温度；
f)使所述炉中的温度以预定速率增加至γ′固溶线温度以上的温度，从而基本在所述部件(24)的第一区域(A)中保持细晶结构(42)，基本在所述部件(24)的第二区域(B)中形成粗晶结构(44)，并且在位于所述部件(24)的第一区域(A)与第二区域(B)之间的第三区域(C)中形成过渡结构(46)；
g)当所述部件(24)的第二区域(B)在γ′固溶线温度以上已持续了预定时间和/或所述部件(24)的第一区域(A)已达到预定温度时，从所述炉中移除所述绝缘组件(50)；和
h)将所述部件(24)冷却至环境温度。
2.如权利要求1所述的方法，其中，在步骤(f)中，预定升温速率为每小时110℃至每小时280℃。
3.如权利要求2所述的方法，其中，在步骤(f)中，预定升温速率为每小时110℃，以形成宽度为30mm至80mm的第三区域。
4.如权利要求2所述的方法，其中，在步骤(f)中，预定升温速率为每小时220℃，以形成宽度为15mm至40mm的第三区域。
5.如权利要求1至4中任一项所述的方法，其中，步骤(h)包括：将所述部件(24)以每秒0.1℃至每秒5℃的速率冷却。
6.如权利要求1至5中任一项所述的方法，其中，所述超级合金是镍基超级合金。
7.如权利要求6所述的方法，其中，所述镍基超级合金包括18.5wt％的钴、15.0wt％的铬、5.0wt％的钼、3.0wt％的铝、3.6wt％的钛、2.0wt％的钽、0.5wt％的铪、0.06wt％的锆、0.027wt％的碳、0.015wt％的硼和余量的镍以及意外杂质。
8.如权利要求1至7中任一项所述的方法，其中，所述部件(24)包括：涡轮盘(24)、涡轮转子、压缩机盘、涡轮盖板、压缩机锥体(60)或压缩机转子。
9.如权利要求8所述的方法，其中，所述涡轮盘(24)或所述压缩机盘具有60cm至70cm的直径，在毂(36)处具有20cm至25cm的轴向宽度，并且在边缘(38)处具有3cm至7cm的轴向宽度。
10.如权利要求9所述的方法，其中，所述涡轮盘(24)或所述压缩机盘具有66cm的直径，在毂(36)处具有23cm的轴向宽度，并且在边缘(38)处具有5cm的轴向宽度。
11.如权利要求8、9或10所述的方法，其中，步骤(c)包括：在所述涡轮盘(24)或所述压缩机盘的径向延伸面(24C，24D)上放置绝缘件(52，54)，使得所述涡轮盘(24)或所述压缩机盘的第二预定区域(38)为所述涡轮盘(24)或所述压缩机盘的边缘部分(38)。
12.如权利要求11所述的方法，其中，步骤(c)包括：在所述涡轮盘(24)或所述压缩机盘的第一径向延伸面(24D)的预定区域上放置第一盘形绝缘体(52)，在所述涡轮盘(24)或所述压缩机盘的第二径向延伸面(24C)的预定区域上放置第二盘形绝缘体(54)，所述第一盘形绝缘体(52)的直径小于所述涡轮盘(24)或所述压缩机盘的直径，所述第二盘形绝缘体(54)的直径小于所述涡轮盘(24)或所述压缩机盘的直径，使得所述涡轮盘(24)或所述压缩机盘的毂部分(36)被所述绝缘件(52，54)覆盖，而所述涡轮盘(24)或所述压缩机盘的边缘部分(38)不被所述绝缘件覆盖。
13.如权利要求12所述的方法，其中，所述第一盘形绝缘体(52B)的直径大于所述第二盘形绝缘体(52B)的直径，以提供相对于所述盘(24)的轴线(X-X)布置成一角度的第三区域(C)。
14.如权利要求13所述的方法，其中，所述角度为5°至80°。
15.如权利要求14所述的方法，其中，所述角度为10°至60°。
16.如权利要求8所述的方法，包括：在所述压缩机转子或所述压缩机锥体(60)的第一端(62)的预定区域上放置第一环形绝缘体(68)，并在所述压缩机转子或所述压缩机锥体(60)的第二端(64)的预定区域上放置第二环形绝缘体(70)，使得所述压缩机转子或所述压缩机锥体(60)的第一端部分被所述绝缘件(68)覆盖，所述压缩机转子或所述压缩机锥体(60)的第二端部分被所述绝缘件(70)覆盖，而所述压缩机转子或所述压缩机锥体(60)的在所述第一和第二端部分之间的部分不被绝缘件覆盖。
17.如权利要求1至16中任一项所述的方法，其中，所述绝缘件(52，54)包括陶瓷材料。
18.如权利要求17所述的方法，其中，所述陶瓷材料包括氧化铝和/或氧化铁。
19.如权利要求8至15中任一项所述的方法，包括：在所述涡轮盘(24)或所述压缩机盘的毂部分(36)内的空间中设置容器(80)，所述容器(80)容纳低熔点金属(82)或低熔点合金。
20.如权利要求19所述的方法，其中，所述低熔点金属(82)或低熔点合金的熔点在所述部件(24)的γ′固溶线温度之下20℃至150℃。
21.如权利要求20所述的方法，其中，所述低熔点金属(82)是铜。
22.一种根据权利要求1至21中的任一项进行热处理的超级合金部件。
23.一种合金部件(24)，包括：大致在所述部件(24)的第一区域(A)中的细晶结构(42)、大致在所述部件(24)的第二区域(B)中的粗晶结构(44)、以及在位于所述部件(24)的第一区域(A)与第二区域(B)之间的第三区域(C)中的过渡结构(46)。
24.如权利要求23中所述的合金部件，其中，所述部件(24)是涡轮盘或压缩机盘，所述盘(24)包括：毂部分(36)、边缘部分(38)、以及将所述毂部分(36)与所述边缘部分(38)互连的腹板部分(40)，所述细晶结构(42)处于所述盘(24)的毂部分(36)中，所述粗晶结构(44)处于所述盘的边缘部分(38)中，所述过渡结构(46)处于所述盘(24)的腹板部分(40)中。
25.如权利要求24中所述的合金部件，其中，所述过渡结构(46)布置为与所述盘(24)的轴线(X-X)成一角度。
26.如权利要求25中所述的合金部件，其中，所述盘(24)具有轴向上游端(24A)和轴向下游端(24B)，所述过渡结构(40)的位置在所述盘(24)的轴向下游端(24B)处比在所述盘(24)的轴向上游端(24A)处与所述盘(24)的轴线(X-X)相距更大的径向距离，所述过渡结构(40)与所述盘(24)的轴线(X-X)的距离从所述盘(24)的轴向上游端(24A)至所述盘(24)的轴向下游端(24B)逐渐变大。
27.如权利要求25中所述的合金部件，其中，所述角度在5°至80°的范围内。
28.如权利要求27中所述的合金部件，其中，所述角度在10°至60°的范围内。
29.如权利要求23至28中任一项所述的合金部件，其中，所述合金部件是超级合金部件或钛合金部件。
30.一种合金盘(24)，所述盘包括：毂部分(36)、边缘部分(38)、以及将所述毂部分(36)与所述边缘部分(38)互连的腹板部分(40)，所述盘(24)具有第一轴向端(24A)和第二轴向端(24B)，所述盘(24)包括：大致在所述盘(24)的第一区域(A)中的细晶结构(42)、大致在所述盘(24)的第二区域(B)中的粗晶结构(44)，所述细晶结构(42)处于所述盘(24)的毂部分(36)中，所述粗晶结构(44)处于所述盘(24)的边缘部分(38)中，所述粗晶结构(44)在所述盘(24)的第一轴向端(24A)上比在所述盘(24)的第二轴向端(24B)上从所述边缘部分(38)径向向内延伸至所述腹板部分(40)中更大的距离，所述细晶结构(36)在所述盘(24)的第二轴向端(24B)上比在所述盘(24)的第一轴向端(24A)上从所述毂部分(36)径向向外延伸至所述腹板部分(40)中更大的距离。
31.如权利要求30所述的合金盘，其中，所述细晶结构(36)从所述盘(24)的轴线(X-X)径向向外延伸的距离，从所述盘(24)的第一轴向端(24A)至所述盘(24)的第二轴向端(24B)逐渐变大。
32.如权利要求30或31所述的合金盘，其中，在位于所述盘(24)的第一区域(A)与第二区域(B)之间的第三区域(C)中存在过渡结构(46)，所述过渡结构(46)处于所述盘(24)的腹板部分(40)中。
33.如权利要求32所述的合金盘，其中，所述过渡结构(46)的位置在所述盘(24)的第二轴向端(24B)处比在所述盘(24)的第一轴向端(24A)处与所述盘(24)的轴线(X-X)相距更大的径向距离，所述过渡结构(46)与所述盘(24)的轴线(X-X)的距离从所述盘(24)的第一轴向端(24A)至所述盘(24)的第二轴向端(24B)逐渐变大。
34.如权利要求30至33中任一项所述的合金盘，其中，所述盘(24)是涡轮盘或压缩机盘。
35.如权利要求30至34中任一项所述的合金盘，其中，所述盘(24)是超级合金盘或钛合金盘。
36.一种对超级合金盘(24)进行热处理的方法，包括以下步骤：
a)将所述盘(24)放置在炉中，并在γ′固溶线温度以下的温度下对所述盘(24)进行固溶热处理，从而在所述盘(24)中形成细晶结构(42)；
b)将所述盘(24)冷却至环境温度；
c)在所述盘(24)的至少一个第一预定区域(36，40)之上放置绝缘件(52，54)，并使所述盘(24)的至少一个第二预定区域(38)不被绝缘，从而形成绝缘组件(50)；将绝缘件(52B，54B)放置在所述盘(24)的径向延伸面(24C，24D)上并使得所述盘(24)的第二预定区域(38)为所述盘(24)的边缘(38)；将第一盘形绝缘体(52B)放置在所述盘(24)的第一径向延伸面(24D)的预定区域上，并将第二盘形绝缘体(54B)放置在所述盘(24)的第二径向延伸面(24C)的预定区域上；所述第一盘形绝缘体(52B)的直径小于所述盘(24)的直径，且所述第二盘形绝缘体(54B)的直径小于所述盘(24)的直径，使得所述盘(24)的毂部分(36)被所述绝缘件(52B，54B)覆盖而所述盘(24)的边缘部分(38)不被所述绝缘件覆盖；所述第一盘形绝缘体(52B)的直径大于所述第二盘形绝缘体(54B)的直径；
d)将所述盘(24)和所述绝缘件(52B，54B)形成的绝缘组件(50B)放置于温度在γ′固溶线温度以下的炉中；
e)使所述绝缘组件(50B)保持在γ′固溶线温度以下的温度下，持续预定时间，以在所述盘(24)中实现均匀的温度；
f)使所述炉中的温度以预定升温速率增加至γ′固溶线温度以上的温度，从而基本在所述盘(24)的第一区域(A)中保持细晶结构(42)，基本在所述盘(24)的第二区域(B)中形成粗晶结构(44)，并且在位于所述盘(24)的第一区域(A)与第二区域(B)之间的第三区域(C)中形成过渡结构(46)，所述第三区域(C)相对于所述盘(24)的轴线(X-X)布置成一角度；
g)当所述盘(24)的第二区域(B)在γ′固溶线温度以上已持续了预定时间和/或所述盘(24)的第一区域(A)已达到预定温度时，从所述炉中移除所述绝缘组件(50B)；和
h)将所述盘(24)冷却至环境温度。
37.一种对超级合金盘(24)进行热处理的方法，包括以下步骤：
a)将所述盘(24)放置在炉中，并在γ′固溶线温度以下的温度下对所述盘(24)进行固溶热处理，从而在所述盘(24)中形成细晶结构(44)；
b)将所述盘(24)冷却至环境温度；
c)在所述盘(24)的毂(36)内的空间中放置容器(80)，所述容器(80)容纳低熔点金属(82)或低熔点合金；在所述盘(24)的至少一个第一预定区域之上放置绝缘件(52，54)，并使所述盘(24)的至少一个第二预定区域不被绝缘，从而形成绝缘组件(50)；
d)将所述盘(24)、所述容器(80)和所述绝缘件(52，54)形成的绝缘组件(50)放置于温度在γ′固溶线温度以下的炉中；
e)使所述绝缘组件(50)保持在γ′固溶线温度以下的温度下，持续预定时间，以在所述盘(24)中实现均匀的温度；
f)使所述炉中的温度以预定升温速率增加至γ′固溶线温度以上的温度，从而基本在所述盘(24)的第一区域(A)中保持细晶结构(42)，基本在所述盘(24)的第二区域(B)中形成粗晶结构(44)，并且在位于所述盘(24)的第一区域(A)与第二区域(B)之间的第三区域(C)中形成过渡结构(46)；
g)当所述盘(24)的第二区域(B)在γ′固溶线温度以上已持续了预定时间和/或所述盘(24)的第一区域(A)已达到预定温度时，从所述炉中移除所述绝缘组件(50)；和
h)将所述盘(24)冷却至环境温度。
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