CN105695839A - 用于制造航空发动机紧固件的高温合金材料及其制备方法 - Google Patents

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    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
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    • C22F—CHANGING THE PHYSICAL STRUCTURE OF NON-FERROUS METALS AND NON-FERROUS ALLOYS
    • C22F1/00—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working
    • C22F1/10—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of nickel or cobalt or alloys based thereon

Abstract

本发明公开了一种用于制造航空发动机紧固件的高温合金材料，按质量百分比包括以下成分：C：0.01％～0.04％；Cr：18.0％～20.0％；Co：34.0％～38.0％；Mo：6.0％～8.0％；Al：0.10％～0.30％；Ti：2.50％～3.25％；Fe：8.0％～10.0％；Nb：0.25％～0.75％，余量是Ni及杂质，根据所述的成分百分比取所需元素利用熔炼、浇注和锻造等工艺制作出成品钢棒。通过试验表明，本发明具有较高的热稳定性，具有高温下的抗腐蚀能力，具有高的热强度，具有良好的工艺性能，极好的达到了航空发动机部件对材料的要求，采用本材料制造的航空用发动机部件，完全能够满足发动机部件工作环境的使用要求。

Description

用于制造航空发动机紧固件的高温合金材料及其制备方法
技术领域
本发明属于航空、航天技术领域，具体涉及一种用于制造航空发动机紧固件的高温合金材料及其制备方法。
背景技术
航空喷气发动机从压气机到尾喷管，各零部件在一定温度下工作，有些零件要在800℃以上的条件下长期工作。航空喷气发动机的一些高温部件，由于震动、气流的冲刷，特别是旋转造成的离心作用，会承受较大的应力，如涡轮叶片的应力可达300～409Mpa。航空喷气发动机的燃气中存在大量的氧、水气，并存在SO2、H2S等腐蚀性气体，会对高温零件起氧化和腐蚀作用。
随着航空燃气涡轮发动机的发展，推重比的增加，发动机部件的工作环境日益苛刻。以涡轮进口温度为例，现役机种为1600K左右，在研机种达到1850～1950K，预研机种将高达2250～2350K。发展更高推重比的燃气涡轮发动机，首要任务是研制使用性能优异的高温材料。
基于上述工作环境，航空发动机部件对材料的要求极高，主要体现在以下几个方面：
1)较高的热稳定性，即高温下的抗腐蚀(主要是抗氧化)能力；
2)高的热强度；
3)良好的工艺性能。
发明内容
本发明的目的就在于为了解决上述问题而提供一种用于制造航空发动机紧固件的高温合金材料及其制备方法。
本发明通过以下技术方案来实现上述目的：
一种用于制造航空发动机紧固件的高温合金材料，按质量百分比包括以下成分：
C：0.01％～0.04％；Cr：18.0％～20.0％；
Co：34.0％～38.0％；Mo：6.0％～8.0％；
Al：0.10％～0.30％；Ti：2.50％～3.25％；
Fe：8.0％～10.0％；Nb：0.25％～0.75％，余量是Ni及杂质。
为了更好地实现本发明，所述杂质的质量百分比要求如下：
P≤0.020％；S≤0.015％；
Si≤0.20％；Mn≤0.20％；B≤0.030％。
一种用于制造航空发动机紧固件的高温合金材料的制备方法，包括以下步骤：
1)根据上述的成分比例取所需元素于真空感应炉中熔炼，熔炼温度1540～1560℃；在熔炼过程中调节各元素的含量，使其重量比符合设计要求，控制杂质元素的含量尽量低，溶液浇注成自耗电极；
2)将自耗电极于真空电弧重熔炉中重熔精炼，进一步降低杂质元素的含量，使其符合设计要求，重熔成钢锭；
3)将所述钢锭加热锻造制成钢棒，锻造过程是将钢锭加热至1180～1220℃，保温28～32小时后炉冷至1080～1120℃保温1～2小时，开始锻造。
4)钢棒锻后空冷至室温；
5)钢棒表面处理，对成品钢棒表面进行粗加工处理，消除表面缺陷并使钢棒尺寸、形状、表面质量满足设计要求，制得成品钢棒。
为了能够使得所制得的钢棒材料符合要求，在制得成品钢棒后，需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，试样热处理步骤及工艺参数如下：
固溶热处理：加热温度1050±5℃保温4～8小时水冷至室温
室温冷拔变形：冷拔变形量48％±1％
时效热处理：640～690℃保温4～5小时空冷至室温
试样室温拉伸试验技术要求如下：
试样在595℃高温拉伸试验技术要求如下：
试样高温持久试验技术要求如下：
本发明的有益效果在于：
通过试验表明，本发明具有较高的热稳定性，具有高温下的抗腐蚀能力，具有高的热强度，具有良好的工艺性能，极好的达到了航空发动机部件对材料的要求，采用本材料制造的航空用发动机部件，完全能够满足发动机部件工作环境的使用要求。
具体实施方式
下面对本发明作进一步说明：
本发明的高温合金材料按质量百分比包括以下成分：
C：0.01％～0.04％；Cr：18.0％～20.0％；
Co：34.0％～38.0％；Mo：6.0％～8.0％；
Al：0.10％～0.30％；Ti：2.50％～3.25％；
Fe：8.0％～10.0％；Nb：0.25％～0.75％，余量是Ni及杂质。
在本实施例中，杂质的质量百分比要求如下：
P≤0.020％；S≤0.015％；
Si≤0.20％；Mn≤0.20％；B≤0.030％。
高温合金材料的制备方法，包括以下步骤：
1)根据成分比例取所需元素于真空感应炉中熔炼，熔炼温度1540～1560℃；在熔炼过程中调节各元素的含量，使其重量比符合设计要求，控制杂质元素的含量尽量低，溶液浇注成自耗电极；
2)将自耗电极于真空电弧重熔炉中重熔精炼，进一步降低杂质元素的含量，使其符合设计要求，重熔成钢锭；
3)将所述钢锭加热锻造制成钢棒，锻造过程是将钢锭加热至1180～1220℃，保温28～32小时后炉冷至1080～1120℃保温1～2小时，开始锻造。
4)钢棒锻后空冷至室温；
6)钢棒表面处理，对成品钢棒表面进行粗加工处理，消除表面缺陷并使钢棒尺寸、形状、表面质量满足设计要求，制得成品钢棒。
为了能够使得所制得的钢棒材料符合要求，在制得成品钢棒后，需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，试样热处理步骤及工艺参数如下：
固溶热处理：加热温度1050±5℃保温4～8小时水冷至室温
室温冷拔变形：冷拔变形量48％±1％
时效热处理：640～690℃保温4～5小时空冷至室温
试样室温拉伸试验技术要求如下：
试样在595℃高温拉伸试验技术要求如下：
试样高温持久试验技术要求如下：
以上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内。

Claims (4)

1.一种用于制造航空发动机紧固件的高温合金材料，其特征在于，按质量百分比包括以下成分：
C：0.01％～0.04％；Cr：18.0％～20.0％；
Co：34.0％～38.0％；Mo：6.0％～8.0％；
Al：0.10％～0.30％；Ti：2.50％～3.25％；
Fe：8.0％～10.0％；Nb：0.25％～0.75％，余量是Ni及杂质。
2.根据权利要求1所述的用于制造航空发动机紧固件的高温合金材料，其特征在于，所述杂质的质量百分比要求如下：
P≤0.020％；S≤0.015％；
Si≤0.20％；Mn≤0.20％；B≤0.030％。
3.一种制备如权利要求1～2所述的高温合金材料的方法，其特征在于，包括以下步骤：
1)根据权1的成分比例取所需元素于真空感应炉中熔炼，熔炼温度1540～1560℃；在熔炼过程中调节各元素的含量，使其重量比符合设计要求，控制杂质元素的含量尽量低，溶液浇注成自耗电极；
2)将自耗电极于真空电弧重熔炉中重熔精炼，进一步降低杂质元素的含量，使其符合设计要求，重熔成钢锭；
3)将所述钢锭加热锻造制成钢棒，锻造过程是将钢锭加热至1180～1220℃，保温28～32小时后炉冷至1080～1120℃保温1～2小时，开始锻造。
4)钢棒锻后空冷至室温；
5)钢棒表面处理，对成品钢棒表面进行粗加工处理，消除表面缺陷并使钢棒尺寸、形状、表面质量满足设计要求，制得成品钢棒。
4.根据权利要求3所述高温合金材料的制备方法，其特征在于,在制得成品钢棒后，需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，试样热处理步骤及工艺参数如下：
固溶热处理：加热温度1050±5℃保温4～8小时水冷至室温
室温冷拔变形：冷拔变形量48％±1％
时效热处理：640～690℃保温4～5小时空冷至室温
试样室温拉伸试验技术要求如下：
试样在595℃高温拉伸试验技术要求如下：
试样高温持久试验技术要求如下：
。
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