CN106498235B - 一种Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料、其制备方法及应用 - Google Patents
一种Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料、其制备方法及应用 Download PDFInfo
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Abstract
本发明提供一种Ni‑Cr‑Mo‑Co‑W系高温合金材料，属于合金材料技术领域。所述高温合金材料按重量百分比计，包括以下组分，C：0.05～0.15％、Cr：20.5～23.0％、Co：0.5～2.5％、Mo：8.0～10.0％、W：0.2～1.0％、Fe：17.0～20.0％、Mn≤1.0％、P≤0.04％、Si≤1.0％、S≤0.03％，余量的Ni和不可避免的杂质。本发明还涉及所述合金材料的制备方法及应用。本发明Ni‑Cr‑Mo‑Co‑W系高温合金材料在室温(25℃)下的抗拉强度≥700N/mm2，屈服强度≥316N/mm2，断后伸长率≥35％；在应力105Mpa、温度815～820℃条件下断后伸长率≥30％，持久断裂时间≥32h；应力175Mpa、温度815～820℃条件下断后伸长率≥10％，持久断裂时间≥16h。本发明高温合金材料具有良好的力学性能，且高温持久性强，能够满足航空发动机燃烧室部件的高温工作环境。
Description
技术领域
本发明属于合金材料技术领域，具体为一种Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料、其制备方法及应用。
背景技术
在航空技术领域，航空发动机的热部件中，叶片材料的使用条件最为苛刻。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。叶身部分承受平均拉应力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。
发明内容
本发明的目的在于提供一种适用于航空发动机热部件叶片材料的Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料、其制备方法及应用。本发明高温合金材料其在室温下的抗拉强度≥700N/mm2，屈服强度≥316N/mm2，断后伸长率≥35％；在应力105Mpa、温度815～820℃条件下断后伸长率≥30％，持久断裂时间≥32h；应力175Mpa、温度815～820℃条件下断后伸长率≥10％，持久断裂时间≥16h。本发明目的通过下述技术方案来实现：
一种Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料，按重量百分比计，所述合金材料包括以下组分，C：0.05～0.15％、Cr：20.5～23.0％、Co：0.5～2.5％、Mo：8.0～10.0％、W：0.2～1.0％、Fe：17.0～20.0％、Mn≤1.0％、P≤0.04％、Si≤1.0％、S≤0.03％，余量的Ni和不可避免的杂质。本发明高温合金材料战略合金元素含量较低，在满足使用性能要求的前提下能最大限度降低成本。
作为本发明一种Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料的一个实施例，按重量百分比计，所述合金材料包括以下组分：C：0.08～0.12％、Cr：21.0～22.0％、Co：1.0～2.0％、Mo：8.5～9.5％、W：0.4～0.8％、Fe：17.5～19.0％、Mn≤0.5％、P≤0.02％、Si≤0.7％、S≤0.01％，余量的Ni和不可避免的杂质。
作为本发明一种Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料的一个实施例，所述合金材料在室温下的抗拉强度≥700N/mm2，屈服强度≥316N/mm2，断后伸长率≥35％；在应力105Mpa、温度815～820℃条件下断后伸长率≥30％，持久断裂时间≥32h；应力175Mpa、温度815～820℃条件下断后伸长率≥10％，持久断裂时间≥16h。
本发明还涉及所述Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料的制备方法，包括以下步骤：
1)按组分配比称量原料，并在1450～1470℃温度下进行熔炼，溶液浇注成自耗电极；
2)将自耗电极进行重熔精炼，重熔成电渣锭；
3)将电渣锭加热锻造，锻造后空冷至室温，并进行表面处理；
4)将表面处理好的煅件在1160～1190℃固溶，水冷后即得成品合金材料。
作为本发明一种Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料制备方法的一个实施例，步骤(1)中所述熔炼在真空感应炉中进行。
作为本发明一种Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料制备方法的一个实施例，步骤(2)中所述重熔精炼在电渣炉中进行；所述重熔精炼成电渣锭所用渣料由以下重量百分比的成分组成：CaF2：65％，Al2O3：20％，CaO：10％，MgO：5％。
作为本发明一种Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料制备方法的一个实施例，步骤(3)中所述加热锻造的温度为1200～1220℃，保温时间为3～5h，开锻温度为1170～1200℃，停锻温度为1040℃。本发明锻造温度、保温时间、开煅、停锻温度是根据合金中具体成分元素及含量定制的，采用本发明锻造方式能使铸件更好的成型，且具有更好的抗拉及屈服强度，在高温下具有更好的断裂伸长率及持久断裂时间。
作为本发明一种Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料制备方法的一个实施例，步骤(3)中所述加热锻造采用小变形量、多火次方法进行锻造成材。由于高温合金锻造塑性本身较差，为了能更合金材料进行更好的锻造塑性，本发明选择每火次的变形量较小，同时采用多火次方法进行锻造，同时采用本发明锻造成材方法能更好的对停锻温度进行控制。
作为本发明一种Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料制备方法的一个实施例，步骤(4)中所述固溶的保温方式为：每1～5mm保温10～20min；薄板不超过30min；棒材、锻件每20～30mm保温0.5～2h。本发明选择固溶保温方式可以达到以下效果：①使锻造组织充分的回复、再结晶；②使高温强化元素Mo、W充分融入基体；③防止晶粒过度长大，从而使合金充分发挥其高温性能。
本发明还涉及所述Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料的应用，所述合金材料应用于制作航空发动机燃烧室部件。
本发明的有益效果：
1、本发明Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料在室温(25℃)下的抗拉强度≥700N/mm2，屈服强度≥316N/mm2，断后伸长率≥35％；在应力105Mpa、温度815～820℃条件下断后伸长率≥30％，持久断裂时间≥32h；应力175Mpa、温度815～820℃条件下断后伸长率≥10％，持久断裂时间≥16h。本发明高温合金材料具有良好的力学性能，且高温持久性强，能够满足航空发动机燃烧室部件的高温工作环境。
2、本发明高温合金材料制备采用固溶分段的保温方式，可以使锻造组织充分的回复、再结晶；使高温强化元素Mo、W充分融入基体；防止晶粒过度长大，从而使合金充分发挥其高温性能。
3、本发明本发明高温合金材料战略合金元素含量较低，在满足使用性能要求的前提下能最大限度降低成本。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
采用不同组分进行本发明Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料的制备，本发明提供4个实施例，各实施例合金材料的组成成分如下表1所示：
表1本发明Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料组成成分
| 实施例 | Ni | Cr | Mo | Co | W | C | Fe | Mn | P | Si | S |
| 1 | 48.2 | 21.0 | 8.5 | 1.5 | 0.7 | 0.06 | 18.0 | 0.8 | 0.04 | 0.3 | 0.02 |
| 2 | 46.9 | 23.0 | 9.4 | 0.8 | 0.9 | 0.10 | 18.9 | 0.6 | 0.03 | 0.7 | 0.03 |
| 3 | 44.0 | 21.5 | 8.9 | 2.4 | 0.5 | 0.15 | 17.2 | 0.1 | 0.01 | 1.0 | 0.02 |
| 4 | 50.7 | 22.0 | 9.5 | 1.5 | 0.3 | 0.13 | 19.7 | 0.4 | 0.02 | 0.7 | 0.01 |
实施例1
按照本发明合金材料制备方法进行本实施例合金材料的制备，具体步骤如下：
1)按表1中实施例1的组分配比称量原料，并在1460℃温度下的真空感应炉中进行熔炼，溶液浇注成自耗电极；
2)将自耗电极在电渣炉中进行重熔精炼，重熔成电渣锭，其中，渣料由以下重量百分比的成分组成：CaF2：65％，Al2O3：20％，CaO：10％，MgO：5％。
3)将电渣锭采用小变形量、多火次方的方式进行加热锻造成材，其中，加热温度为1200℃，保温时间为4小时，开锻温度为1180℃，停锻温度为1040℃，锻造后空冷至室温，并进行表面处理；
4)将表面处理好的煅件在1160℃固溶，固溶处理时保温时间为：每3mm保温15min；薄板不超过30min；棒材、锻件每25mm保温1h，固溶完成后水冷即得成品合金材料。
实施例2
按照本发明合金材料制备方法进行本实施例合金材料的制备，具体步骤如下：
1)按表1中实施例2的组分配比称量原料，并在1470℃温度下的真空感应炉中进行熔炼，溶液浇注成自耗电极；
2)将自耗电极在电渣炉中进行重熔精炼，重熔成电渣锭，其中，渣料由以下重量百分比的成分组成：CaF2：65％，Al2O3：20％，CaO：10％，MgO：5％。
3)将电渣锭采用小变形量、多火次方的方式进行加热锻造成材，其中，加热温度为1210℃，保温时间为5小时，开锻温度为1190℃，停锻温度为1040℃，锻造后空冷至室温，并进行表面处理；
4)将表面处理好的煅件在1180℃固溶，固溶处理时保温时间为：每2mm保温20min；薄板不超过25min；棒材、锻件每20mm保温1.5h，固溶完成后水冷即得成品合金材料。
实施例3
按照本发明合金材料制备方法进行本实施例合金材料的制备，具体步骤如下：
1)按表1中实施例3的组分配比称量原料，并在1470℃温度下的真空感应炉中进行熔炼，溶液浇注成自耗电极；
2)将自耗电极在电渣炉中进行重熔精炼，重熔成电渣锭，其中，渣料由以下重量百分比的成分组成：CaF2：65％，Al2O3：20％，CaO：10％，MgO：5％。
3)将电渣锭采用小变形量、多火次方的方式进行加热锻造成材，其中，加热温度为1220℃，保温时间为3小时，开锻温度为1200℃，停锻温度为1040℃，锻造后空冷至室温，并进行表面处理；
4)将表面处理好的煅件在1190℃固溶，固溶处理时保温时间为：每1mm保温20min；薄板不超过30min；棒材、锻件每30mm保温0.8小时，固溶完成后水冷即得成品合金材料。
实施例4
按照本发明合金材料制备方法进行本实施例合金材料的制备，具体步骤如下：
1)按表1中实施例4的组分配比称量原料，并在1450℃温度下的真空感应炉中进行熔炼，溶液浇注成自耗电极；
2)将自耗电极在电渣炉中进行重熔精炼，重熔成电渣锭，其中，渣料由以下重量百分比的成分组成：CaF2：65％，Al2O3：20％，CaO：10％，MgO：5％。
3)将电渣锭采用小变形量、多火次方的方式进行加热锻造成材，其中，加热温度为1200℃，保温时间为5小时，开锻温度为1170℃，停锻温度为1040℃，锻造后空冷至室温，并进行表面处理；
4)将表面处理好的煅件在1160℃固溶，固溶处理时保温时间为：每3mm保温10min；薄板不超过30min；棒材、锻件每10mm保温1.5小时，固溶完成后水冷即得成品合金材料。
实施例5
对实施例1至4制备的成品合金材料取样进行室温拉伸试验，检测去力学性能；并检测成品在高温下的断裂持久时间及断后伸长率。其结果如下表2所示：
表2实施例1至4成品合金材料性能检测结果
从上表2可以看出本发明Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料在室温(25℃)下的抗拉强度≥700N/mm2，屈服强度≥316N/mm2，断后伸长率≥35％；在应力105Mpa、温度815～820℃条件下持久断裂时间≥32h，断后伸长率值≥30％；应力175Mpa、温度815～820℃条件下持久断裂时间≥16h，断后伸长率≥10％。本发明高温合金材料具有良好的力学性能，且高温持久性强，完全满足航空发动机燃烧室部件的高温工作环境。
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 (5)
1.一种Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料，其特征在于，按重量百分比计，所述合金材料包括以下组分，C：0.06～0.10%、Cr：20.5～23.0%、Co：0.8～1.5%、Mo：8.9～9.5%、W：0.7～0.9%、Fe：18.0～18.9%、Mn ≤1.0%、P ≤0.04%、Si≤1.0%、S≤0.03%，余量的Ni和不可避免的杂质；
所述合金材料在室温下的抗拉强度≥700 N/mm2，屈服强度≥316N/mm2，断后伸长率≥35%；所述合金材料在应力105MP a、温度815~820℃条件下断后伸长率≥30%，持久断裂时间≥32h；应力175MP a、温度815~820℃条件下断后伸长率≥10%，持久断裂时间≥16h；
所述高温合金材料的制备方法，包括以下步骤：
1）按组分配比称量原料，并在1450～1470℃温度下进行熔炼，溶液浇注成自耗电极；
2）将自耗电极进行重熔精炼，重熔成电渣锭；
3）将电渣锭加热锻造，锻造后空冷至室温，并进行表面处理；其中，加热锻造的温度为1200~1220℃，保温时间为3~5h，开锻温度为1170~1200℃，停锻温度为1040℃；
4）将表面处理好的锻 件在1160～1190℃固溶，水冷后即得成品合金材料。
2.如权利要求1所述一种Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料，其特征在于，步骤（1）中所述熔炼在真空感应炉中进行。
3.如权利要求1所述一种Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料，其特征在于，步骤（2）中所述重熔精炼在电渣炉中进行；所述重熔精炼成电渣锭所用渣料由以下重量百分比的成分组成：CaF2：65%，Al2O3：20%，CaO：10%，MgO：5%。
4.如权利要求1所述一种Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料，其特征在于，步骤（3）中所述加热锻造采用小变形量、多火次方法进行锻造成材。
5.如权利要求1所述一种Ni-Cr-Mo-Co-W系高温合金材料的应用，其特征在于，所述合金材料应用于制作航空发动机燃烧室部件。
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