CN113969341A - 一种铸造涡轮叶片制备过程中的抗再结晶热处理方法 - Google Patents

一种铸造涡轮叶片制备过程中的抗再结晶热处理方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113969341A
CN113969341A CN202111256197.1A CN202111256197A CN113969341A CN 113969341 A CN113969341 A CN 113969341A CN 202111256197 A CN202111256197 A CN 202111256197A CN 113969341 A CN113969341 A CN 113969341A
Authority
CN
China
Prior art keywords
heat treatment
temperature
recrystallization
turbine blade
blade
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202111256197.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113969341B (zh
Inventor
赵海根
王琪
李树索
裴延玲
茹毅
宫声凯
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beihang University
Original Assignee
Beihang University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beihang University filed Critical Beihang University
Priority to CN202111256197.1A priority Critical patent/CN113969341B/zh
Publication of CN113969341A publication Critical patent/CN113969341A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113969341B publication Critical patent/CN113969341B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C21—METALLURGY OF IRON
    • C21D—MODIFYING THE PHYSICAL STRUCTURE OF FERROUS METALS; GENERAL DEVICES FOR HEAT TREATMENT OF FERROUS OR NON-FERROUS METALS OR ALLOYS; MAKING METAL MALLEABLE, e.g. BY DECARBURISATION OR TEMPERING
    • C21D9/00—Heat treatment, e.g. annealing, hardening, quenching or tempering, adapted for particular articles; Furnaces therefor
    • C21D9/0068—Heat treatment, e.g. annealing, hardening, quenching or tempering, adapted for particular articles; Furnaces therefor for particular articles not mentioned below
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C21—METALLURGY OF IRON
    • C21D—MODIFYING THE PHYSICAL STRUCTURE OF FERROUS METALS; GENERAL DEVICES FOR HEAT TREATMENT OF FERROUS OR NON-FERROUS METALS OR ALLOYS; MAKING METAL MALLEABLE, e.g. BY DECARBURISATION OR TEMPERING
    • C21D1/00—General methods or devices for heat treatment, e.g. annealing, hardening, quenching or tempering
    • C21D1/74—Methods of treatment in inert gas, controlled atmosphere, vacuum or pulverulent material

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Crystallography & Structural Chemistry (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明属于涡轮叶片制备技术领域，提供了一种铸造涡轮叶片制备过程中的抗再结晶热处理方法。涡轮叶片在铸造过程中，叶片变截面区域因铸造应力集中容易产生局部塑性屈服，成为在随后的固溶热处理过程中产生再结晶缺陷的驱动力蕴藏区域。本发明在铸态涡轮叶片固溶热处理工序之前增加一步抗再结晶热处理，能够对叶片因铸造应力导致的再结晶行为进行显著的抑制，适用于铸造单晶合金涡轮工作叶片和导向叶片制备过程，并且抗再结晶热处理工序仅需在原有固溶热处理前进行，简单高效，保证了叶片制备的合格率，为涡轮叶片服役性能及服役安全性的提高提供技术支撑，降低航空发动机涡轮叶片的制造成本。

Description

一种铸造涡轮叶片制备过程中的抗再结晶热处理方法
技术领域
本发明涉及涡轮叶片制备技术领域，尤其涉及一种铸造涡轮叶片制备过程中的抗再结晶热处理方法。
背景技术
航空发动机作为飞机的重要核心，不断提高其性能对飞机的发展具有至关重要的意义。近年来随着航空发动机的不断发展，其最重要的性能指标——推重比也在不断提高，而提高涡轮前燃气温度是提高发动机推重比的一项重要手段。从当前第四代航空发动机10的推重比要求到未来第五代航空发动机12～15的推重比要求，其涡轮前温度要求也从1850K～1900K提高到2000K以上，这种情况对于涡轮叶片材料及其制备技术提出了许多挑战。
为应对涡轮前温度的提高，材料工作者一方面发展具有低密度、高熔点、高热稳定性和优异的高温力学性能等特点的新型镍基单晶合金材料；另一方面发展更为先进的叶片冷却技术——双层壁叶片冷却系统，其冷效可从300℃提高到600℃以上。然而叶片内部结构的复杂化，势必导致单晶合金双层壁叶片的铸造难度加大。
在镍基单晶高温合金双层壁涡轮叶片的熔模铸造过程中，熔融合金在陶瓷型芯周围形成固态金属并开始冷却，因金属与陶瓷型芯的热膨胀系数不同，导致在冷却过程中单晶合金涡轮叶片局部区域产生铸造应力，其大小足以引发单晶合金叶片局部塑性屈服。铸造成型后，铸态单晶合金涡轮叶片需经过多级固溶热处理以均匀化组织。由于当代先进单晶高温合金的合金化程度较高，Re及其他难熔元素含量的增加，势必造成固溶热处理所需要的温度及时间的延长。单晶高温合金涡轮叶片固溶热处理温度普遍在1300℃以上，因此涡轮叶片在铸造过程产生的微量塑性应变，足以使单晶合金涡轮叶片在固溶热处理过程中诱发再结晶现象。再结晶现象会必导致单晶合金涡轮叶片服役性能尤其是高温服役性能的显著降低。
通过运用适当的措施抑制铸造单晶合金涡轮叶片热处理过程中的再结晶行为，是提高航空发动机单晶合金涡轮叶片合格率的重要一环。基于单晶高温合金再结晶机制，一些学者对单晶高温合金再结晶行为采取了抑制措施，尤其是通过热处理方式进行抑制进行了探究。Bond等人探究了通过预回复热处理的方式抑制镍基单晶高温合金在固溶热处理过程中的再结晶现象，结果仅变形量较小的样品未发生再结晶。Burgel等人对2％塑性变形的CMSX-11B镍基单晶高温合金进行多级循环热处理，结果所有样品再结晶行为并未得到抑制。因此，在本领域中，目前的方法并不能解决铸态单晶合金涡轮叶片热处理过程中出现再结晶现象的问题。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的在于提供一种铸造涡轮叶片制备过程中的抗再结晶热处理方法。本发明提供的方法能够解决铸造涡轮叶片制备过程中容易产生再结晶缺陷的问题，提高涡轮叶片的服役性能及服役安全性。
为了实现上述发明目的，本发明提供以下技术方案：
一种铸造涡轮叶片制备过程中的抗再结晶热处理方法，包括以下步骤：
在涡轮叶片铸造过程中，将铸态涡轮叶片依次进行去结构应力热处理、抗再结晶热处理、固溶热处理和时效热处理；
所述抗再结晶热处理的过程包括：
第一升温至第一热处理温度进行第一保温，所述第一保温后进行至少一次升温一次保温至末段热处理；
所述第一热处理温度为[(Ts-150)～(Ts-20)]℃；所述Ts为铸态涡轮叶片γ’相的起始回溶温度；
所述防再结晶热处理的过程中，除第一升温外每次升温的温度ΔT独立为10～80℃；
(Tf-2ΔT)℃＜所述末段热处理的温度＜(Tf-ΔT)℃；所述Tf为铸态涡轮叶片γ’相的完全回溶温度。
优选的，所述铸态涡轮叶片包括铸态涡轮工作叶片或铸态涡轮导向叶片。
优选的，所述铸态涡轮叶片的材质为Ni3Al基单晶高温合金。
优选的，所述抗再结晶热处理在惰性气体保护下进行。
优选的，所述第一升温的过程包括：以15±5℃/min的速率升温至800±20℃，然后继续以10±5℃/min的速率升温至1000±10℃，之后充入惰性气体至大气压强，再以3～15℃/min的速率升温至第一热处理温度。
优选的，所述抗再结晶热处理的过程中，除第一升温外，每次升温的升温速率独立为3～15℃/min。
优选的，所述抗再结晶热处理的过程中，每次保温的时间独立为1～3h。
优选的，所述抗再结晶热处理的过程中，每次保温后，还包括一次降温，并在降温温度下保温0.5～1h；按照降温的次数计，将降温温度依次记为t1～tn，n为大于1的整数，其中，t1为第一热处理温度以下100～200℃，且tn-tn-1＝10～50℃。
优选的，每次降温的降温速率独立为5～10℃/min。
本发明提供了一种铸造涡轮叶片制备过程中的抗再结晶热处理方法，在涡轮叶片铸造过程中，将铸态涡轮叶片依次进行去结构应力热处理、抗再结晶热处理、固溶热处理和时效热处理；所述抗再结晶热处理的过程包括：第一升温至第一热处理温度进行第一保温，所述第一保温后进行至少一次升温一次保温至末段热处理；所述第一热处理温度为[(Ts-150)～(Ts-20)]℃；所述Ts为铸态涡轮叶片γ’相的起始回溶温度；所述防再结晶热处理的过程中，除第一升温外每次升温的温度ΔT独立为10～80℃；(Tf-2ΔT)℃＜所述末段热处理的温度＜(Tf-ΔT)℃；所述Tf为铸态涡轮叶片γ’相的完全回溶温度。涡轮叶片在铸造过程中，叶片变截面区域因铸造应力集中容易产生局部塑性屈服，成为在随后的固溶热处理过程中产生再结晶缺陷的驱动力蕴藏区域。本发明提供的方法能够对涡轮叶片局部区域在铸造过程中因铸造应力而产生的大量位错组织进行回复，以降低这些区域的能量蕴存，减少再结晶的驱动力，对叶片因铸造应力导致的再结晶行为进行显著的抑制，从而确保铸态涡轮叶片在随后的固溶热处理过程中不会产生再结晶缺陷。本发明提供的方法仅需在铸态涡轮叶片原有的固溶热处理工序前进行，无需改变原有的制备工序，本发明提供的方法适用于铸造单晶合金涡轮工作叶片和导向叶片制备过程，且简单高效，能够提高叶片制备的合格率，为涡轮叶片服役性能及服役安全性的提高提供技术支撑，降低航空发动机涡轮叶片的制造成本。
附图说明
图1为实施例1中未经过抗再结晶热处理工序的单晶高温合金涡轮工作叶片；
图2为实施例1中经过抗再结晶热处理工序的单晶高温合金涡轮工作叶片；
图3为实施例2中未经过抗再结晶热处理工序的单晶高温合金涡轮导向叶片；
图4为实施例2中经过抗再结晶热处理工序的单晶高温合金涡轮导向叶片。
具体实施方式
本发明提供了一种铸造涡轮叶片制备过程中的抗再结晶热处理方法，在涡轮叶片铸造过程中，将铸态涡轮叶片依次进行去结构应力热处理、抗再结晶热处理、固溶热处理和时效热处理；
所述抗再结晶热处理的过程包括：
第一升温至第一热处理温度进行第一保温，所述第一保温后进行至少一次升温一次保温至末段热处理；
所述第一热处理温度为[(Ts-150)～(Ts-20)]℃；所述Ts为铸态涡轮叶片γ’相的起始回溶温度；
所述防再结晶热处理的过程中，除第一升温外每次升温的温度ΔT独立为10～80℃；
(Tf-2ΔT)℃＜所述末段热处理的温度＜(Tf-ΔT)℃；所述Tf为铸态涡轮叶片γ’相的完全回溶温度。
本发明的方法应用于铸造涡轮叶片的制备过程中，对叶片制备过程中因铸造应力导致的再结晶行为具有显著的抑制作用，可以使涡轮叶片制备合格率大幅提升，降低涡轮叶片的制备成本，为高推重比先进航空发动机的研发制造提供重要的技术支持。
下面对本发明的方案进行详细说明：
本发明在涡轮叶片铸造过程中，将铸态涡轮叶片依次进行去结构应力热处理、抗再结晶热处理、固溶热处理和时效热处理。在本发明中，所述铸态涡轮叶片优选包括铸态涡轮工作叶片或铸态涡轮导向叶片；所述铸态涡轮叶片的材质优选为Ni3Al基单晶高温合金，具体优选为IC21。涡轮工作叶片铸造过程中，易在叶片变截面区域因产生局部塑性屈服，成为随后在固溶热处理过程中产生再结晶缺陷的驱动力蕴藏区域；而涡轮导向叶片在制备过程中，其再结晶缺陷多出现在叶片定位孔周围，采用本发明的方法，能够抑制后续热处理过程中的再结晶行为。本发明对铸态涡轮叶片的制备方法没有特殊要求，按照本领域熟知的方法进行熔模铸造即可。
在本领域中，熔模铸造得到铸态涡轮叶片后，常规的热处理工序包括去结构应力热处理、固溶热处理和时效热处理，本发明提供的方法在原热处理工序的基础上，在固溶热处理前增加抗再结晶热处理的步骤，结构应力热处理、固溶热处理和时效热处理三个工序保持不变，相应热处理条件采用常规条件即可。
在本发明的具体实施例中，所述去结构应力热处理优选包括：将所述铸态涡轮叶片升温至800±20℃，保温3～5h，优选保温4h。在本发明中，所述去结构应力热处理优选在真空条件下进行。所述去结构应力处理后，优选将所述铸态涡轮叶片随炉冷却至300±20℃。在本发明中，所述去结构应力处理能够除去铸态涡轮叶片的结构应力，防止叶片在后续处理过程中变形或开裂。
去结构应力热处理完成后，本发明将所述铸态涡轮叶片进行抗再结晶热处理。在本发明中，所述抗再结晶热处理的过程包括：
第一升温至第一热处理温度进行第一保温，所述第一保温后进行至少一次升温一次保温至末段热处理，优选进行1～5次升温和1～5次保温至末段热处理，更优选进行2～4次升温和2～4次保温至末段热处理。在本发明中，所述抗再结晶热处理的过程具体例如：第一升温至第一热处理温度进行第一保温，第一I升温至第一I热处理温度进行第一I保温，第一II升温至末段热处理温度进行末段保温；或：第一升温至第一热处理温度进行第一保温，第一I升温至第一I热处理温度进行第一I保温，第一II升温至第一II热处理温度进行第一II保温，……，第末段升温至末段热处理温度进行末段保温。
在本发明中，所述第一热处理温度为[(Ts-150)～(Ts-20)]℃，优选为[(Ts-100)～(Ts-50)]℃；所述Ts为铸态涡轮叶片γ’相的起始回溶温度。
在本发明中，所述防再结晶热处理的过程中，除第一升温外每次升温的温度ΔT独立为10～80℃，优选为10～30℃，进一步优选为12～20℃；在本发明中，以热处理的次数计，将各段热处理的温度依次记为T1～Tn，ΔT具体是指Tn和Tn-1的差值。
在本发明中，(Tf-2ΔT)℃＜所述末段热处理的温度＜(Tf-ΔT)℃；所述Tf为铸态涡轮叶片γ’相的完全回溶温度。
在本发明的具体实施例中，所述Ts、Tf优选通过测定DSC曲线获取，然后再根据Ts、Tf的具体数值确定第一热处理温度和末段热处理的温度。
在本发明中，所述第一升温的过程优选包括：以15±5℃/min的速率升温至800±20℃，然后继续以10±5℃/min的速率升温至1000±10℃，之后充入惰性气体至大气压强，再以3～15℃/min的速率升温至第一热处理温度。
在本发明中，所述抗再结晶热处理的过程中，除第一升温外，每次升温的升温速率独立优选为3～15℃/min，更优选为5～10℃/min；所述抗再结晶热处理的过程中，每次升温后保温的时间独立优选为1～3h，更优选为1.5～2h。
在本发明中，所述抗再结晶热处理的过程中，每次保温后，优选还包括一次降温，并在降温温度下保温0.5～1h；按照降温的次数计，将降温温度依次记为t1～tn，n为大于1的整数，其中，t1为第一热处理温度以下100～200℃，且tn-tn-1＝10～50℃，优选为20～30℃；每次降温的降温速率独立优选为5～10℃/min。当每次保温后还包括一次降温时，本发明所述抗再结晶热处理的过程具体例如：第一升温至第一热处理温度进行第一保温，然后进行第一降温，并在第一降温温度下进行保温，第一I升温至第一I热处理温度进行第一I保温，然后进行第一I降温，并在第一I降温温度下进行保温，第一II升温至第一II热处理温度进行第一II保温，然后进行第一II降温，并在第一II降温温度下进行保温，……，第末段升温至末段热处理温度进行末段保温，然后进行末段降温，并在末段降温温度下进行保温。
在本发明中，所述抗再结晶热处理优选在惰性气体保护下进行，所述惰性气体优选为氩气。
抗再结晶热处理完成后，本发明将所述涡轮叶片进行固溶热处理。在本发明中，所述固溶处理的温度优选为不低于铸态涡轮叶片γ’相的完全回溶温度，且不高于铸态涡轮叶片的初熔点温度；所述固溶处理的保温时间优选为6h。在本发明中，升温至所述固溶处理的温度的速率优选为3～10℃/min。在本发明中，所述固溶处理优选在真空的条件下进行。
所述固溶热处理后，本发明优选还包括氩气冷淬冷却至300±20℃。
固溶热处理完成后，本发明将所述涡轮叶片时效热处理。在本发明中，所述时效热处理优选包括依次进行高温时效处理和低温时效处理。
在本发明中，所述高温时效处理的温度优选为1050±20℃；保温时间优选为1～3h，更优选为2h。在本发明中，升温至所述高温时效处理的温度的速率优选为5～10℃/min。所述高温时效处理后，本发明优选还包括气淬冷却至室温。
在本发明中，所述低温时效处理的温度优选为870±10℃；保温时间优选为30h。在本发明中，升温至所述低温时效处理的温度的速率优选为5～15℃/min。所述低温时效处理后，本发明优选还包括气淬冷却至室温。
下面结合实施例对本发明的方案进行详细的说明，但是不能把它们理解为对本发明保护范围的限定。
实施例1铸态镍基单晶高温合金涡轮工作叶片热处理过程中再结晶缺陷的抑制
对铸态涡轮工作叶片原始组织进行观察，并使用DSC分析方法，确定铸态涡轮工作叶片γ’相的起始回溶温度Ts为1280℃，完全回溶温度Tf为1320℃，合金的初熔点温度为1350℃。
其次，对铸态单晶高温合金涡轮工作叶片进行去应力热处理，具体参数为：真空环境下升温至800±20℃，保温4h后，随炉冷却，冷却至300±20℃。
然后，进行抗再结晶热处理，具体参数为：以20℃/min的速率升温至800±20℃，继续以10℃/min的速率升温至1000±10℃，并充入Ar气至大气压强；随后以10℃/min的速率升温至1250±5℃，保温3h，随后以10℃/min的速率降温至1050±5℃，保温0.5h；继续以10℃/min的速率升温至1260±5℃，并保温3h后，再次以10℃/min的速率降温至1100±5℃并保温0.5h，进一步以10℃/min的速率升温至1280±5℃，保温1h，随后以10℃/min降温至1150±5℃，保温0.5h，以5℃/min的速率升温至1300±5℃，保温1h后，以10℃/min的速率降温至1200±5℃。
随后进行固溶热处理，具体参数为：经18h梯度升温至1320±5℃，保温6h后充Ar气进行气冷，冷却至300±20℃。
最后，进行时效处理，具体体参数为：1050±20℃，保温2h后以Ar气进行气淬冷却至室温；870±10℃，保温30h后以Ar气进行气淬冷却至室温。
采用相同的铸态镍基单晶高温合金涡轮工作叶片，按照上述条件依次进行去应力热处理、固溶热处理和时效热处理，仅省略抗再结晶热处理的步骤。
图1为未经过抗再结晶热处理工序的单晶高温合金涡轮工作叶片，图2为经过抗再结晶热处理工序的单晶高温合金涡轮工作叶片。根据图1～2可以看出，未经过抗再结晶热处理的镍基单晶高温合金铸造涡轮工作叶片变截面处以及空洞周围有明显的再结晶晶粒，将对叶片性能造成不可逆转的破坏性影响。而经过抗再结晶热处理工序后的涡轮工作叶片，整体呈现较为均匀的单晶组织，未见到再结晶晶粒的产生。
实施例2铸态镍基单晶高温合金涡轮导向叶片热处理过程中再结晶缺陷抑制
首先：对铸态镍基单晶高温合金涡轮导向叶片原始组织进行观察，并使用DSC分析方法，确定铸态涡轮工作叶片γ’相的起始回溶温度Ts为1280℃，完全回溶温度Tf为1320℃，合金的初熔点温度为1350℃。
其次：对铸态单晶合金涡轮工作叶片进行去应力热处理，具体参数为：真空环境下升温至800±20℃，保温4h后，随炉冷却，冷却至300±20℃。
随后，进行抗再结晶热处理：具体参数为：以20℃/min的速率升温至800±20℃，继续以10℃/min的速率升温至1000±10℃，并充入Ar气至大气压强，随后以5℃/min的速率升温至1150±5℃，保温3h后，以5℃/min的速率降温至1050±5℃，保温0.5h，继续以5℃/min的速率升温至1160±5℃，保温3h后，以5℃/min的速率降温至1060±5℃，保温0.5h后，再次以5℃/min的速率升温至1180±5℃并保温3h，以5℃/min的速率降温至1100±5℃，保温0.5h后，以3℃/min的速率升温至1260±5℃，保温1h后，以5℃/min的速率降温至1150±5℃，保温0.5h后，以3℃/min的速率升温至1280±5℃，保温1h后，以5℃/min的速率降温至1180±5℃，保温0.5h后，以3℃/min的速率升温至1300±5℃，保温1h后，以5℃/min的速率降温至1200±5℃，保温0.5h。
随后进行固溶处理，具体参数为：真空环境环境下升温到1300±5℃保温2h，然后经20h梯度升温至1320±5℃，保温6h后充Ar气进行气冷，冷却至300±20℃。
最后进行时效处理，具体参数为：1050±20℃，保温2h后以Ar气进行气淬冷却至室温；870±10℃，保温30h后以Ar气进行气淬冷却至室温。
采用相同的铸态镍基单晶高温合金涡轮导向叶片，按照上述条件依次进行去应力热处理、固溶热处理和时效热处理，仅省略抗再结晶热处理的步骤。
图3为未经过抗再结晶热处理工序的单晶高温合金涡轮工作叶片，图4为经过抗再结晶热处理工序的单晶高温合金涡轮工作叶片。根据图3～4可以看出，未经过抗再结晶热处理的涡轮导向叶片空洞处明显产生再结晶晶粒，而经过抗再结晶返式热处理后的涡轮导向叶片，则未见到再结晶晶粒的产生。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种铸造涡轮叶片制备过程中的抗再结晶热处理方法，包括以下步骤：
在涡轮叶片铸造过程中，将铸态涡轮叶片依次进行去结构应力热处理、抗再结晶热处理、固溶热处理和时效热处理；
所述抗再结晶热处理的过程包括：
第一升温至第一热处理温度进行第一保温，所述第一保温后进行至少一次升温一次保温至末段热处理；
所述第一热处理温度为[(Ts-150)～(Ts-20)]℃；所述Ts为铸态涡轮叶片γ’相的起始回溶温度；
所述防再结晶热处理的过程中，除第一升温外每次升温的温度△T独立为10～80℃；
(Tf-2△T)℃＜所述末段热处理的温度＜(Tf-△T)℃；所述Tf为铸态涡轮叶片γ’相的完全回溶温度。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述铸态涡轮叶片包括铸态涡轮工作叶片或铸态涡轮导向叶片。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述铸态涡轮叶片的材质为Ni3Al基单晶高温合金。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述抗再结晶热处理在惰性气体保护下进行。
5.根据权利要求1或4所述的方法，其特征在于，所述第一升温的过程包括：以15±5℃/min的速率升温至800±20℃，然后继续以10±5℃/min的速率升温至1000±10℃，之后充入惰性气体至大气压强，再以3～15℃/min的速率升温至第一热处理温度。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述抗再结晶热处理的过程中，除第一升温外，每次升温的升温速率独立为3～15℃/min。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述抗再结晶热处理的过程中，每次保温的时间独立为1～3h。
8.根据权利要求1、4、6或7所述的方法，其特征在于，所述抗再结晶热处理的过程中，每次保温后，还包括一次降温，并在降温温度下保温0.5～1h；按照降温的次数计，将降温温度依次记为t1～tn，n为大于1的整数，其中，t1为第一热处理温度以下100～200℃，且tn-tn-1＝10～50℃。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，每次降温的降温速率独立为5～10℃/min。
CN202111256197.1A 2021-10-27 2021-10-27 一种铸造涡轮叶片制备过程中的抗再结晶热处理方法 Active CN113969341B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111256197.1A CN113969341B (zh) 2021-10-27 2021-10-27 一种铸造涡轮叶片制备过程中的抗再结晶热处理方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111256197.1A CN113969341B (zh) 2021-10-27 2021-10-27 一种铸造涡轮叶片制备过程中的抗再结晶热处理方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113969341A true CN113969341A (zh) 2022-01-25
CN113969341B CN113969341B (zh) 2022-10-14

Family

ID=79588617

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111256197.1A Active CN113969341B (zh) 2021-10-27 2021-10-27 一种铸造涡轮叶片制备过程中的抗再结晶热处理方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113969341B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115354133A (zh) * 2022-08-16 2022-11-18 中国航发北京航空材料研究院 一种预防单晶高温合金叶片局部再结晶的方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104858399A (zh) * 2015-04-17 2015-08-26 北京航空航天大学 一种由两种合金复合成的功能梯度单晶叶片材料及其制备方法
CN107805770A (zh) * 2017-10-17 2018-03-16 中国华能集团公司 一种适用于铸造高温合金的过时效热处理工艺
CN108118276A (zh) * 2016-11-28 2018-06-05 三菱日立电力系统株式会社 镍基合金再生部件以及该再生部件的制造方法
CN109014215A (zh) * 2018-07-18 2018-12-18 西安交通大学 一种增材制造单晶镍基高温合金的热处理方法
CN109957744A (zh) * 2017-12-26 2019-07-02 三菱日立电力系统株式会社 镍基合金再生部件以及该再生部件的制造方法
CN110846600A (zh) * 2019-10-30 2020-02-28 西安交通大学 增材制造单晶镍基高温合金的多台阶回复热处理方法
CN112538583A (zh) * 2020-10-30 2021-03-23 中国航发北京航空材料研究院 等轴晶材料涡轮导向叶片铸造缺陷修复材料及修复方法
CN112941436A (zh) * 2021-01-27 2021-06-11 西安热工研究院有限公司 一种高温合金焊后热处理方法

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104858399A (zh) * 2015-04-17 2015-08-26 北京航空航天大学 一种由两种合金复合成的功能梯度单晶叶片材料及其制备方法
CN108118276A (zh) * 2016-11-28 2018-06-05 三菱日立电力系统株式会社 镍基合金再生部件以及该再生部件的制造方法
CN107805770A (zh) * 2017-10-17 2018-03-16 中国华能集团公司 一种适用于铸造高温合金的过时效热处理工艺
CN109957744A (zh) * 2017-12-26 2019-07-02 三菱日立电力系统株式会社 镍基合金再生部件以及该再生部件的制造方法
CN109014215A (zh) * 2018-07-18 2018-12-18 西安交通大学 一种增材制造单晶镍基高温合金的热处理方法
CN110846600A (zh) * 2019-10-30 2020-02-28 西安交通大学 增材制造单晶镍基高温合金的多台阶回复热处理方法
CN112538583A (zh) * 2020-10-30 2021-03-23 中国航发北京航空材料研究院 等轴晶材料涡轮导向叶片铸造缺陷修复材料及修复方法
CN112941436A (zh) * 2021-01-27 2021-06-11 西安热工研究院有限公司 一种高温合金焊后热处理方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
JOYDEEP PAL等: "EFFECT OF REJUVENATION HEAT TREATMENT AND AGING ON THE MICROSTRUCTURAL EVOLUTION IN RENE N5 SINGLE CRYSTAL Ni BASE SUPERALLOY BLADES", 《SUPERALLOYS 2016: PROCEEDINGS OFTHE 13TH INTERNATIONAL SYMPOSIUM ON SUPERALLOYS》 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115354133A (zh) * 2022-08-16 2022-11-18 中国航发北京航空材料研究院 一种预防单晶高温合金叶片局部再结晶的方法
CN115354133B (zh) * 2022-08-16 2023-10-17 中国航发北京航空材料研究院 一种预防单晶高温合金叶片局部再结晶的方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN113969341B (zh) 2022-10-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5073905B2 (ja) ニッケル基超合金及び該超合金から製造したタービン部品
JP3184882B2 (ja) Ｎｉ基単結晶合金とその製造方法
JP5235383B2 (ja) Ｎｉ基単結晶合金及び鋳物
CN111471897B (zh) 一种高强镍基高温合金制备成型工艺
CN113699347B (zh) 一种服役后涡轮叶片修复过程中的抗再结晶方法
US10107112B2 (en) Method for producing forged components from a TiAl alloy and component produced thereby
JPH04124237A (ja) ガスタービンブレード及びその製造方法並びにガスタービン
JPH09170402A (ja) ガスタービン用ノズル及びその製造法とそれを用いたガスタービン
CN113969341B (zh) 一种铸造涡轮叶片制备过程中的抗再结晶热处理方法
JP3820430B2 (ja) Ｎｉ基単結晶超合金、その製造方法およびガスタービン部品
JPH09272933A (ja) 方向性凝固用高強度Ｎｉ基超合金
US4707192A (en) Nickel-base single crystal superalloy and process for production thereof
JP2000063969A (ja) Ｎｉ基超合金、その製造方法およびガスタービン部品
CN113564717A (zh) 一种Ni3Al基单晶高温合金及其制备方法
JPS5964593A (ja) ニッケル基超合金の単結晶から成る物品の製造方法
JP2003034853A (ja) Ｎｉ基合金の熱処理方法
JP2843476B2 (ja) 高耐食高強度超合金、高耐食高強度単結晶鋳造物、ガスタービンおよびコンバインドサイクル発電システム
CN115261754A (zh) 激光复合增材制造双晶组织镍基高温合金整体热处理方法
JP2000053492A (ja) 単結晶物品とその製造方法及び用途
US11198931B2 (en) Process for preventing recrystallization of shot peened blade roots during a heat treatment process
CN114086032A (zh) Gh4065a镍基高温合金及均匀化处理工艺
CN115094360B (zh) 一种具有抗变形抗再结晶效果的单晶高温合金的热处理工艺
JPH10317080A (ja) Ｎｉ基耐熱超合金、Ｎｉ基耐熱超合金の製造方法及びＮｉ基耐熱超合金部品
JPH04284102A (ja) 工業用ガスタービンエンジン羽根およびそれの製造方法
WO2013167513A1 (en) Method for manufacturing of components made of single crystal (sx) or directionally solidified (ds) superalloys

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant