CN114080467A

CN114080467A - 由单晶超级合金制成的部件的制造方法

Info

Publication number: CN114080467A
Application number: CN202080047548.5A
Authority: CN
Inventors: 撒托实·乌塔达; J·德劳特瑞; 莎拉·哈马迪; 乔纳森·科米尔; 帕特里克·维尔查斯; 杰瑞米·雷姆
Original assignee: Poitiers National Institute Of Mechanical And Aeronautical Technology; Centre National de la Recherche Scientifique CNRS; Universite de Poitiers; SNECMA SAS
Current assignee: Poitiers National Institute Of Mechanical And Aeronautical Technology; Safran Aircraft Engines SAS; Centre National de la Recherche Scientifique CNRS; Universite de Poitiers
Priority date: 2019-06-28
Filing date: 2020-06-26
Publication date: 2022-02-22
Anticipated expiration: 2040-06-26
Also published as: CN114080467B; FR3097879A1; FR3097879B1; EP3990672A1; WO2020260645A1; US20220243312A1

Abstract

本发明涉及一种用于制造飞行器部件的方法，该部件包括单晶镍基超级合金基底，该方法依次实施以下步骤：在高于超级合金的熔化温度的模制温度下模制部件并冷却部件，以使得单晶超级合金具有γ相和γ'相；在γ'相的溶线温度和超级合金的熔化温度之间的第一温度下对部件进行固溶热处理；对部件的晶体结构进行均质化；将部件冷却至环境温度；进行第一次回火以及第二次回火。

Description

由单晶超级合金制成的部件的制造方法

技术领域

本发明涉及飞行器部件(如涡轮叶片或分配器翅片)，以及制造这种部件的方法。

背景技术

期望减少飞行器涡轮机的燃料消耗。为此，已知有必要提高涡轮机中燃烧的燃料的气体温度并减少用于冷却涡轮机的涡轮的空气量。然而，用于制造涡轮部件的材料的抗蠕变性在高温以上，例如在900℃以上时降低。

由单晶镍基超级合金制成的材料具有使其能够在高温下(例如900℃以上)抵抗蠕变的机械性能，以及相对于其它金属合金特别高的抗氧化性。因此，单晶超级合金用于制造许多涡轮机部件，如涡轮叶片。

单晶超级合金部件的制造按照已知的方式包括铸造部件的步骤，在此步骤中将液态的超级合金倒入由熔融蜡预先形成的陶瓷模具中。

铸态合金的微观结构具有许多化学非均质性。实际上，合金不是通过平坦的生长而是通过枝晶生长来凝固。因此，枝晶的核、各层和枝晶间区域不具有相同的化学组成，因为它们的凝固是相继发生的。此外，当合金凝固时，γ'形成元素(例如，Al、Ta和Ti)不同于W或Mo(其在枝晶的核中具有很大的浓度)地在液态金属中偏析。这些不均质性降低了超级合金的抗蠕变性。

在这方面，已知对部件进行热处理以允许超级合金的元素扩散并因此使它们在部件中的浓度均匀化。这种处理通常称为固溶热处理。固溶热处理可以是部分的，即亚固溶热处理，例如通过在低于超级合金的溶线温度50℃的温度下处理部件。固溶热处理也可以是完全的超固溶热处理，例如通过在接近γ'的溶线的温度(例如比γ'的溶线温度高50℃)下处理部件。

参考图1和图2，在超级合金AM1的情况下，固溶热处理S1的温度介于溶线和固相线之间，例如在1300℃。在此温度下，共晶团簇溶解，使得γ'相能够更好地分布，同时保持在合金的熔点以下。然而，γ'相析出物的尺寸、分布和形态不允许优化部件的抗蠕变性。

在这方面，已知在固溶热处理S1之后热处理部件。热处理通常称为时效或回火热处理。在超级合金AM1的情况下，在固溶热处理后通过第一次回火R1在1100℃下处理部件5小时。这种处理使得可以优化γ'析出物的尺寸、形态和分布。在第一次回火R1后通过第二次回火R2在870℃下对部件进行处理16小时。第二次回火R2使得可以增加超级合金的γ'相的体积分数。

在固溶热处理S1、第一次回火R1和第二次回火R2之后，超级合金AM1包括均质地分布和排列的立方体γ'析出物。

参考图2，单晶超级合金部件在制造过程中会经历变形，特别是低温下的塑性变形D1。例如通过脱模过程中铸造模具对部件的作用，通过部件冷却过程中由于局部冷却速率梯度而导致的机械应力的局部集中，通过将部件组装到另一个模块，或者通过搬运部件时的意外震动，可引起这种变形。特别是，如果部件具有由从铸造模具中移除部件时导致的几何缺陷，则有意地将塑性变形施加到部件上以对其进行校正。

施加到部件上的塑性变形D1会导致部件的微观结构的缺陷。如果部件在塑性变形D1后被置于高温气氛中(例如大于900℃)，则缺陷会导致部件的晶体结构发生变化。这种再结晶会导致部件在工作条件下的使用寿命缩短。

图3和图4是示出了超级合金在经历塑性变形D1后的结构的显微照片。显示出由塑性变形D1引起的微观结构演变的带是可见的。图3的比例尺对应于100μm的长度。图4的比例尺对应于10μm的长度。

发明内容

本发明的一个目标是提出一种防止镍基超级合金部件在部件经历塑性变形之后再结晶的解决方案。

在本发明的上下文中，该目标通过一种飞行器部件的制造方法来实现，该部件包括单晶镍基超级合金基底，该方法依次实施以下步骤：

-在高于超级合金的熔化温度的模制温度下模制部件并冷却部件，以使得单晶超级合金具有γ相和γ'相，

-在介于γ'相的溶线温度和超级合金的熔化温度之间的第一温度T₁下对部件进行固溶热处理，

-冷却部件，例如冷却部件至室温，

-对部件的晶体结构进行均质化，

-冷却部件，例如冷却部件至室温，

-进行第一次回火以及第二次回火。

由于晶体结构的均质化处理是在可以对部件施加塑性变形的时刻和第一次回火之间进行的，因此在第一次回火之前，变形可以均匀地分布在整个部件上。因此，可以在回火处理期间避免再结晶。

本发明有利地由以下被单独地采用或以其技术上可能的组合中的任何一种采用的特征进行补充：

-超级合金主要由镍组成，并且具有质量分数介于7％到9％之间的铬、质量分数介于5.5％到7.5％之间的钴、质量分数介于4％到6％之间的铝、质量分数介于1％到2％之间的钛、质量分数介于7％到9％之间的钽、质量分数介于1％到3％之间的钼和质量分数介于4.5％到6.5％之间的钨，超级合金还包括碳和锆，

-超级合金主要由镍组成，并且优选地具有质量分数介于2.5％到4.5％之间的铬、质量分数介于9％到11％之间的钴、质量分数介于4.5％到6.5％之间的铝、质量分数介于0.5％到1％之间的钛、质量分数介于7％到9％之间的钽、质量分数介于0.3％到1％之间的钼、质量分数介于5％到7％之间的钨和质量分数介于4％到5.5％之间的铼，

-通过在高于γ'相的溶线温度且严格低于第一温度T₁的第二温度T₂下对部件进行热处理来实施部件的晶体结构的均质化，

-通过在第二温度T₂下对部件进行热处理至少10分钟，尤其是20分钟，且优选1小时来实施均质化，

-第二温度T₂严格地介于1280℃到1350℃之间，尤其介于1280℃到1300℃之间，并且优选地介于1285℃到1295℃之间，

-模制步骤之后是脱模步骤，并且在脱模步骤之后实施部件的晶体结构的均质化的步骤，

-通过在介于800℃到1000℃之间的第三温度T₃下对部件进行热处理来实施部件的晶体结构的均质化，在温度T₃下的热处理期间对部件施加拉伸应力以使部件塑性变形，

-施加拉伸应力以使得在部件的任一点处的变形速率小于10^-3s^-1，

-拉伸应力的施加沿拉伸方向，并且一旦部件在拉伸方向上的长度大于部件在拉伸方向上的初始长度的1.008倍，就去除拉伸应力，

-在介于1000℃到1200℃之间的第四温度T₄下实施第一次回火至少3小时，以及在介于800℃到900℃之间的第五温度T₅下实施第二次回火至少10小时。

附图说明

根据下面的描述，本发明的其它特征、目的和优点将会显现，下面的描述仅仅是说明性且非限制性的，并且应参考附图进行阅读，在附图中：

[图1]-图1示出了现有技术的镍基超级合金AM1的制造方法，

[图2]-图2示出了现有技术的镍基超级合金AM1的制造方法，

[图3]-图3是根据现有技术的超级合金的截面的显微照片，

[图4]-图4是现有技术的超级合金的截面的显微照片，比例尺对应于100μm的长度，

[图5]-图5示出了根据本发明的一个实施方式的镍基超级合金AM1的制造方法，其中，通过在高于γ'相的溶线温度且严格低于第一温度T₁的第二温度T₂下对部件进行热处理来实施部件的晶体结构的均质化，比例尺对应于10μm的长度，

[图6]-图6示出了根据本发明的一个实施方式的镍基超级合金AM1的制造方法，其中，通过在介于800℃到1000℃之间的第三温度T₃下对部件进行热处理来实施部件的晶体结构的均质化，在温度T₃下的热处理期间对部件施加拉伸应力以使部件塑性变形，

[图7]-图7是根据本发明的一个实施方式的超级合金的截面的显微照片，比例尺对应于1μm的长度，

[图8]-图8是根据本发明的一个实施方式的超级合金的截面的显微照片，比例尺对应于100μm的长度，

[图9]-图9是根据本发明的一个实施方式的超级合金的截面的显微照片，比例尺对应于10μm的长度，

[图10]-图10示出了根据本发明的不同实施方式的部件的蠕变。

在整个附图中，相似的元件具有相同的附图标记。

定义

“超级合金”是指在高温和高压下表现出非常好的抗氧化、抗腐蚀、抗蠕变和抗循环应力(尤其是机械或热应力)的合金。

超级合金可具有双相微观结构，该双相微观结构包括形成基体的第一相(称为“γ相”)和在基体中硬化形成析出物的第二相(称为“γ'相”)。这两个相的共存被称为γ-γ'相。

超级合金的“基本成分”表示基体的主要金属组分。在大多数情况下，超级合金包括基本成分钴或镍。超级合金基本成分优选为镍基本成分。

“镍基超级合金”的优点是在高温和高重量下的抗氧化性和抗断裂性之间提供了良好的折衷，这证明了它们在涡轮喷气飞机的最热部件中的使用是合理的。

镍基超级合金由面心γ-Ni立方奥氏体型的γ相(或基体)(可选地在固溶体中包含α-置换添加剂(Co、Cr、W、Mo、Re))，和γ'-Ni₃X型的γ'相(或析出物)组成，其中X＝Al、Ti或Ta。γ'相具有L12有序结构，该L12有序结构源自与基体一致(即具有非常接近基体的原子晶格)的面心立方结构。

由于其有序性质，γ'相具有机械阻力随温度升高至约800℃而增加的显著特性。γ相和γ'相之间非常强的一致性为镍基超级合金提供了非常高的热机械强度，热机械强度本身取决于γ/γ'比和硬化析出物的大小。

术语“质量分数”表示一种元素或一组元素的质量与总质量的比值。

具体实施方式

飞行器部件包括单晶镍基超级合金基底。所选择的超级合金可以主要由镍组成，并且优选地具有质量分数介于7％到9％之间的铬、质量分数介于5.5％到7.5％之间的钴、质量分数介于4％到6％之间的铝、质量分数介于1％到2％之间的钛、质量分数介于7％到9％之间的钽、质量分数介于1％到3％之间的钼和质量分数介于4.5％到6.5％之间的钨，该超级合金还包括碳和锆。尤其地，可以选择称为“AM1”(注册商标)的超级合金。

其它镍基超级合金，尤其是称为“CMSX-4Plus”(注册商标)的超级合金也可用于制造基底。超级合金可以主要由镍组成，并且优选地具有质量分数介于2.5％到4.5％之间的铬、质量分数介于9％到11％之间的钴、质量分数介于4.5％到6.5％之间的铝、质量分数介于0.5％到1％之间的钛、质量分数介于7％到9％之间的钽、质量分数介于0.3％到1％之间的钼、质量分数介于5％到7％之间的钨和质量分数介于4％到5.5％之间的铼。

参考图5，根据本发明的一个实施方式的用于制造部件的方法包括在高于超级合金的熔化温度的温度下模制部件的步骤。

该方法包括在模制步骤之后对部件进行固溶热处理S1。将部件在第一温度T₁下放入溶液中。温度T₁介于γ'相的溶线温度和超级合金的熔化温度之间。固溶热处理可使超级合金的元素在部件的基底中扩散。因此，基底中不同元素的浓度得到均匀化。

然后将部件以受控的速度冷却至室温。

然后可以将部件脱模。例如，可以使用振动来破坏模具。脱模会导致部件上应力的高度局部集中，这些应力会导致塑性变形D1。

部件会通过其他方式，如将部件组装到另一个部件或搬运或移动部件而经历塑性变形D1。特别地，塑性变形D1可以是无意的。

在部件经历塑性变形之后，实施部件的晶体结构的均质化S2的步骤。参考图5，通过在高于γ'相的溶线温度且严格低于第一温度T₁的第二温度T₂下对部件进行热处理来实施均质化S2。因此，γ'相在均质化S2过程中可以溶解在γ相中的基体中，使得塑性变形引起的位错消失。因此，可以降低基底内部的局部应力。

事实上，在固溶热处理S1之后，对应于超级合金的溶线的温度会降低。因此，第二温度T₂的上限使得可以在均质化S2期间防止基底的再结晶。此外，温度足够高以有效降低由塑性变形引起的内应力。因此，温度T₂的下限使得可以在一个或多个后续回火处理期间以及在均质化S2期间防止基底的再结晶。

第二温度T₂优选严格地介于1280℃到1350℃之间，尤其介于1280℃到1300℃之间，并且优选地介于1285℃到1295℃之间。尤其地，当用于制造基底的镍基超级合金为“CMSX-4Plus”时，第二温度T₂可介于1330℃到1335℃之间。

通过在第二温度T₂下对部件进行热处理至少10分钟，尤其是20分钟，且优选1小时来实施均质化S2。因此，均质化S2的处理时间适合于部件的基底中均质化S2的反应动力学。

参考图6，通过在介于800℃到1000℃之间的第三温度T₃下对部件进行热处理来实施部件的晶体结构的均质化S2，在第三温度T₃下的热处理期间对部件施加拉伸应力以使部件塑性变形。在这种情况下，塑性变形是有意的。在第三温度下实施的热处理和拉伸应力的组合作用使得在γ基体和γ'析出物的界面处产生均质的位错成为可能。因此，在均质化S2之后，微观结构中塑性变形的影响不再是可见的。

参考图7，均质化S2可消除基底中局部应力的痕迹。在均质化S2后，超级合金的微观结构就具有立方体的γ'析出物。

在均质化S2之后，将部件冷却至室温。

然后在介于1000℃到1200℃之间的第四温度T₄下实施第一次回火R1至少3小时，以及在介于800℃到900℃之间的第五温度T₅下实施第二次回火R2至少10小时。这些处理使得可优化γ'析出物的尺寸、形态和分布以及其体积分数。

优选地向部件施加拉伸应力以使得部件的任一点处的变形速率都小于10^-3s^-1。

因此，可以防止在基底的微观结构中出现滑移带。

参考图8和图9，当均质化S2包括在介于800℃和1000℃之间的第三温度T₃和拉伸应力下对部件进行热处理时，γ'析出物在回火处理后的形状不同于超级合金AM1的已知立方体形式。

图10示出了蠕变试验。曲线(a)是未经历塑性变形的已知部件的伸长率的测量值。曲线(b)是经历了塑性变形的已知部件的伸长率的测量值。曲线(c)是通过根据本发明的一个实施方式的方法制造的部件的伸长率的测量值，该方法包括通过在高于γ'相的溶线温度且严格低于第一温度T₁的第二温度T₂下对部件进行热处理来实施部件晶体结构的均质化S2的步骤。曲线(d)是通过根据本发明的方法制造的部件的伸长率的测量值，该方法包括通过在介于800℃到1000℃之间的第三温度T₃下对部件进行热处理来实施晶体结构的均质化S2的步骤。在第三温度T₃下的热处理期间对部件施加拉伸应力以使部件塑性变形。由于蠕变过程中的再结晶，对应于曲线(b)的部件的塑性变形降低了部件的使用寿命。对应于曲线(c)的部件的蠕变持续时间大于对应于模型(a)的部件的蠕变持续时间。对应于曲线(d)的部件的蠕变持续时间为对应于模型(a)的部件的蠕变持续时间的85％。

Claims

1.一种制造飞行器部件的方法，所述部件包括单晶镍基超级合金基底，所述方法依次实施以下步骤：

-在高于所述超级合金的熔化温度的模制温度下模制所述部件并冷却所述部件，以使得单晶超级合金具有γ相和γ'相，

-在介于所述γ'相的溶线温度和所述超级合金的熔化温度之间的第一温度T₁下对所述部件进行固溶热处理(S1)，

-冷却所述部件，

-对所述部件的晶体结构进行均质化(S2)，

-冷却所述部件，

-进行第一次回火(R1)以及第二次回火(R2)。

2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述超级合金主要由镍组成，且具有质量分数介于7％到9％之间的铬、质量分数介于5.5％到7.5％之间的钴、质量分数介于4％到6％之间的铝、质量分数介于1％到2％之间的钛、质量分数介于7％到9％之间的钽、质量分数介于1％到3％之间的钼和质量分数介于4.5％到6.5％之间的钨，所述超级合金还包括碳和锆。

3.根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述超级合金主要由镍组成，并且优选地具有质量分数介于2.5％到4.5％之间的铬、质量分数介于9％到11％之间的钴、质量分数介于4.5％到6.5％之间的铝、质量分数介于0.5％到1％之间的钛、质量分数介于7％到9％之间的钽、质量分数介于0.3％到1％之间的钼、质量分数介于5％到7％之间的钨和质量分数介于4％到5.5％之间的铼。

4.根据权利要求1至3中一项所述的方法，其中，模制步骤之后是脱模步骤，并且在所述脱模步骤之后实施所述部件的晶体结构的均质化(S2)的步骤。

5.根据权利要求1至4中一项所述的方法，其中，通过在高于所述γ'相的溶线温度且严格低于所述第一温度T₁的第二温度T₂下对所述部件进行热处理来实施所述部件的晶体结构的均质化。

6.根据权利要求5所述的方法，其中，通过在第二温度T₂下对所述部件进行热处理至少10分钟，尤其是20分钟，且优选1小时来实施所述均质化(S2)。

7.根据权利要求5或6所述的方法，其中，所述第二温度T₂严格地介于1280℃到1350℃之间。

8.根据权利要求1至4中一项所述的方法，其中，通过在介于800℃到1000℃之间的第三温度T₃下对所述部件进行热处理来实施所述部件的晶体结构的均质化(S2)，在温度T₃下的热处理期间对所述部件施加拉伸应力以使所述部件塑性变形。

9.根据权利要求8所述的方法，其中，施加所述拉伸应力以使得在所述部件的任一点处的变形速率小于10^-3s^-1。

10.根据权利要求8或9所述的方法，其中，所述拉伸应力的施加沿拉伸方向，并且一旦所述部件在所述拉伸方向上的长度大于所述部件在所述拉伸方向上的初始长度的1.008倍，就去除所述拉伸应力。

11.根据权利要求1至10中一项所述的方法，其中，在介于1000℃到1200℃之间的第四温度T₄下实施所述第一次回火(R1)至少3小时，以及在介于800℃到900℃之间的第五温度T₅下实施所述第二次回火(R2)至少10小时。