CN116162865A - 一种飞机发动机用高温合金及其制造方法和应用 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种飞机发动机用高温合金及其制造方法和应用，所述高温合金以质量百分比包括，≤0.15％的碳；≤0.80％的硅；≤2.20％的锰；≤0.030％的硫；≤0.030％的磷；18‑24.0％的铬；4.5‑6.5％的钨；2.00‑3.80％的钼；0.001‑0.012％的硼；0.70‑1.60％的铌；0.010‑0.30％的氮；0.05‑0.40％的钒；0.01‑0.10％的铝；≤0.50％的铜，其余为Fe与不可避免的杂质。本发明的飞机发动机用高温合金，氧化物、硫化物均≤1.0级要求；在750℃的高温下力学性能：抗拉强度≥400N/mm2，伸长≥40％；氧含量≤20ppm；氢含量≤3ppm。本发明的制造方法，产品质量达到技术要求，具有高纯洁度且提高高温性能。本发明的飞机发动机用高温合金能够满足大规模工业生产急需，为高温合金升级更新提供了技术保障。
Description
技术领域
本发明涉及冶金技术领域，特别涉及一种飞机发动机用高温合金及其制造方法和应用。
背景技术
航空用发动机等设备，是飞机制造的关键设备，长期在高温下运行，飞行周期为320000h以上。而发动机零部件、承力件等要在大于650℃长期在高温下运行，这要求零部件、承力件等合金，不仅要具有高温强度，还必须具有热稳定。若合金材料局部熔损或氧化皮脱落，将使设备寿命大大降低、变形甚至造成发动机报废，影响飞行安全。
因此，改善飞机发动机用高温合金的成分、锻造和加热加工方式，提高高温合金在温度大于750℃时的抗拉强度和伸长率是很有必要的。
发明内容
为了解决现有技术存在的问题，本发明改进了合金的成分配比、锻造轧制工序，提高合金的高温持久强度、抗高温氧化和耐介质腐蚀。
为了实现上述目的，本发明提供了一种飞机发动机用高温合金，以质量百分比包括，
≤0.15％的碳；≤0.80％的硅；≤2.20％的锰；≤0.030％的硫；≤0.030％的磷；18-24.0％的铬；4.5-6.5％的钨；2.00-3.80％的钼；0.001-0.012％的硼；0.70-1.60％的铌；0.010-0.30％的氮；0.05-0.40％的钒；0.01-0.10％的铝；≤0.50％的铜，其余为Fe与不可避免的杂质。
本发明还提供了上述的飞机发动机用高温合金的制造方法，包括，
将飞机发动机用高温合金的原料冶炼得到钢锭；
将所述钢锭进行锻造得到钢坯；
将所述钢坯依次进行轧制、固溶处理和冷拔加工得到飞机发动机用高温合金。
进一步地，所述将所述钢锭进行锻造得到钢坯包括，
在1100-1270℃将所述钢锭进行锻造随后保温5-15小时，得到钢坯。
进一步地，所述将所述钢坯依次进行轧制、固溶处理和冷拔加工得到飞机发动机用高温合金包括，
将所述钢坯轧制成钢棒；
将所述钢棒固溶处理后进行冷拔得到飞机发动机用高温合金。
进一步地，所述将所述钢坯轧制成钢棒包括，
将所述钢坯在1100-1250℃下轧制随后保温5-15小时，得到钢棒。
进一步地，所述轧制的锻造比≥4。
进一步地，所述将所述钢棒固溶处理后进行冷拔得到飞机发动机用高温合金包括，
将所述钢棒在1050-1200℃下固溶处理得到固溶处理的钢棒；
将所述固溶处理的钢棒表面覆上涂料拉拔精整得到飞机发动机用高温合金。
进一步地，所述拉拔单道次减面率小于25％。
进一步地，所述冶炼采用电弧炉+VOD+VD或电弧炉+AOD+VD冶炼。
本发明还提供了上述的飞机发动机用高温合金或上述的飞机发动机用高温合金的制造方法得到的飞机发动机用高温合金的应用，其特征在于，应用于航空用发动机燃烧室零部件和承力件。
相对于现有技术，本发明具有以下的有益效果：
本发明的飞机发动机用高温合金，氧化物、硫化物均≤1.0级要求；在750℃的高温下力学性能：抗拉强度≥400N/mm2，伸长≥40％；氧含量≤20ppm；氢含量≤3ppm。本发明的制造方法，产品质量达到技术要求，具有高纯洁度且提高高温性能(高温持久强度、抗高温氧化和耐介质腐蚀)，能够满足大规模工业生产急需，为高温合金升级更新提供了技术保障。
本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在说明书以及附图中所指出的步骤或装置来实现和获得。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示出了本发明的飞机发动机用高温合金的制造方法的流程图。
具体实施方式
在本发明中所披露的范围的端点和任何值都不限于该精确的范围或值，这些范围或值应当理解为包含接近这些范围或值的值。对于数值范围来说，各个范围的端点值之间、各个范围的端点值和单独的点值之间，以及单独的点值之间可以彼此组合而得到一个或多个新的数值范围，这些数值范围应被视为在本发明中具体公开。
高温合金的制造工艺流程通常包括电弧炉+VOD(或AOD炉等)+VD冶炼→锻造→轧制→剥皮→磨光→冷拔→成材。改进高温合金的原料成分，锻造、轧制和冷拔工序的处理条件，对于高温合金的性能尤为重要。
为此，本发明提供了一种飞机发动机用高温合金，以质量百分比包括，
≤0.15％的碳；≤0.80％的硅；≤2.20％的锰；≤0.030％的硫；≤0.030％的磷；18-24.0％的铬；4.5-6.5％的钨；2.00-3.80％的钼；0.001-0.012％的硼；0.70-1.60％的铌；0.010-0.30％的氮；0.05-0.40％的钒；0.01-0.10％的铝；≤0.50％的铜，其余为Fe与不可避免的杂质。
如图1所示，本发明还提供了上述的飞机发动机用高温合金的制造方法，包括以下的步骤，
S101、将飞机发动机用高温合金的原料冶炼得到钢锭。
在步骤S101中，根据最终的飞机发动机用高温合金的成分进行配料，选取的原料可以包括返回钢(含车屑)、高铬钢、钨铁、钼铁、镍板和优质纯铁。所述优质纯铁除铁外的质量百分比为≤0.05％的碳；≤0.005％的硫；≤0.010％的磷；≤0.05％的钛；≤50ppm的氮；≤40ppm的氧；≤0.015％的锡；≤0.01％的铅；≤0.08％的铜。需要说明的，本发明对原料没有特殊要求，可以采用回收的金属废料，只要后续调控钢锭的成分满足即可。
所述冶炼可以采用电弧炉+VOD炉+VD炉+或电弧炉+AOD炉+VD炉冶炼。
其中，VOD炉是真空吹氧脱碳法炉的简称，可在真空条件下吹氧脱碳并吹氩搅拌生产高铬不锈钢；VD炉即钢包精炼炉，是用来对初炼炉(电弧炉、平炉、转炉)所熔钢水进行精炼，并且能调节钢水温度，工艺缓冲，满足连铸、连轧的重要冶金设备；AOD炉是氩氧精炼法的精炼设备，是精炼不锈钢较先进的技术，具有设备简单、操作方便、适应性强、投资省、生产成本低等优点，而被广泛采用。
S102、将所述钢锭进行锻造得到钢坯。
在步骤S102中在1100-1270℃将所述钢锭进行锻造随后保温5-15小时，得到钢坯。
优选地，锻造得到的钢坯表面全面磨光，清理净缺陷，锯切头尾。
S103、将所述钢坯依次进行轧制、固溶处理和冷拔加工得到飞机发动机用高温合金。
在步骤S103中，将所述钢坯轧制成钢棒；将所述钢棒固溶处理后进行冷拔得到飞机发动机用高温合金。
优选地，将所述钢坯在1100-1250℃下轧制随后保温5-15小时，得到钢棒。
优选地，所述轧制的锻造比≥4。
优选地，将所述钢棒在1050-1200℃下固溶处理得到固溶处理的钢棒；将所述固溶处理的钢棒表面覆上涂料拉拔精整得到飞机发动机用高温合金。所述涂料为本领域常用的涂料，可以为硫化钼涂料等。
优选地，固溶处理的钢棒还需要剥皮磨光、清理表面缺陷、锯切头尾。
优选地，所述拉拔单道次减面率小于25％。
本发明也提供了上述的飞机发动机用高温合金或上述的飞机发动机用高温合金的制造方法得到的飞机发动机用高温合金的应用，飞机发动机用高温合金的制造方法得到的飞机发动机用高温合金的应用。
下面将结合本发明具体实施例和说明书附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例1
一种飞机发动机用高温合金的制造方法，包括以下的步骤，
a、根据飞机发动机用高温合金的成分进行配料得到原料，将原料经过电弧炉+VOD炉+VD炉冶炼得到钢水，在1520℃出钢浇注成钢锭；
所述钢锭的成分以质量百分比计包括，0.15％的碳；0.40％的硅；2.20％的锰；0.030％的硫；0.002％的磷；24.0％的铬；4.5％的钨；3.80％的钼；0.001％的硼；1.60％的铌；0.010％的氮；0.40％的钒；0.01％的铝；0.50％的铜，其余为Fe与不可避免的杂质。
b、将钢锭在1220℃下进行锻造，锻造结束后保温8小时，随后表面全面磨光，清理净缺陷，锯切头尾得到钢坯。
c、将钢坯在1170℃下进行轧制，轧制锻造比4，轧制结束后保温9小时，得到钢棒；
d、将钢棒在1130℃下固溶处理，结束后剥皮磨光、清理表面缺陷、锯切头尾得到固溶处理的钢棒；
e、将固溶处理的钢棒表面均匀刷上涂料，随后自然风干，转至专用模具以拉拔单道次减面率20％进行拉拔，拉拔结束后精整得到直径为20mm的棒状飞机发动机用高温合金。
经过分析检测，本实施例飞机发动机用高温合金的物理检验结果如下：
夹杂物：氧化物0.5级、硫化物1.0级；
750℃的高温下力学性能：抗拉强度461N/mm2，伸长45％；
氧含量10ppm，氢含量2ppm。
实施例2
一种飞机发动机用高温合金的制造方法，包括以下的步骤，
a、根据飞机发动机用高温合金的成分进行配料得到原料，将原料经过电弧炉+VOD炉+VD炉冶炼得到钢水，在1540℃出钢浇注成钢锭；
所述钢锭的成分以质量百分比计包括，0.02％的碳；0.80％的硅；0.10％的锰；0.001％的硫；0.030％的磷；18.0％的铬；6.5％的钨；2.0％的钼；0.012％的硼；0.70％的铌；0.30％的氮；0.05％的钒；0.10％的铝；0.05％的铜，其余为Fe与不可避免的杂质。
b、将钢锭在1220℃下进行锻造，锻造结束后保温9小时，随后表面全面磨光，清理净缺陷，锯切头尾得到钢坯。
c、将钢坯在1170℃下进行轧制，轧制锻造比4，轧制结束后保温9小时，得到钢棒；
d、将钢棒在1130℃下固溶处理，结束后剥皮磨光、清理表面缺陷、锯切头尾得到固溶处理的钢棒；
e、将固溶处理的钢棒表面均匀刷上涂料，随后自然风干，转至专用模具以拉拔单道次减面率20％进行拉拔，拉拔结束后精整得到直径为20mm的棒状飞机发动机用高温合金。
经过分析检测，本实施例飞机发动机用高温合金的物理检验结果如下：
夹杂物：氧化物1.0级、硫化物0.5级；
750℃的高温下力学性能：抗拉强度453N/mm2，伸长46％；
氧含量15ppm，氢含量1ppm。
实施例3
一种飞机发动机用高温合金的制造方法，包括以下的步骤，
a、根据飞机发动机用高温合金的成分进行配料得到原料，将原料经过电弧炉+VOD炉+VD炉冶炼得到钢水，在1520℃出钢浇注成钢锭；
所述钢锭的成分以质量百分比计包括，0.08％的碳；0.05％的硅；1.10％的锰；0.015％的硫；0.015％的磷；21.0％的铬；5.5％的钨；2.90％的钼；0.006％的硼；1.10％的铌；0.18％的氮；0.22％的钒；0.05％的铝；0.25％的铜，其余为Fe与不可避免的杂质。
b、将钢锭在1150℃下进行锻造，锻造结束后保温9小时，随后表面全面磨光，清理净缺陷，锯切头尾得到钢坯。
c、将钢坯在1170℃下进行轧制，轧制锻造比4，轧制结束后保温9小时，得到钢棒；
d、将钢棒在1150℃下固溶处理，结束后剥皮磨光、清理表面缺陷、锯切头尾得到固溶处理的钢棒；
e、将固溶处理的钢棒表面均匀刷上涂料，随后自然风干，转至专用模具以拉拔单道次减面率20％进行拉拔，拉拔结束后精整得到直径为20mm的棒状飞机发动机用高温合金。
经过分析检测，本实施例飞机发动机用高温合金的物理检验结果如下：
夹杂物：氧化物0.5级、硫化物0.5级；
750℃的高温下力学性能：抗拉强度461N/mm2，伸长45％；
氧含量10ppm，氢含量2ppm。
综上所述，本发明实施例1-3制造的飞机发动机用高温合金，氧化物、硫化物均≤1.0级要求；在750℃的高温下力学性能：抗拉强度≥400N/mm2，伸长≥40％；氧含量≤20ppm；氢含量≤3ppm。
本发明的制造方法，产品质量达到技术要求，具有高纯洁度且提高高温性能(高温持久强度、抗高温氧化和耐介质腐蚀)，能够满足大规模工业生产急需，为高温合金升级更新提供了技术保障。
最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种飞机发动机用高温合金，其特征在于，以质量百分比包括，
≤0.15％的碳；≤0.80％的硅；≤2.20％的锰；≤0.030％的硫；≤0.030％的磷；18-24.0％的铬；4.5-6.5％的钨；2.00-3.80％的钼；0.001-0.012％的硼；0.70-1.60％的铌；0.010-0.30％的氮；0.05-0.40％的钒；0.01-0.10％的铝；≤0.50％的铜，其余为Fe与不可避免的杂质。
2.一种权利要求1所述的飞机发动机用高温合金的制造方法，其特征在于，包括，
将飞机发动机用高温合金的原料冶炼得到钢锭；
将所述钢锭进行锻造得到钢坯；
将所述钢坯依次进行轧制、固溶处理和冷拔加工得到飞机发动机用高温合金。
3.根据权利要求2所述的飞机发动机用高温合金的制造方法，其特征在于，所述将所述钢锭进行锻造得到钢坯包括，
在1100-1270℃将所述钢锭进行锻造随后保温5-15小时，得到钢坯。
4.根据权利要求2所述的飞机发动机用高温合金的制造方法，其特征在于，所述将所述钢坯依次进行轧制、固溶处理和冷拔加工得到飞机发动机用高温合金包括，
将所述钢坯轧制成钢棒；
将所述钢棒固溶处理后进行冷拔得到飞机发动机用高温合金。
5.根据权利要求4所述的飞机发动机用高温合金的制造方法，其特征在于，所述将所述钢坯轧制成钢棒包括，
将所述钢坯在1100-1250℃下轧制随后保温5-15小时，得到钢棒。
6.根据权利要求5所述的飞机发动机用高温合金的制造方法，其特征在于，所述轧制的锻造比≥4。
7.根据权利要求4所述的飞机发动机用高温合金的制造方法，其特征在于，所述将所述钢棒固溶处理后进行冷拔得到飞机发动机用高温合金包括，
将所述钢棒在1050-1200℃下固溶处理得到固溶处理的钢棒；
将所述固溶处理的钢棒表面覆上涂料拉拔精整得到飞机发动机用高温合金。
8.根据权利要求7所述的飞机发动机用高温合金的制造方法，其特征在于，所述拉拔单道次减面率小于25％。
9.根据权利要求2-8任一项所述的飞机发动机用高温合金的制造方法，其特征在于，所述冶炼采用电弧炉+VOD+VD或电弧炉+AOD+VD冶炼。
10.一种权利要求1所述的飞机发动机用高温合金或权利要求2-7任一项所述的飞机发动机用高温合金的制造方法得到的飞机发动机用高温合金的应用，其特征在于，应用于航空用发动机燃烧室零部件和承力件。
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