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变形高温合金GH4065A的组织控制与力学性能

  涡轮盘是航空发动机的4大关键热端部件之一,服役环境极为苛刻,新一代航空发动机用涡轮盘的工作温度已超过700℃。目前使用最广泛的铁镍基变形高温合金GH4169(美国牌号IN718)涡轮盘(工作温度小于650℃)不能满足其使用需求,而性能更为优异的镍基粉末高温涡轮盘(工作温度大于750℃)成本过高。因此,如何采用变形高温合金的铸-锻工艺,制备出700℃以上使用的力学性能与粉末涡轮盘相当的低成本涡轮盘,是近年来国际变形高温合金领域的研究热点。例如,美国ATI与GE公司在第2代粉末合金Rene88DT的基础上发展的Rene65合金,法国A&D公司在U720Li基础上发展的AD730合金等,能够填补700℃以上使用的低成本、高性能涡轮盘材料的空白,可应用于下一代航空发动机,具有广泛的应用前景。
 
  2012年,中国在“大尺寸高温合金结构件材料研制及热加工技术”(863计划)与“高温合金材料设计与制备的基础研究”(973计划)项目的支撑下,与欧美几乎同步开展了700℃以上使用的高合金化高温合金GH4065A涡轮盘的基础研究与涡轮盘制备技术的开发。该研究基于损伤容限设计原则,通过成分调整与工艺优化开发出GH4065A合金,并采用先进的铸-锻工艺制备直径600mm以上的航空发动机用全尺寸高压涡轮盘。至今,已取得了突出进展,GH4065A合金全尺寸涡轮盘的制备可行性已得到验证,组织与性能控制成为下一步研制的关键。
 
  GH4065A合金的合金化水平与粉末高温合金相当,强化相γ'相的体积分数达到43.0%,突破了变形工艺生产高温合金涡轮盘锻件的瓶颈。然而,这类高γ'相含量的变形高温合金,γ'相在组织演化中的作用更为重要,其组织控制原理显著区别于传统变形高温合金或粉末高温合金,因此有必要进行系统研究。鉴于此,研究人员基于对GH4065A合金锻态组织特点的分析,探讨沉淀强化型高合金化变形高温合金的组织控制原理,并测试力学性能以评述该合金的应用前景。
 
  GH4065A合金与美国Rene65合金相近,是在Rene88DT合金成分的基础上优化而来,成分调整的目的在于:改变γ'相的成分、降低其溶解温度、影响其析出动力学,进而增大合金的热加工窗口,以适应变形高温合金锻件生产的铸-锻工艺。研究用GH4065A合金的名义成分为C0.03%,Cr16.0%,Co13.0%,Fe1.0%,Ti3.7%,Al2.1%,Nb0.7%,Mo4.0%,W4.0%,Ni余量。采用“真空感应+真空自耗”双真空冶炼工艺制备出自耗锭,经多段均匀化处理后,再利用快锻机开坯制备出细晶棒材,最终利用油压机经特殊热模锻造技术制备出Φ630mm的盘形锻件。
 
  利用线切割解剖GH4065A合金的盘形锻件,在轮缘处沿径向切取金相与力学性能试样,经不同工艺热处理后,观察合金的显微组织,并测试力学性能。试验结果表明:
 
  (1)GH4065A合金的锻件组织是一种不完全的动态再结晶组织,动态再结晶晶粒被大尺寸γ'相限制长大,同时这些γ'相因晶界短路扩散而粗化,未动态再结晶晶粒内弥散分布的小尺寸γ'相阻碍位错运动,进而形成大量由位错胞壁构成的亚结构。
 
  (2)根据GH4065A合金γ'相的固溶温度,可将热处理制度分为亚固溶处理与过固溶处理2种。经亚固溶处理的GH4065A合金晶粒度为8.0级,室温屈服强度超过1250MPa,650℃屈服强度达到1100MPa以上,650℃/970MPa持久寿命大于200h,750℃/590MPa持久寿命可达50h。经过固溶处理的GH4065A合金晶粒度为4.0级,对比亚固溶处理的合金,拉伸强度有所降低但750℃持久寿命有所提高。
 
  (3)亚固溶处理后GH4065A合金涡轮盘锻件的力学性能达到了第2代粉末涡轮盘的水平,能够满足先进航空发动机的需求。