[发明专利]一种涡轮盘用镍基高温合金中断热处理工艺

说明书

本发明公开了一种涡轮盘用镍基高温合金中断热处理工艺，包括以下步骤：将待处理的镍基高温合金放入热处理炉中，加热升温到1010‑1070℃的范围进行固溶处理30‑60min，取出合金空冷至室温；之后将合金放入热处理炉中，进行时效处理，其中时效处理的温度为740‑750℃，总时效时间为12‑18h。本发明的优点是时效处理可分两段进行，为由于突发情况而中断了的时效处理提供了一种补救措施。该固溶与时效处理工艺之间匹配良好，得到的γ′强化相分布均匀；本发明热处理工艺在提高合金硬度值方面具有意想不到的效果，处理后合金硬度值达到380HB，在传统热处理工艺处理后的合金硬度基础上可提升5％。

技术领域

本发明涉及合金热处理方法领域，尤其是一种涡轮盘用镍基高温合金中断热处理工艺。

背景技术

高温合金是根据航空发动机的需要而发展起来的一种高度合金化的金属材料。由于高温合金性能较好，可在600-1200℃范围内的高温氧化和燃气腐蚀环境下承受复杂应力，并长期稳定的服役，因此又被称为超合金。目前高温合金以其优异的高温性能被广泛用于制造航空发动机的热端部件，同时它也是航天火箭发动机、工业燃气轮机、能源和化工领域所应用的重要合金材料。以先进航空发动机为例，高温合金的用量已占到金属材料总用量的40-60％。

涡轮盘是现代飞机发动机的核心部件，它在发动机燃烧室内受到高温燃气的推动，将燃气的热能转化为机械能，驱动发动机的运转。GH4738是一种Ni-Cr-Co基沉淀硬化型变形高温合金，合金内部加入钼元素进行固溶强化，加入铝、钛元素形成沉淀硬化相，加入硼、锆元素净化和强化晶界。GH4738合金具有良好的热加工性能及抗蠕变性能，特别适合制造在高温环境下长期工作的航空发动机涡轮盘等高温承力部件。

由于涡轮盘在热变形加工过程中会面对高温环境，成形后的合金部件内部微观组织形态，尤其是析出相的析出不充分导致强化效果并不理想，因此合金在服役之前往往需要重新进行固溶及时效处理。以GH4738合金涡轮盘为例，其交货前的标准热处理状态为1020℃/4h/油冷+845℃/4h/空冷+760℃/16h/空冷。需注意的是合金时效处理时间较长，而现有的时效处理并未考虑到出现突然停电、设备故障等突发情况的应对措施。成形后涡轮盘的成本往往在100万元以上，对于大尺寸的涡轮盘而言其成本会更高。因此，时效过程中由于突发情况而导致设备突然停止运行后，为了避免严重的经济损失，对涡轮盘继续进行热处理是很有必要的。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提供了一种涡轮盘用镍基高温合金中断热处理工艺，为由于突发情况而中断了的时效处理提供一种补救措施，避免了合金重新进行固溶及时效处理，节约了时间和成本。具体包括以下步骤：

步骤1：将待处理的镍基高温合金放入热处理炉中，加热升温到1010-1070℃的范围进行固溶处理30-60min，取出合金空冷至室温；

步骤2：将合金放入热处理炉中，进行时效处理，其中时效处理既可按一段进行，又可分两段进行；每段时效时，合金均需加热升温到740-750℃的范围进行保温，之后合金随炉冷却至室温。总时效时间为12-18h。

进一步地，步骤1或步骤2中的合金放入热处理炉之后随炉升温，升温速率为8-20℃/min。

进一步地，步骤2中所述时效处理分两段进行时，具体时效时间分配为：当第一段时效时间3h时，第二段时效时间为9-18h；当第一段时效时间≥3h且6h时，第二段时效时间为6-15h；当第一段时效时间≥6h且9h时，第二段时效时间为3-12h；当第一段时效时间≥9h且12h时，第二段时效时间为9h。

进一步地，所述镍基高温合金为GH4738合金，以质量百分比计，其主要成分为：碳0.03-0.10％、铬18-21％、钴12-15％、钼3.5-5％、钛2.75-3.25％、铝1.2-1.6％、硼0.003-0.01％、锆0.02-0.12，余量为镍。

本发明的优点和有益效果如下：