[发明专利]一种航空航天用高强度耐腐蚀镍基高温合金及其制造方法

说明书

一种航空航天用高强度耐腐蚀镍基高温合金，其特征在于控制Co、Cr、Mo、W、Ta、Al、Ti、Ni等元素的合理配比并结合特定的制备方法，产品在1100℃和200MPa条件下的持久寿命≥130h，在1200℃和150MPa条件下持久寿命≥100h；该镍基高温合金在800℃时瞬时拉伸性能屈服强度≥1050MPa，抗拉强度≥1350MPa，在1000℃时屈服强度≥700MPa，抗拉强度≥950MPa。

技术领域

本发明涉及镍基高温合金技术领域，具体涉及一种高强度耐腐蚀镍基高温合金，该合金适用于制造航空、航天、能源等领域使用的高温部件。

背景技术

高温合金是指以铁、镍、钴为基，在高温环境下能承受一定的机械应力及具有优异的表面稳定性的一类材料。高温合金一般具有较高的室温和高温强度、优异的蠕变与疲劳抗力、良好的抗氧化性、抗热腐蚀性、组织稳定性和使用的可靠性。所以，高温合金既是航空、航天发动机高温部件的关键材料，又是舰船、能源、石油化工等工业领域不可缺少的重要材料。高温合金的材料设计和工艺水平已成为衡量一个国家材料发展水平的重要标志之一。镍元素具有独特的原子结构和稳定的晶体结构，其晶体结构从室温至熔点的温度区间内始终保持面心立方结构不变，同时，许多合金元素都可以固溶到镍基材料中进行充分的合金化，因此镍具有作为高温合金基体元素的优越属性，同时镍基高温合金中可以析出L1₂结构的γ'相，这是镍基高温合金中最有效的强化方式，使得镍基高温合金具有优良的综合性能。因此，在整个高温合金领域中，镍基高温合金占有重要的地位。与铁基和钴基高温合金相比，镍基高温合金具有更高的高温强度和组织稳定性，被广泛应用于航空发动机和工业燃气轮机的热端部件材料。在目前的先进发动机上，镍基高温合金的使用量已占发动机总重量的一半以上。

随着航空发动机逐渐向大推重比、长寿命的方向发展，目前国内外先进航空发动机的推重比达到12以上。提高涡轮进口温度是实现大推力的途径之一，温度越高则对发动机的涡轮盘等热端部件的性能特别是高温性能要求越高，传统变形高温合金已无法满足使用需求。因此具有更高耐高温高强度能力，优越的抗蠕变性能以及良好的抗氧化抗腐蚀性能的镍基高温合金一直是研究的重点。

发明内容

本发明鉴于这样的状况而形成，目的在于提供一种具有更高耐高温高强度能力，优越的抗蠕变性能以及良好的抗氧化抗腐蚀性能的镍基高温合金。

一种航空航天用高强度耐腐蚀镍基高温合金，其特征在于以质量百分比计算为：Co 20.5-20.8、Cr 16.2-16.8、Mo 7.3-7.8、W4.6-4.8、Ta2.2-2.8、Al 3.3-3.8、Ti 1.6-2.4、Re 1.1-1.9、Nb 1.3-1.6、Mn 0.1-0.2、Si 0.1-0.15、C 0.04-0.08、Zr 0.01-0.02、B0.0005-0.0015、Y 0.005～0.05、Fe 6-7、Hf0.10～0.20、Mg 0.01～0.1，余量由Ni和不可避免的杂质构成；镍基高温合金的组织由基体γ，主要强化相为γ'，γ'相的粒径为50～600nm，γ'相其析出量相对于合金整体优选合计为70-88vol％，其余析出物中是少量的MC碳化物和M3B2硼化物组成，该镍基高温合金在1100℃和200MPa条件下的持久寿命≥130h，在1200℃和150MPa条件下持久寿命≥100h；该镍基高温合金在800℃时瞬时拉伸性能是屈服强度≥1050MPa，抗拉强度≥1350MPa，在1000℃时屈服强度≥700MPa，抗拉强度≥950MPa。

进一步的所述的航空航天用高强度耐腐蚀镍基高温合金，其特征在于以质量百分比计算为：Co20.5-20.7、Cr 16.2-16.7、Mo 7.3-7.7、W4.6-4.7、Ta2.2-2.7、Al 3.3-3.7、Ti1.6-2.3、Re 1.1-1.8、Nb 1.3-1.5、Mn 0.1-0.18、Si 0.1-0.14、C 0.04-0.07、Zr 0.01-0.018、B 0.0005-0.0014、Y 0.005～0.04、Fe 6-6.8、Hf0.10～0.18、Mg 0.01～0.09，余量由Ni和不可避免的杂质构成。