[发明专利]高强度、抗疲劳断裂的合金制品及其制法

说明书

下列共同授让的申请涉及相关联的技术主题，它们与本申请一起提交了美国专利申请，本文中引证这些文献以供参考：

美国专利申请号  417，095;

美国专利申请号  417，097;

美国专利申请号  417，098。

本申请涉及与1986年9月15日递交的美国专利申请号06/907276大体相同的主题，该申请已授让给与本申请相同的受让人。此处引证这一相关申请以供参考。

本发明涉及飞机的燃气涡轮发动机，更具体地说，本发明涉及为提高性能和效率而在提高的温度下工作的先进燃气涡轮发动机中支承旋转叶片的涡轮盘所使用的材料。

在燃气涡轮发动机中用以支承旋转涡轮叶片的涡轮盘上，从中心（即轮毂）部分到外周（即轮缘）部分的半径方向上承受的工作条件是不同的。涡轮叶片暴露于推动涡轮转动的高温燃气中。涡轮叶片将热量传到涡轮的外周部分，从而使其温度高于轮毂即中心孔部分。此外，涡轮盘面上各处的应力状况也不一样。一直到最近，人们才能设计出可以满足涡轮盘各部位不同的应力和温度条件的单一合金涡轮盘。但是，现代燃气涡轮发动机不断增高的功率以及对更高的发动机性能的需求，要求这些发动机在更高的温度下工作。因此，这些先进发动机中的涡轮盘暴露于较之以往的发动机更高的温度之下，这对涡轮盘所用的合金提出了更高的要求。涡轮盘的外周（即轮缘）部分的温度可达1500°F或更高，而中心孔（即轮毂）部分的温度一般比较低，例如1000°F左右。

在涡轮盘上，除了这种温度梯度外还有应力的差异。在厚度均匀的涡轮盘中，工作温度较低的轮毂部分产生的应力比较高，而温度较高的轮缘部分产生的应力较低。涡轮盘上各部分工作条件的这些差别导致了对涡轮盘上不同部分的机械性能要求也不同。在先进的涡轮发动机中，为了达到最高工作状态，要求所使用的涡轮盘合金在轮缘部分具有抗高温蠕变和抗应力断裂的性能以及高温带保持时间疲劳裂纹增长抗力、在轮毂部分具有高的抗拉强度和低周疲劳裂纹增长抗力。

现行的涡轮盘设计方法一般是使用疲劳性能及常规的拉伸、蠕变和应力破断性能来确定涡轮盘尺寸和进行寿命分析。在许多情况下，用于进行这些分析的最适宜的疲劳特性定量表示方法是通过确定线弹性断裂力学（“LEFM”）中所述的裂纹增长速率。根据LEFM，每一循环的疲劳裂纹扩展速率（da/dN）是一个受温度影响的函数，它可以用应力强度范围（△K）来描述，△K的定义是Kmax-Kmin。△K是作为确定裂纹尖端处应力场大小的尺寸因子，其一般形式为△K＝f（应力、裂纹长度、几何因素）。

使上述疲劳分析方法变得复杂化的是在先进涡轮盘的轮缘部分所处的温度范围内施加一个拉伸保持。在通常的飞行任务中，发动机涡轮盘承受的工作条件是：频繁的转速变化、巡航与转速变化的各种组合以及大段时间的巡航。在巡航状态中，应力较为恒定，这导致产生下文中所述的“保持时间”循环，在先进涡轮盘的轮缘部分中，这种带保持时间的循环可以在高温下发生，在这样的高温下，环境因素。蠕变和疲劳可能以协同方式结合起来促进已有的材料缺陷迅速发展成裂纹。因此，在这样的条件下的抗裂纹增长性能对于先进涡轮盘轮缘部分的选材来说是一个至关重要的性能。

对于改进的涡轮盘来说，要求研制和使用显示出低而稳定的裂纹增长速率和高的拉伸、蠕变和应力破断强度的材料。研制对于飞机燃气涡轮技术的进步所必需的、在拉伸、蠕变、应力破断和疲劳裂纹增长抗力等方面均有改进并使相互兼顾适当平衡的新型镍基高温合金材料是一个相当大的挑战。这种挑战是由于合乎要求的显微组织、强化机制和成分特征之间的矛盾竞争而引起的。下面是这种竞争的一些典型例子：（1）通常，细小的晶粒尺寸例如小于ASTM  10左右对于提高抗拉强度是合乎需要的，但对于蠕变/应力断裂和裂纹增长抗力则不合要求;（2）小的、可剪切的沉淀物对于提高在某些条件下的疲劳裂纹增长抗力是合乎需要的，而对于高的抗拉强度来说则希望有抗剪切的沉淀物;（3）高的沉淀物-基体共格应变通常对于良好的稳定性、抗蠕变-断裂性能、或许还有良好的疲劳裂纹增长抗力来说是合乎需要的;（4）丰富的高熔点元素如W、Ta或Nb的含量可显著提高强度，但为了避免合金密度增加，以及避免合金不稳定性，这些元素必须适量使用;（5）与含有低体积百分数有序的γ′相的合金相比，含有高体积百分数有序γ′相的合金一般具有较高的蠕变/断裂强度和带保持时间抗力，但速冷开裂（guench  cracking）的危险也相应增加并且低温抗拉强度受到限制。