專利名稱：恢復(fù)老化的固溶強化鎳基高溫合金性能的熱處理方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于熱處理加工技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種主要用于航空發(fā)動機、燃汽輪機高溫部件維修領(lǐng)域的恢復(fù)老化的固溶強化鎳基高溫合金性能的熱處理方法。
背景技術(shù)：
航空發(fā)動機、燃汽輪機的渦輪、燃燒室、壓氣機高溫部位的一些部件(如機匣、火焰筒、封嚴塊等)采用固溶強化鎳基高溫合金鍛造或鑄造而成。發(fā)動機工作一個翻修周期后，這些構(gòu)件經(jīng)常出現(xiàn)超過標準規(guī)定的裂紋、局部磨損和燒蝕等故障，需要采用熔化焊方法修復(fù)缺陷。由于固溶強化鎳基高溫合金在較高溫度下長期工作會出現(xiàn)老化現(xiàn)象，補焊后的構(gòu)件裝機使用后，較短時間內(nèi)在焊縫熱影響區(qū)甚至是遠離熱影響區(qū)的區(qū)域繼續(xù)出現(xiàn)裂紋，不能滿足一個翻修周期要求。工作時間達到一個翻修周期的構(gòu)件，即可稱為老化的構(gòu)件。
固溶強化鎳基高溫合金在高溫下長期工作存在老化現(xiàn)象，主要原因是過多的碳化物在晶界和晶內(nèi)大量析出，導(dǎo)致材料塑性下降，同時高溫拉伸和高溫持久性能也隨之降低。圖I是某發(fā)動機高溫部件經(jīng)一個翻修周期后的組織，材料為GH3044。在晶界、晶內(nèi)析出了大量的富Cr、W白色塊狀相，主要是M26C6、MC碳化物。碳化物是GH3044合金的主要強化相，但析出相過多反而會導(dǎo)致GH3044合金力學(xué)性能下降。老化的GH3044合金，800°C、108MPa拉伸應(yīng)力下，持續(xù)時間由原來的100小時以上可下降到29小時以下；800°C拉伸強度可下降到原來的90%以下。特別在晶界處形成的帶狀析出、在位錯處形成的鏈狀析出、在孿晶處成的鏈狀析出，對性能影響更加顯著。修復(fù)后的構(gòu)件即便消除了宏觀缺陷，由于材料老化狀態(tài)并沒有得到改善，如果構(gòu)件工作時承受較大應(yīng)力，服役后在其他部位很快會再次出現(xiàn)裂紋。根據(jù)發(fā)動機設(shè)計，這類高溫靜止部件的壽命一般與發(fā)動機同壽命，部件出現(xiàn)裂紋、磨損、燒蝕等故障后，一般采用焊接方法消除。由于材料老化而導(dǎo)致的裂紋超過規(guī)定尺寸的、或者導(dǎo)致的不可焊的、或者修復(fù)后不能滿足一個翻修周期的構(gòu)件，則報廢。目前國內(nèi)外還沒有其他方法挽救這些報廢的部件。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明目的是恢復(fù)老化的固溶強化鎳基高溫合金力學(xué)性能和焊接性能，使之能采用熔焊方法補焊，并且使修復(fù)后構(gòu)件的壽命滿足一個翻修周期的要求。本發(fā)明技術(shù)方案是⑴在老化的構(gòu)件上切取金相試樣，用掃描電鏡觀察金相試樣的組織特征，記錄金相試樣的晶粒度、析出相形態(tài)和分布；析出相表現(xiàn)為原始晶界碳化物呈連續(xù)帶狀分布，二次晶界碳化物呈鏈狀分布或帶狀分布，晶粒內(nèi)部碳化物彌散分布；⑵金相試樣在1000 1300°C區(qū)間內(nèi)進行固溶熱處理，保溫時間為10 60min，空冷;⑶采用掃描電鏡觀察經(jīng)過固溶處理的試樣，確定試樣碳化物析出情況，與原始狀態(tài)試樣進行對比，確定方法是如下之一
A在同一固溶處理制度下，經(jīng)過恢復(fù)性能熱處理后，a彌散分布的碳化物相平均尺度減少30%以上，或者數(shù)量減少30%以上；b位錯、孿晶形成的二次晶界上，原始呈鏈狀析出相消失，呈帶狀析出相不再連續(xù)；d晶粒度等級降低不超過I級；B在同一固溶處理制度下，經(jīng)過恢復(fù)性能熱處理后，a彌散分布的碳化物相平均尺度減少30%以上，或者數(shù)量減少30%以上；c原始晶界帶狀析出相有50%以上轉(zhuǎn)變?yōu)殒湢钗龀鱿啵兼湢钗龀鱿?0%以上消失;
d晶粒度等級降低不超過I級；C在同一固溶處理制度下，經(jīng)過恢復(fù)性能熱處理后，b位錯、孿晶形成的二次晶界上，原始呈鏈狀析出相消失，呈帶狀析出相不再連續(xù)；c原始晶界帶狀析出相有50%以上轉(zhuǎn)變?yōu)殒湢钗龀鱿?，原始鏈狀析出?0%以上消失;d晶粒度等級降低不超過I級；D在同一固溶處理制度下，經(jīng)過恢復(fù)性能熱處理后，a彌散分布的碳化物相平均尺度減少30%以上，或者數(shù)量減少30%以上；b位錯、孿晶形成的二次晶界上，原始呈鏈狀析出相消失，呈帶狀析出相不再連續(xù)；c原始晶界帶狀析出相有50%以上轉(zhuǎn)變?yōu)殒湢钗龀鱿啵兼湢钗龀鱿?0%以上消失;d晶粒度等級降低不超過I級；即可作為恢復(fù)性能熱處理規(guī)范；⑷根據(jù)以上步驟⑶中所確定的規(guī)范對相應(yīng)的老化的構(gòu)件進行恢復(fù)性能熱處理。所述在對老化的構(gòu)件的金相試樣進行固溶熱處理時，按照老化的構(gòu)件的材料牌號的固溶溫度選取固溶熱處理制度，當進行固溶熱處理后，金相試樣沒有滿足恢復(fù)性能熱處理后條件時，換取一個新的金相試樣，在前一個金相試樣的固溶熱處理溫度的基礎(chǔ)上，升高20 50°C的溫度進行固溶熱處理，保溫時間均為10 60min，然后進行掃描電鏡觀察，與原始狀態(tài)試樣進行對比，若仍不滿足恢復(fù)性能熱處理后條件，再次換取一個新的金相試樣，在前一個金相試樣的固溶熱處理溫度的基礎(chǔ)上，升高20 50°C的溫度進行固溶熱處理，保溫時間均為10 60min，直至滿足恢復(fù)性能熱處理規(guī)范條件。所述對老化的構(gòu)件進行恢復(fù)性能熱處理時，采用工裝夾具對構(gòu)件進行夾持，防止變形。所述在進行固溶熱處理時，若老化的構(gòu)件存在不可拆卸的其他部件時，對老化的固溶強化鎳基高溫合金部件進行局部加熱，以防止損傷不可拆卸的其他部件。本發(fā)明的優(yōu)點是本發(fā)明是采用恢復(fù)性能熱處理技術(shù)來恢復(fù)老化的固溶強化鎳基高溫合金力學(xué)性能和焊接性能的，主要方法是在一定溫度下對老化構(gòu)件進行固溶處理，使過多的析出相回溶，減少析出相在晶界、位錯處的連續(xù)析出，從而改善材料的塑性和高溫性能。本發(fā)明主要用于航空發(fā)動機、燃汽輪機高溫部件維修領(lǐng)域。MC、M26C6等碳化物是固溶 強化鎳基高溫合金的主要強化相，但過多的碳化物析出會使合金力學(xué)性能下降。碳化物在晶粒內(nèi)部和晶界都會析出，在晶內(nèi)呈彌散析出，在晶界呈帶狀析出，在位錯、孿晶等處呈鏈狀析出。固溶強化鎳基高溫合金碳化物析出溫度一般為70(T90(TC，回溶溫度一般大于1000°C，隨著溫度提高，碳化物回溶數(shù)量增加，超過1250°C時多數(shù)合金中的碳化物全部回溶?；谶@一規(guī)律，本發(fā)明是通過對老化構(gòu)件進行恢復(fù)性能熱處理，使合金中碳化物部分回溶，提高材料塑性，改善合金高溫性能，從而提高構(gòu)件焊接性能，延長部件工作壽命。本發(fā)明優(yōu)點是通過恢復(fù)性能熱處理，使因老化導(dǎo)致的不可焊構(gòu)件能夠進行熔焊補焊，構(gòu)件高溫力學(xué)性能得到恢復(fù)，延緩再次開裂的時間，滿足翻修周期要求，使報廢部件能夠繼續(xù)使用，降低發(fā)動機維修成本。工藝過程相對簡單，不消耗貴重材料，工藝實施成本低。本發(fā)明適用于多種牌號固溶強化鎳基高溫合金，可用于發(fā)動機的燃燒室機匣、火焰筒、渦輪機匣、封嚴塊等高溫部件，應(yīng)用范圍較廣。


圖I是固溶強化鎳基高溫合金老化后的金相組織；圖2是經(jīng)過本發(fā)明恢復(fù)性能熱處理之后的金相組織。
具體實施例方式根據(jù)部件在航空發(fā)動機、燃汽輪機上的安裝部位，確認部件承受的最高工作溫度、冷熱疲勞情況、燃氣腐蝕情況、載荷性質(zhì)，確認部件材料成分、制造工藝、結(jié)構(gòu)組成，明確部件已經(jīng)處于老化狀態(tài)，確定部件是固溶強化鎳基高溫合金材質(zhì)，實施以下具體步驟⑴在老化的構(gòu)件上切取金相試樣，采用掃描電鏡觀察同一部位2 3個截面的組織特征，記錄晶粒度、析出相形態(tài)和分布。析出相典型表現(xiàn)為原始晶界碳化物呈連續(xù)帶狀分布，二次晶界碳化物呈鏈狀分布或帶狀分布，晶粒內(nèi)部碳化物彌散分布。⑵在上述區(qū)域再切取若干金相試樣，金相試樣在1000 1300°C區(qū)間內(nèi)以20 50°C的溫度間隔進行固溶熱處理，保溫時間均為10 60min，熱處理設(shè)備采用空氣電阻爐或真空爐加熱，空冷；⑶采用掃描電鏡觀察經(jīng)不同溫度固溶處理的試樣，確定試樣碳化物析出情況，與原始狀態(tài)試樣進行對比，根據(jù)碳化物回溶情況確定恢復(fù)性能熱處理工藝，確定方法是在某一固溶處理規(guī)范下a彌散分布的碳化物相平均尺度減少30%以上，或者數(shù)量減少30%以上；b位錯、孿晶形成的二次晶界上，原始呈鏈狀析出相消失，呈帶狀析出相不再連續(xù)；c原始晶界帶狀析出相有50%以上轉(zhuǎn)變?yōu)殒湢钗龀鱿啵兼湢钗龀鱿?0%以上消失;d經(jīng)過恢復(fù)性能熱處理后，晶粒度等級降低不超過I級。a、b、c中滿足兩項同時滿足d項，即可作為恢復(fù)性能熱處理規(guī)范。
⑷根據(jù)以上步驟⑶中所確定的規(guī)范對相應(yīng)的構(gòu)件進行恢復(fù)性能熱處理。實施例I某發(fā)動機渦輪機匣導(dǎo)向葉片安裝凸臺恢復(fù)性能熱處理( I)渦輪機匣工作狀態(tài)確認某發(fā)動渦輪機匣安裝凸臺采用GH3044軋制而成。當工作到750 h以后翻修時，在凸臺邊緣由外向內(nèi)垂直凸臺出現(xiàn)f 5條裂紋，設(shè)計規(guī)定裂紋長度不得超過25mm，少數(shù)裂紋貫穿整個凸臺，遠遠大于25mm。在這種狀態(tài)下采用鎢極氬弧焊補焊后，機匣一般工作30小時后在非補焊區(qū)域繼續(xù)出現(xiàn)超標裂紋，帶來安全隱患。( 2 )切取試樣和熱處理
在安裝凸臺上以相同方向切取2塊金相試樣，其中一塊保持原始狀態(tài)，另一塊以下規(guī)范在電阻爐中熱處理1200°C XlOmin, AC(3)原始狀態(tài)和不同熱處理下組織分析采用掃描電鏡進行組織分析，對比熱處理制度下以及原始狀態(tài)下的組織狀態(tài)，確認恢復(fù)性能熱處理制度。圖I和圖2所示，分別為原始狀態(tài)和熱處理狀態(tài)析出相回溶對比彌散分布的碳化物相數(shù)量均減少50%以上；位錯、孿晶形成的二次晶界上，原始呈鏈狀析出相全部消失；晶粒尺寸無明顯變化。(4)通過組織狀態(tài)對比，渦輪機匣安裝凸臺采用1200°C X10min，AC規(guī)范進行恢復(fù)性能熱處理。處理后的機匣再進行裂紋補焊，機匣使用過程中再次出現(xiàn)裂紋情況，與新機匣相當。實施例2某發(fā)動機燃燒室殼體恢復(fù)性能熱處理( I)燃燒室殼體工作狀態(tài)確認某發(fā)動燃燒室殼體采用GH3128軋制而成。當工作到750 h以后翻修時，在殼體邊緣由外向內(nèi)垂直出現(xiàn)廣5條裂紋，設(shè)計規(guī)定裂紋長度不得超過20mm，少數(shù)裂紋遠遠大于20mm。在這種狀態(tài)下采用鎢極氬弧焊補焊后，一般工作50小時后在非補焊區(qū)域繼續(xù)出現(xiàn)超標裂紋，帶來安全隱患。( 2 )切取試樣和熱處理在殼體上以相同方向切取2塊金相試樣,其中一塊保持原始狀態(tài),另一塊按以下規(guī)范在電阻爐中熱處理IlOO0C XlOmin, AC(3)原始狀態(tài)和不同熱處理下組織分析采用掃描電鏡進行組織分析，對比熱處理制度下以及原始狀態(tài)下的組織狀態(tài)，發(fā)現(xiàn)熱處理與原始狀態(tài)相比，碳化物的回溶未達到要求。按步驟2要求再切取I塊金相試樣，按規(guī)范1150°C X10min，AC在電阻爐中熱處理，按步驟3要求進行組織分析，發(fā)現(xiàn)新的熱處理狀態(tài)下，碳化物的回溶達到要求。(4)通過組織狀態(tài)對比，燃燒室殼體采用1150°C X10min，AC規(guī)范進行恢復(fù)性能熱處理。處理后的殼體再進行裂紋補焊，殼體使用過程中再次出現(xiàn)裂紋情況，與新構(gòu)件相當。3.某發(fā)動機燃燒室火焰筒恢復(fù)性能熱處理
(I)燃燒室火焰筒工作狀態(tài)確認某發(fā)動燃燒室火焰筒采用GH3536軋制而成。當工作到750 h以后翻修時，在邊緣由外向內(nèi)垂直出現(xiàn)I 5條裂紋，設(shè)計規(guī)定裂紋長度不得超過15_，少數(shù)裂紋遠遠大于15mm。在這種狀態(tài)下采用鎢極氬弧焊補焊后，一般工作50小時后在非補焊區(qū)域繼續(xù)出現(xiàn)超標裂紋，帶來安全隱患。( 2 )切取試樣和熱處理在火焰筒上以相同方向切取2塊金相試樣,其中一塊保持原始狀態(tài),另一塊按以下規(guī)范在電阻爐中熱處理1050°C XlOmin, AC(3)原始狀態(tài)和不同熱處理下組織分析
采用掃描電鏡進行組織分析，對比熱處理制度下以及原始狀態(tài)下的組織狀態(tài)，發(fā)現(xiàn)熱處理與原始狀態(tài)相比，碳化物的回溶未達到要求。按步驟2要求再切取I塊金相試樣，按規(guī)范1100°C X10min，AC在電阻爐中熱處理，按步驟3要求進行組織分析，發(fā)現(xiàn)新的熱處理狀態(tài)下，碳化物的回溶仍未達到要求。然后按步驟2要求再切取I塊金相試樣，按規(guī)范1150°C XlOmin, AC在電阻爐中熱處理，按步驟3要求進行組織分析，發(fā)現(xiàn)新的熱處理狀態(tài)下，碳化物的回溶達到要求。(4)通過組織狀態(tài)對比，燃燒室火焰筒采用1150°C X IOmin, AC規(guī)范進行恢復(fù)性能熱處理。處理后的構(gòu)件再進行裂紋補焊，構(gòu)件使用過程中再次出現(xiàn)裂紋情況，與新構(gòu)件相當。
權(quán)利要求
1.恢復(fù)老化的固溶強化鎳基高溫合金性能的熱處理方法，其特征是 ⑴在老化的構(gòu)件上切取金相試樣，用掃描電鏡觀察金相試樣的組織特征，記錄金相試樣的晶粒度、析出相形態(tài)和分布；析出相表現(xiàn)為原始晶界碳化物呈連續(xù)帶狀分布，二次晶界碳化物呈鏈狀分布或帶狀分布，晶粒內(nèi)部碳化物彌散分布； ⑵金相試樣在1000 1300°C區(qū)間內(nèi)進行固溶熱處理，保溫時間為10 60min，空冷；⑶采用掃描電鏡觀察經(jīng)過固溶處理的試樣，確定試樣碳化物析出情況，與原始狀態(tài)試樣進行對比，確定方法是如下之一 A)、在同一固溶處理制度下，經(jīng)過恢復(fù)性能熱處理后， a彌散分布的碳化物相平均尺度減少30%以上，或者數(shù)量減少30%以上； b位錯、孿晶形成的二次晶界上，原始呈鏈狀析出相消失，呈帶狀析出相不再連續(xù)； d晶粒度等級降低不超過I級； B)、在同一固溶處理制度下，經(jīng)過恢復(fù)性能熱處理后， a彌散分布的碳化物相平均尺度減少30%以上，或者數(shù)量減少30%以上； c原始晶界帶狀析出相有50%以上轉(zhuǎn)變?yōu)殒湢钗龀鱿啵兼湢钗龀鱿?0%以上消失； d晶粒度等級降低不超過I級； C)、在同一固溶處理制度下，經(jīng)過恢復(fù)性能熱處理后， b位錯、孿晶形成的二次晶界上，原始呈鏈狀析出相消失，呈帶狀析出相不再連續(xù)； c原始晶界帶狀析出相有50%以上轉(zhuǎn)變?yōu)殒湢钗龀鱿?，原始鏈狀析出?0%以上消失； d晶粒度等級降低不超過I級； D)、在同一固溶處理制度下，經(jīng)過恢復(fù)性能熱處理后， a彌散分布的碳化物相平均尺度減少30%以上，或者數(shù)量減少30%以上； b位錯、孿晶形成的二次晶界上，原始呈鏈狀析出相消失，呈帶狀析出相不再連續(xù)； c原始晶界帶狀析出相有50%以上轉(zhuǎn)變?yōu)殒湢钗龀鱿?，原始鏈狀析出?0%以上消失； d晶粒度等級降低不超過I級； 即可作為恢復(fù)性能熱處理規(guī)范； ⑷根據(jù)以上步驟⑶中所確定的規(guī)范對相應(yīng)的老化的構(gòu)件進行恢復(fù)性能熱處理。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的恢復(fù)老化的固溶強化鎳基高溫合金性能的熱處理方法，其特征是所述在對老化的構(gòu)件的金相試樣進行固溶熱處理時，按照老化的構(gòu)件的材料牌號的固溶溫度選取固溶熱處理制度，當進行固溶熱處理后，金相試樣沒有滿足恢復(fù)性能熱處理后條件時，換取一個新的金相試樣，在前一個金相試樣的固溶熱處理溫度的基礎(chǔ)上，升高20 50°C的溫度進行固溶熱處理，保溫時間均為10 60min，然后進行掃描電鏡觀察，與原始狀態(tài)試樣進行對比，若仍不滿足恢復(fù)性能熱處理后條件，再次換取一個新的金相試樣，在前一個金相試樣的固溶熱處理溫度的基礎(chǔ)上，升高20 50°C的溫度進行固溶熱處理，保溫時間均為10 60min，直至滿足恢復(fù)性能熱處理規(guī)范條件。
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的恢復(fù)老化的固溶強化鎳基高溫合金性能的熱處理方法，其特征是所述對老化的構(gòu)件進行恢復(fù)性能熱處理時，采用工裝夾具對構(gòu)件進行夾持，防止變形。
4.根據(jù)權(quán)利要求I所述的恢復(fù)老化的固溶強化鎳基高溫合金性能的熱處理方法，其特征是所述在進行固溶熱處理時，若老化的構(gòu)件存在不可拆卸的其他部件時，對老化的固溶強化鎳基高溫合 金部件進行局部加熱，以防止損傷不可拆卸的其他部件。
全文摘要
本發(fā)明屬于熱處理加工技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種主要用于航空發(fā)動機、燃汽輪機高溫部件維修領(lǐng)域的恢復(fù)老化的固溶強化鎳基高溫合金性能的熱處理方法。本發(fā)明是采用恢復(fù)性能熱處理技術(shù)來恢復(fù)老化的固溶強化鎳基高溫合金力學(xué)性能和焊接性能的，主要方法是在1000℃~1300℃溫度下對老化構(gòu)件進行固溶處理，回溶并控制過多的析出相，減少析出相在晶界、位錯處的連續(xù)析出，從而改善材料的塑性和高溫性能。本發(fā)明主要用于航空發(fā)動機、燃汽輪機高溫部件維修領(lǐng)域。
文檔編號C22F1/10GK102912269SQ20121041024
公開日2013年2月6日 申請日期2012年10月24日 優(yōu)先權(quán)日2012年10月24日
發(fā)明者張學(xué)軍, 李能, 劉文慧, 張文揚, 郭紹慶, 周標, 孫兵兵 申請人:中國航空工業(yè)集團公司北京航空材料研究院