高γ′镍基超级合金、其用途及制造涡轮发动机构件的方法技术

本发明专利技术涉及一种高γ′镍基超级合金、其用途以及通过焊接、3D增材制造、铸造和热成型制造涡轮发动机构件的方法，所述超级合金包含9.0‑10.5wt.％的Cr、16‑22wt.％的Co、1.0‑1.4wt％的Mo、5.0‑5.8wt％的W、2.0‑6.0wt％的Ta、1.0‑4.0wt％的Nb(Ta和Nb的总含量为3.0‑7.0wt％)、3.0‑6.5wt％的Al、0.2‑1.5wt.％的Hf、0.01‑0.2wt％的C、0‑1.0wt.％的Ge、0‑0.2wt.％的Y、0‑1.0wt％的Si、0‑0.015wt％的B、1.5‑3.5wt％的Re以及余量的镍和杂质。

【技术实现步骤摘要】
高γ′镍基超级合金、其用途及制造涡轮发动机构件的方法
本专利技术的高γ′镍基超级合金可以用于激光束(LBW)、等离子体(PAW)、微等离子体(MPW)、气体保护钨极电弧焊(GTAW)、电子束(EBW)焊接和3D增材制造，以及用于通过铸造和热成型来制造涡轮发动机构件和其它制品。
技术介绍
航空和工业涡轮发动机的大多数涡轮叶片由具有氧化和蠕变特性的独特组合的镍基高γ′超级合金制成。然而，尽管高γ′超级合金具有显著特性，但发动机构件常常由于涡轮发动机运转期间发生的蠕变和热机械疲劳开裂、氧化和热腐蚀损坏而需要各种焊接修复。不同的钴基Merl72(M72)、镍基René142(R142)和René80(R80)焊接材料自1980年代以来用于修复高压(HPT)和低压(LPT)涡轮叶片，参见A.Gontcharov等人，GT2018-75862，“AdvancedWeldingMaterialsandTechnologiesforRepairofTurbineEngineComponentsmanufacturedofHighGammaPrimeNickelBasedSuperalloys(用于修复由高γ′镍基超级合金制成的涡轮发动机构件的先进焊接材料和技术)”，ASMETurboExpo2018的会议记录：TurbineTechnicalConferenceandExposition，GT2018，2018年6月11-15日，挪威奥斯陆(进一步参见GT2018-75862)。钴基M72在温度≥1800°F时具有优异的可焊性、延展性和抗氧化性，但具有低蠕变特性，如在GT2018-75862和实施例1中所示，这导致HPT叶片过早失效和不定期的发动机拆解。对于大多数钴基合金和具有高钴含量的镍基超级合金来说，低蠕变特性是常见的。另一方面，由EarlW.Ross和KevinS.O’Hara在“Rene142：高强度、抗氧化DS涡轮翼型件合金”，Superalloys(超级合金)，1992年，第257-265页中公开的并基于根据US4,169,742的高γ′镍基超级合金(其由10-13wt.％的Co、3-10wt.％的Cr、0.5-2wt.％的Mo、3-7wt.％的W、0.5-10wt.％的Re、5-6wt.％的Al、5-7wt.％的Ta、0.5-2wt.％的Hf、0.01-0.15wt.％的C、0.005-0.05wt.％的B、0-0.1wt.％Zr和余量的镍组成)产生的高γ′镍基R142焊丝，其包含6.8wt.％Cr-12wt.％Co-1.5wt.％Mo-4.9wt.％W-6.4wt.％Ta-6.1wt.％-1.5wt.％Hf-2.8wt.％Re，具有优异的蠕变特性，但可焊性极差。使用R142对涡轮发动机构件进行有限的焊接修复仅在将发动机构件预热至高温的情况下进行，如DikranA.Barhanko等人在“DevelopmentofBladeTipRepairforSGT-700TurbineBladeStage1,WithOxidationResistantWeldAlloy(使用抗氧化焊接合金修复SGT-700涡轮叶片级1的叶片尖端的开发)”，ASMETurboExpo2018的会议记录：TurbomachineryTechnicalConferenceandExposition，GT2018，2018年6月11-15日，挪威奥斯陆和AlexandreGontcharov等人在前面引用的文章GT2018-75862中所证明的那样。然而，即使进行预热，R142焊缝也表现出较差的延展性和较高的微裂纹倾向，从而无法使用R142进行3D增材制造。具有根据US3,615,376的化学成分的镍基超级合金R80，其包含Ni-15％Cr-9.5％Co-5％Ti-4％W-4％Mo-3％Al-0.17％C，具有更好的可焊性但抗氧化性差，并且不能替代R142和M72。CN105492639、CA28004402、US4288247、US7014723、US8992669和US8992700中公开的Co含量提高至20-30％的镍基超级合金尽管焊接性可能更好，但由于在大于或等于1800°F的温度下的机械特性不足，因此也不能代替高γ′的R142超级合金。因此，在新的高抗氧化性、高强度和延展性的高γ′镍基超级合金的研发方面存在大量需求，所述高γ′镍基超级合金可以在环境温度下在单晶(SX)材料上产生无裂纹焊接，以用于涡轮发动机构件的修复和3D增材制造。
技术实现思路
我们已经发现包含下列重量百分比的元素的高γ′镍基超级合金：9.0％至10.5％的Cr，16％至22％的Co，1.0％至1.4％的Mo，5.0％至5.8％的W，2.0％至6.0％的Ta，1.0％至4.0％的Nb(Ta和Nb的总含量在3.0％至7.0％的范围内)，3.0％至6.5％的Al，0.2％至1.5％的Hf，0.01％至0.2％的C，0％至1.0％的Ge，0％至1.0％的Si，0％至0.2％的Y，0％至0.015％的B，1.5％至3.5％的Re以及余量的镍和杂质，在环境温度下具有优异的可焊性，具有良好的机械和氧化特性的组合，并且可以用于通过熔焊对涡轮发动机构件进行各种修复以及通过3D增材、铸造和热成型来制造涡轮发动机构件。高γ′镍基超级合金的另一个优选实施方案包含在0.9-1.1wt％范围内的锗和硅的总量。当前超级合金的优选实施方案选自焊丝、焊粉、等轴或定向固化的涡轮发动机构件、修复的涡轮发动机构件和通过热成型生产的制品。根据本专利技术的另一实施例，提供一种制造涡轮发动机构件的方法，其中所述方法包括使用本专利技术的高γ′镍基超级合金的步骤。本文中，“制造涡轮发动机构件”指的是从原材料制造和/或修复旧的发动机构件使得其能作为新的涡轮发动机构件使用。由具有优选的化学成分的本专利技术的超级合金制造的涡轮发动机构件和其它制品经受热处理，该热处理与R142超级合金的热处理不同，并且包括在2190°F至2290°F的温度范围内退火1-2小时，在1975°F至2050°F的温度范围内进行一次时效处理2-4小时，并且在1300°F至1500°F的温度范围内进行二次时效处理16-24小时，旨在通过导致γ′相的析出的时效处理来最大限度地提高所研发的超级合金的机械特性。通过铸造来制造涡轮发动机构件的优选实施方案包括在退火之前在2200-2290°F的温度、15-20KSI(102.6-136.8MPa)的压力下将锭热等静压处理2-6小时的附加步骤。根据另一优选实施方案制造涡轮发动机构件包括至少两个连续步骤：在2190°F至2290°F下将锭退火1-2小时，然后通过塑性变形5-80％而在1500°F至1800°F的温度范围内进行热成型，以及最终热处理——其包括涡轮发动机构件在1975-2050°F下一次时效处理2-4小时并在1300-1500°F下二次时效处理16-24小时。为了避免通过热成型制造的涡轮发动机构件的再结晶，这些涡轮发动机构件的工作温度被选择本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种高γ′镍基超级合金，所述高γ′镍基超级合金包含下列重量百分比的元素：/n-9.0％至10.5％的铬，/n-16％至22％的钴，/n-1.0％至1.4％的钼，/n-5.0％至5.8％的钨，/n-2.0％至6.0％的钽，/n-1.0％至4.0％的铌，/n-钽和铌的总含量为3.0-7.0％，/n-3.0％至6.5％的铝，/n-0.2％至1.5％的铪，/n-0至1.0％的锗，/n-0至0.2％的钇，/n-0至1.0％的硅，/n-0至0.015％的硼，/n-0.01％至0.2％的碳，/n-1.5％至3.5％的铼，和/n-余量的镍和杂质。/n

【技术特征摘要】
1.一种高γ′镍基超级合金，所述高γ′镍基超级合金包含下列重量百分比的元素：
-9.0％至10.5％的铬，
-16％至22％的钴，
-1.0％至1.4％的钼，
-5.0％至5.8％的钨，
-2.0％至6.0％的钽，
-1.0％至4.0％的铌，
-钽和铌的总含量为3.0-7.0％，
-3.0％至6.5％的铝，
-0.2％至1.5％的铪，
-0至1.0％的锗，
-0至0.2％的钇，
-0至1.0％的硅，
-0至0.015％的硼，
-0.01％至0.2％的碳，
-1.5％至3.5％的铼，和
-余量的镍和杂质。


2.根据权利要求1所述的高γ′镍基超级合金，其中锗和硅的总含量为0.9-1.1wt％。


3.根据权利要求1或2所述的高γ′镍基超级合金用作焊丝、焊接粉末或涡轮发动机构件的用途。


4.一种制造涡轮发动机构件的方法，其中，所述方法包括使用根据权利要求1或2所述的高γ′镍基超级合金的步骤。


5.根据权利要求4所述的制造涡轮发动机构件的方法，其中所述方法包括选自以下步骤的步骤：
a)铸造，
b)在2190-2290°F下退火1-2小时，
c)通过在1500-1800°F下塑性变形的热成型，
d)在1975-2050°F下一次时效处理2-4小时，和
e)在1300-1500°F下二次时效处理16-24小时。


6.根据权利要求5所述的制造涡轮发动机构件的方法，其中，所述方法包括选自以下的热处理：在2190°F至2290°F的温度范围内退火1-2小时、在1975°F至2050°F的温度范围内一次时效处理2-4小时和在1300°F至1500°F的温度范围内二次时效处理16-24小时。


7.根据权利要求5所述的制造涡轮发动机构件的方法，其中，在1500-1800°F的温度下热成型步骤之前，包括附加步骤：在2200-2290°F的温度、15-20KSI的压力下将锭进行热等静压处理2-6小时。


8.根据权利要求5所述的制造涡轮发动机构件的方法，其中，所述方法包括通过塑性变形5-80％来热成型。


9.根据权利要求5所述的制造涡轮发动机构件的方法，其中，所述一次时效处理的温度被选择为高于所述涡轮发动机构件的工作温度。


10.根据权利要求4所述的制造涡轮发动机构件的方法，其中，所述方法，...

【专利技术属性】
技术研发人员：A·B·冈查洛夫，J·利宝地，P·劳登，
申请(专利权)人：利宝地工程有限公司，
类型：发明
国别省市：加拿大;CA