GH是我国试制的铁基沉淀硬化型高温合金,相当于美系A高温合金。该材料在℃以下具有高的屈服强度和持久、蠕变强度,并具有较好的加工塑性和满意的焊接性能。在国内该合金已在航空领域获得较为广泛的应用,适合制造在℃以下长期工作的航空发动机高温承力部件,如涡轮盘、压气机盘、转子叶片和高温紧固件等。
用GH合金制造的航空发动机螺栓,其技术要求为:①室温抗拉强度≥MPa;②硬度27~35HRC;③应力断裂试验℃、加载MPa、保持23h不断;④晶粒度≥5级,不允许有粗细晶粒带存在。但是,技术要求没有提出高温强度指标和疲劳性能指标。在航空用GH螺栓的长期生产中,由于GH合金在冶炼过程中每个炉批次存在成分含量的波动,合金元素偏析,杂质数量、种类、大小、形状以及热变形工艺等因素的影响。按标准热处理制度热处理后,晶粒度和持久性能不能同时满足技术要求而报废的情况十分严重。
高温合金都是以γ奥氏体为基,从室温到高温都具有面心立方结构。因此,高温合金在热处理过程中,不能通过相的重结晶来细化晶粒。随着固溶温度的升高以及保温时间的延长,晶粒长大趋势越明显。为保证晶粒度,热处理工艺上通常在标准热处理制度规定的范围内选取较低的固溶保温温度和较短的固溶保温时间,但按标准时效制度时效后GH合金的持久性能不易保证。所以,在目前国产高温合金的冶炼水平下想要同时保证GH航空发动机螺栓类产品的晶粒度和持久性能,只能在时效制度上做调整。通过研究不同时效制度对GH航空发动机螺栓性能的影响,以获得GH航空发动机螺栓良好持久性能的最佳时效制度。
1试验材料与方法
1.1试验材料
本次试验原材料为真空感应、真空自耗电极重熔生产的GH国产高温合金规格5.3mm冷拉态棒材。其合金化学成分见表1,符合GJB—《航空用高温合金冷拉棒材规范》中的规定。
1.2试样尺寸
常温抗拉、高温抗拉、持久、疲劳试样采用螺纹规格为0.-32UNS-3A的十二角头螺栓,硬度与金相试样规格为5.3mm×12mm。螺栓头部采用热镦成型,试样结构见图1。
1.3试验方法及设备
为了与实际生产的条件一致,力学性能试样统一采用热镦成型。然后同炉℃×1h进行固溶处理,按不同时效制度进行时效,最后统一滚丝后进行各项试验检测。持久试验每炉挂3件,以首件断裂时间为持久时间;疲劳试验高载按抗拉强度的60%即MPa加载,低载按高载的10%即54MPa进行拉-拉疲劳检测。试验使用的设备有WZC-30型双室真空油淬炉、WZH-45型单室真空回火炉、N-型六角车床、J23-63B型热镦机床、CK型数控车床、CM型普通车床、H3-5型滚R机、PCB-14S-NC型数控无心磨床、RP24-E-CNC型进口滚丝机、HR-A型洛氏硬度测试机、CMT型常温(高温)拉伸试验机、R-G型疲劳试验机、GWT型持久试验机、ZXQ-5型金相试样自动压片机、MA型金相显微镜。GH合金的时效方案如表2所示。
2试验结果
2.1硬度
表3为不同时效制度后螺栓的硬度,由表3硬度试验数据可看出,经℃×24h时效后螺栓的硬度值最高,平均值为32.3HRC,相比标准时效制度平均提高2.1HRC。℃×16h时效后硬度稍高于标准时效制度,经℃×24h时效后螺栓的硬度最低,平均值28.2HRC。
2.2室温抗拉强度
表4为不同时效制度后的室温抗拉强度,由表4室温抗拉试验数据可看出,经℃×24h时效后室温抗拉值最高,平均值为MPa,相比标准时效制度平均提高48MPa。经℃×16h时效后室温抗拉强度稍高于标准时效制度,经℃×24h时效后室温抗拉强度最低,平均值为MPa。
2.3高温抗拉强度
表5为不同时效制度后螺栓的高温抗拉强度,由表5高温抗拉试验数据可看出,经℃×24h时效后高温抗拉值最高,平均值为MPa,相比标准时效制度平均提高37MPa。经℃×16h时效后高温抗拉强度稍高于标准时效制度.,经℃×24h时效后高温抗拉强度最低,平均值为MPa。
2.4持久性能
表6为不同时效制度后螺栓的持久数据,由表6持久试验数据可看出,经℃×24h时效后持久时间最长,高出标准时效制度27.74%。经℃×16h时效后持久时间稍高于标准时效制度。经℃×24h时效后持久时间最低,只有18.56h。
2.5疲劳性能
表7为不同时效制度后螺栓的疲劳数据,由表7疲劳试验数据可看出,经℃×24h时效后的疲劳性能最好,其平均值为.91万次。经℃×24h时效后疲劳性能最低,其平均值为40.44万次。与标准时效制度相比降低了47.23%,但仍远高于6.5万次。因此,经℃×24h时效后GH螺栓的使用是安全可靠的。
2.6显微组织
图2为不同时效制度后螺栓的显微组织,可以看出,4个时效制度后晶粒度均为7级。热处理工序决定晶粒度大小的因素为固溶温度和固溶保温时间。因此,要保证晶粒度合格,必须在标准规定的固溶温度和时间范围内选择最低的固溶温度和最短的固溶保温时间。由于时效后GH沉淀析出相的尺寸都处于纳米级别,所以在光学金相显微镜下是无法识别其形貌及数量。
3讨论与分析
图3为不同时效制度后螺栓的硬度和强度、持久时间和疲劳寿命。表3~表7以及图2、图3所示的结果表明,相比原定标准时效制度,经℃×24h时效后GH航空发动机螺栓的硬度和强度以及持久性能可显著提升。
高温合金沉淀强化机理有以下4种沉淀强化机制:①共格应变强化机制:γ′相是铁基和镍基高温合金的主要强化相,而其中很多高温合金中析出的γ′相和γ基体共格。尽管γ′与γ具有相同的面心立方结构,但是两者晶格常数不同,要产生共格应变。从而在γ′相周围要引起高的弹性应力场,阻碍位错运动。Gerold等对共格应变强化机制做了大量的研究。②Orowan绕过机制:在高温合金γ奥氏体基体内弥散分布的沉淀相颗粒,当这些颗粒比基体硬,强度比基体高,颗粒间距较大或者与基体没有共格关系时,运动位错不能切割这类质点。而只能通过绕过方式越过这些障碍物,留下大量位错环强化基体。③位错切割有序颗粒机制:当高温合金γ基体中沉淀相硬度较低,强度不高,且与基体γ共格,具有公共的滑移面。且伯氏矢量相差很小或基体中的全位错是沉淀相中的半位错时,运动位错以切割γ′相的形式通过障碍。这与Ham对其研究的结果是一致的。④位错攀移机制:当施加应力较低,不足以开动位错切割机制或Orowan绕过机制时,蠕变变形只能借助于位错以热激活攀移方式越过强化粒子。
沉淀强化机理总的来说就是位错与γ′相及硬化颗粒的交互作用使得基体得到强化。因此,沉淀强化相的数量是高温合金强化的根本保证,即使高温合金的成分相差较大,合金基体成分也不一样,制备工艺有的是铸造,有的是热加工变形,但是他们在室温的屈服强度均随高温合金中γ′相总量的增加而提高。同样,高温合金的持久强度也随γ′相体积分数的增加而增大。通常γ′相的体积分数随合金中加入的Al+Ti的含量而增加。另外,强化相γ′的尺寸和间距在高温合金强化中是一个非常重要的参数。对于较低γ′相含量(通常20%)的合金,共格应变强化是主要强化机制。γ′相尺寸愈大,愈有利于强度的提高,γ′相的适宜尺寸为10~50nm。对Orowan绕过和攀移机制则希望γ′相尺寸越小,因为在同一γ′相总量的情况下,γ′相之间的间距越小,强度就越高。而对位错切割机制则希望γ′相大一些,强度随颗粒增大而升高。另外,合金中有两种甚至多种尺寸的γ′相,对位错运动的阻碍作用更加强烈,可有效提高合金的强度及高温持久性能。
根据《工程材料实用手册》和《高温合金材料学》的介绍,GH属高Ti低Al合金,经原定标准热处理后在γ基体上有球状均匀弥散分布的Ni3(Ti,Al)型γ′相以及TiN、TiC,晶界有微量M3B2,晶界附近存在少量η相和L相,晶粒尺寸达6~7级。γ′相的溶解温度为~℃,开始析出温度在℃左右,~℃析出最多。原定标准热处理后γ′相数量约占合金质量的2%~3%,直径约为10~20nm。虽然原定标准时效温度是GH合金γ′相时效析出的峰值温度,相比之下℃时效后γ′相数量不及原定标准时效温度。但是℃时效后析出的γ′相的尺寸更小且弥散度更大,对位错的阻碍作用就越强烈。另外,℃时效保温结束后缓慢冷却到γ′相的开始析出温度℃这一区间,会继续析出不同尺寸且弥散度更高的γ′相,既增加了γ′相的数量,而且获得了多种尺寸的γ′相,从而引起硬度、强度和持久性能的显著提升。随着合金强度的升高,合金塑性降低,导致韧性降低,最终导致疲劳寿命的降低。所以经℃×24h时效后其硬度、强度和持久性能比标准时效制度更高,疲劳寿命有所降低,但是目前用GH合金制造的航空发动机螺栓产品,其技术条件并没有疲劳性能指标要求。
为了考核经℃×24h时效后GH发动机螺栓使用安全性,参照航空发动机螺栓产品疲劳寿命≥6.5万次的性能要求进行疲劳试验,其疲劳寿命平均值为40.44万次,远高于6.5万次。所以℃×24h时效制度完全可以保证GH航空发动机螺栓的使用安全。从提高航空发动机用GH螺栓产品的强度以及持久性能,并保证疲劳性能方面考虑,其最佳时效制度应为℃×24h。
4结论
1)相比GH合金原定标准时效制度℃×16h,采用℃×24h时效制度可大幅度提高合金的硬度、室温强度、高温强度,其持久断裂时间可提高20%以上。
2)采用最低固溶处理工艺参数以保证晶粒度合格的前提下,提高航空发动机GH合金持久性能的最佳时效制度为℃×24h,缓慢冷却。
3)GH合金经℃×24h时效后,疲劳寿命虽有所降低,但仍高达40.44万次,远高于航空发动机技术条件规定的6.5万次。所以,使用是安全可靠的。