粉末高温合金盘件 - 360文档中心

第三代粉末高温合金涡轮盘制备及应用技术研究

第三代粉末高温合金涡轮盘制备及应用技术研究嘿，朋友们！今天咱们来聊聊那个超酷的第三代粉末高温合金涡轮盘制备及应用技术。

这就像是在打造一个金属界的超级英雄啊！首先说说这个制备过程，粉末冶金法就像是一场魔法秀。

把各种金属粉末像挑选魔法材料一样精心准备，那些粉末就像是微小的金属精灵，等待着被组合成强大的力量。

通过压制、烧结等步骤，就像是把这些小精灵们组织起来，让它们手拉手形成一个坚固的联盟，也就是涡轮盘的雏形。

然后呢，热等静压技术加入进来，这简直是给这个联盟来了一场超级加固。

就好比是给这个初成型的涡轮盘穿上了一层钢铁铠甲，让它能够承受住巨大的压力。

这时候的涡轮盘就像一个打了激素的大力士，力量感满满。

再看看热挤压技术，这就像是在给涡轮盘做一场特殊的按摩。

把它挤压成更理想的形状，就好像把一块有点变形的橡皮泥捏成完美的形状一样。

这个过程中，涡轮盘就像是一个听话的孩子，在技术的“大手”下乖乖变成了我们想要的模样。

在热处理环节，那就像是给涡轮盘进行一场高温下的修炼。

把它放在高温环境里，就像把一个小菜鸟放在烈火中历练，经过这一番折腾，涡轮盘的性能就像开了挂一样直线上升。

说到应用，这第三代粉末高温合金涡轮盘在航空发动机里的应用，那可是相当于心脏起搏器对于病人一样重要。

没有它，航空发动机就像是没了灵魂的躯壳，只能干瞪眼。

在航天领域，它就像一个超级助推器。

火箭要是带上了它，就如同装上了超级风火轮，能够一飞冲天，速度快得像闪电一样。

在航海的船舶发动机里，这个涡轮盘就像是一个不知疲倦的大力水手，源源不断地输出动力，推动着船舶在大海里乘风破浪，仿佛大海就是它的游乐场。

它在发电领域的应用也不容小觑。

就像一个能量小宇宙，不断地把各种能量转化为电能，为我们的世界点亮光明，感觉它就是电力世界的小太阳。

而且啊，这种涡轮盘的制备技术还在不断进化，就像一个永远在升级的游戏角色。

每一次改进都像是给它增加了新的技能，让它在各个领域发挥出更强大的作用。

粉末高温合金盘的切削加工

预合金粉末每个颗粒就是一个 “ 显微钢锭” ，合金偏折只能在粉末颗粒细小范围内发生，能够提高粉末合金
１粉末高温合金盘国内外使用现状及趋势
涡轮盘是航空发动机的关键热端部件，随着军用和民用发动机的迅速发展和升级换代，涡轮前温度从１３００～１４００Ｋ已提高到１８５０～１９８８Ｋ，甚至更高，因此对发动机涡轮盘的要求越来越高，涡轮盘已由变
可以看出粉末高温合金盘的使用既是目前航空发动机
热端部件的明显需求，也是将来更为先进的航空发动机的潜在需要，应用前景十分广泛。
２粉末高温合金盘的特点及机械加工存在的
问题
２．１粉末高温合金盘的特点
（ＧｕｉｚｈｏｕＬｉｙａｎｇＡｅｒｏ－ｅｎｇｉｎｅｃｏｍｐａｎｙｏｆＡｖｉｃ，Ａｎｓｈｕｎ５６１１０２，ＣＨＮ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎａｎｄｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｔｅｎｄｅｎｃｙｏｆｐｏｗｄｅｒｓｕｐｅｒａｌｌｏｙｄｉｓｋｉｓｐｏｉｎｔｏｕｔｉｎｔｈｉｓｐａｐｅｒ．Ｃｏｍｐａ－ｒｉｎｇｗｉｔｈｔｈｅｃｕｔｔｉｎｇｐｒｏｃｅｓｓｏｆｄｉｓｋｓｍａｄｅｏｆｓｅｖｅｒａｌｍａｔｅｒｉａｌｓ，ｔｈｅｄｉｆｆｉｃｕｌｔｉｅｓｅｘｉｓｔｅｄｉｎｔｈｅｍａｎｕ￣ｃ — ｔｕｒｉｎｇａｎｄｃｕｔｔｉｎｇｐｒｏｃｅｓｓｏｆｐｏｗｄｅｒｓｕｐｅｒａｌｌｏｙｄｉｓｋａｒｅｉｎｄｉｃａｔｅｄ．Ｓｅｖｅｒａｌｍｅａｓｕｒｅｓａｒｅａｄｖａｎｃｅｄａｎｄｄｉｓｃｕｓｓｅｄｉｎｏｒｄｅｒｔｏｉｍｐｒｏｖｅｔｈｅｃｕｔｔｉｎｇｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙｏｆｐｏｗｄｅｒｓｕｐｅｒａｌｌｏｙｄｉｓｋ，ｉｎｃｌｕｄｉｎｇｔｈｅｃｕｔｔｉｎｇｐｒｏｃｅｓｓｏｆｔｙｐｉｃａｌｐｏｗｄｅｒｓｕｐｅｒａｌｌｏｙｄｉｓｋ，ｔｈｅｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓｏｆｃｕｔｔｅｒａｎｄｅｑｕｉｐｍｅｎｔｓｗｈｉｃｈａｒｅｕｓｅｄｔｏｔｈｅｃｕｔｔｉｎｇｐｒｏｃｅｓｓｏｆｐｏｗｄｅｒｓｕｐｅｒａｌｌｏｙｄｉｓｋＫｅｙｗｏｒｄｓ：ＰｏｗｄｅｒＭｅｔａｌｌｕｒｇｙＳｕｐｅｒＡｌｌｏｙＤｉｓｋ；ＨｉｇｈＥｆｆｉｃｉｅｎｃｙＣｕｔｔｉｎｇ；ＲｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓｏｆＣｕｔｔｅｒａｎｄＥｑｕｉｐｍｅｎｔｓ

FGH4097基沉淀强化型粉末冶金高温合金

FGH4097 基沉淀强化型粉末冶金高温合金 FGH4097 是镍基沉淀强化型粉末冶金高温合金，合金中γ＇相体积分数约为 60%，750℃以下长期使用。与同类铸或锻高温合金相比，该合金具有组织均匀、晶粒细小，及良好的拉伸和持久强度，以及抗疲劳和蠕变性能，同时具有优异的耐腐蚀和抗高温氧化性能，是高性能发动机涡轮盘、环形件及其他热端部件的关键材料。 FGH4097 数据由上海墨钜特殊钢提供，欢迎搜索上海墨钜了解更多 FGH4097 化学成分
元 C
素CrNi源自CoW Mo AlTi
Fe Nb Hf
质
量
分 0.02-0 8.00-1
余
数 .06
0.00
／
%
15.0016.50
≤ 4.80- 3.50- 4.85- 1.60-
0. 5.90 4.20 5.25 2.00
50
2.40- 0.1002.80 0.400
元
Zr
B
素
Ce
Mg
Mn Si
S
P
ON
-
质
量
≤
≤≤
≤
分 0.010- 0.006- 0.005- 0.002- ≤ ≤
0.
0.00 0.01
0.00 -
数 0.015 0.015 0.010 0.050 0.15 0.20
00
9
5
5
／
7
%
FGH4097 物理及力学性能
密度
熔点
8.26g/cm³
1290℃-1350℃
FGH4097 热处理制度制度Ⅰ：1200℃±10℃*8h/FC→(1150-1170)℃/AC+(800-900)℃*(25-40)h/AC；制度Ⅱ：1200℃±10℃*4h/AC+(950-650)℃*(3-20)h/AC(三级时效)。

粉末高温合金FGH95和FGH96的热机械疲劳性能

第６期
粉末高温合金ＦＨ５和ＦＨ６的热机械疲劳性能Ｇ９Ｇ９
ｌ０６０１０２０
９７
８００４Ｑ
．．
。。Ｏ。Ｏｌ
．
Ｏ０５．０Ｏ０１．０￡｜ｍｍｍＬｌＯＰＧＨ９Ｆ５。１Ｏ．％
６ｍｍ的热
采用机械应变控制方式分别进行了应变比Ｒ＝
一
１０３０（￣６０同相位热机械疲劳试验和反相．，５￣０ ℃ ｃ＝
位热机械疲劳试验。
试验过程中采集的波形分别如图１和图２所
示。从图１图２可以看出，验过程中的温度循和试环控制的非常理想。
）２ｌ
１０００・
８００６０．０４
，
ｂ４’ｏｏ０ｏ．８．ｄＩ
ｒ鼻碡－
，
‘ ．
ｅ（ｎ／ｍｍ／
ＩＰ，３０－０５－０℃ ，－６－ｓ＝１０．％
高强度低塑性的特点。当应变水平较高时（ｓ ≥ …
限温度的等温低循环疲劳寿命短，Ｇ９ＦＨ５合金就
存在此类现象。基于以上原因，于航空发动机对涡轮叶片和涡轮盘等关键部件只进行等温低周疲劳试验来进行的抗疲劳设计，存在不安全因素，不能够满足安全设计的要求。因此，有必要对既承受机械载荷又承受热载荷的材料进行模拟实际工况的热机械疲劳试验。目前，内外航空发动机的涡轮盘材料多为粉国末高温合金，同时对粉末高温合金的力学性能开展了广泛深入的研究，为粉末涡轮盘在航空发

双性能粉末高温合金涡轮盘的研究进展

第27卷　第4期2007年8月航　空　材　料　学　报JOURNAL OF AERONAUTI CA L MATER I ALSVol 127,No 14　August 2007双性能粉末高温合金涡轮盘的研究进展胡本芙,　田高峰,　贾成厂,　刘国权(北京科技大学材料科学与工程学院,北京100083)摘要:粉末高温合金由于在高温条件下表现出一系列优越的性能而成为制造高推重比航空发动机涡轮盘等热端部件的首选材料,特别是近年来对具有双晶粒组织的双性能涡轮盘不断深入的研究,使粉末高温合金应用前景更加乐观。

本文论述国内外双性能粉末高温合金涡轮盘的研究进展,重点分析在制备中面临的问题,并对国内研制双性能涡轮盘提出建议。

关键词:航空发动机;双性能涡轮盘;粉末高温合金;双重组织中图分类号:T F122 文献标识码:A 文章编号:100525053(2007)0420080205收稿日期622;修订日期223作者简介胡本芙(3—),男,教授,主要从事粉末高温合金的研究,(2)f @6。

涡轮盘是航空发动机热端的关键部件之一,通常在540～840℃工作,因而要求材料具有优良的力学性能和热加工性能,镍基粉末高温合金由于在高温下表现出一系列优异的性能,有效保证发动机的可靠性和耐久性,所以成为制造先进航空发动机高压涡轮盘等关键热端部件的首选材料[1,2]。

随着航空发动机推重比的提高,先进发动机涡轮前工作温度已高达1750℃左右,这需要合金材料具有较高的承温能力和性能稳定性。

航空发动机用涡轮盘,盘心部位(轮毂)工作温度低,但它相应的要受到涡轮轴的扭转作用,需要细晶组织以保证足够的拉伸强度和疲劳抗力;盘缘部位(轮缘)要承受的工作温度高(因为它接近高温气体通道),所以需要粗晶组织保证足够的持久、蠕变和抗疲劳裂纹扩展性能,这样就要求涡轮盘件的不同区域具有不同晶粒尺寸的显微组织,以获得相应的力学性能,双性能涡轮盘就是具有双晶粒组织(盘心细晶组织,盘缘粗晶组织)的新一代涡轮盘。

粉末高温合金的成分及生产工艺

粉末高温合金的成分及生产工艺各国研制成功的粉末高温合金有10余种，其中作用较广的有IN100，Rene’95，MERL76，Rene’88DT，зΠ741HΠ等。

它们都属于沉淀强化型镍基高温合金，化学成分见表15所示。

表15 几种国外粉末高温合金的化学成分FGH95是我国研制的第一个粉末高温合金，其成分相当于美国GE公司的R ene’95合金（表16），是一种高合金化的r′相沉淀强化型镍基高温合金，其r′体积含量为50%～55%，r′形成元素含量（原子）为28%。

它是当前650℃使用条件下强度水平最高的涡轮盘材料。

除用于高、低压涡轮盘外，也可用于压气机盘、涡轮轴、涡轮挡环、高温密封件等高温零件。

表16 FGH95粉末高温合金化学成分根据不同使用要求，对粉末高温合金可以采用HIP（热等静压）直接成形、HIP+模锻、HIP+等温锻和挤压+等温锻等不同工艺路线。

在我国没有大型挤压机和大型等温锻造机的条件下，曾选用HIP+包套模锻的成形工艺路线，模锻出φ420mm和φ630mm的全尺寸涡轮盘，盘件的性能基本达到了美国同类合金Rene’95技术条件的要求。

存在的问题是粉末中的陶瓷夹杂含量较高，致使材料性能不太稳定。

采用等离子旋转电极制粉设备制得粉末，其粉末质量大幅度提高。

φ420mmFGH95粉末高温合金涡轮盘的制造工艺流程如图24所示。

图24 粉末盘制造工艺流程（1）母合金熔炼用200kg真空感应炉冶炼，熔炼温度1550℃,真空度1.3×10-1Pa，浇注成φ80×1000mm的圆棒，处理后准备重熔喷粉。

（2）雾化制粉用65kg真空感应炉—氩气雾化装置将母合金重熔，熔液经漏嘴流下，用高压氩气将其雾化成粉末。

浇注温度为1520℃，氩气喷吹压力为1.6～1.8MPa。

（3）粉末处理粉末高温合金对粉末质量要求十分严格。

FGH95合金粉末在氩气保护下筛分，粒度为-150目。

粉末经静电分离法去除陶瓷夹杂。

发动机粉末合金高压涡轮盘断裂的原因

－
２．４２．０２．２１１．２
图８疲劳裂纹扩展区疲劳条带的ＳＥＭ形貌Ｆｉｇ．９ＳＥＭｍｏｒｐｈｏｌｏｇｙｏｆｆａｔｉｇｕｅｓｔｒｉａｔｉｏｎｓｉｎｔｈｅ
ｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｚｏｎｅｏｆｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋ
图１０远离裂纹源区的显微组织Ｆｉｇ．１０Ｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅｆａｒｆｒｏｍｃｒａｃｋｏｒｉｇｉｎｚｏｎｅ
Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｔｕｒｂｉｎｅｄｉｓｋ；ＦＧＨ４０９７ｐｏｗｄｅｒｓｕｐｅｒａｌｌｏｙ；ｉｎｃｌｕｓｉｏｎ；ｆｒａｃｔｕｒｅ
０引言
涡轮盘是发动机上最重要的核心热端部件之一，其在高温、高转速下工作，所承受的载荷复杂，工作环境严酷。随着高推重比、高功重比及高燃效发动机的发展，以粉末高温合金涡轮盘为代表的航空发动机热端部件的制造和应用得到了迅速发展。［１－２］粉末高温合金具有晶粒细小、组织均匀、无宏观偏析、合金化程度高、屈服强度高、疲劳性能好等优点，但其自身的三大缺陷 ——— 夹杂物、热诱导孔
图９疲劳裂纹瞬断区的ＳＥＭ形貌
Ｆｉｇ．９ＳＥＭｍｏｒｐｈｏｌｏｇｙｏｆｆｉｎａｌｆｒａｃｔｕｒｅｚｏｎｅｏｆｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋ · １１０ ·
（ｂ）侧视图图２涡轮盘断口的宏观形貌Ｆｉｇ．２Ｍａｃｒｏｇｒａｐｈｓｏｆｆｒａｃｔｕｒｅｏｆｔｕｒｂｉｎｅｄｉｓｋ：（ａ）ｖｅｒｔｉｃａｌｖｉｅｗａｎｄ（ｂ）ｓｉｄｅｖｉｅｗ

FGH96_粉末涡轮盘结构模拟件疲劳小裂纹扩展试验

第 50 卷第 2 期2024 年 4 月Vol. 50 No. 2Apr. 2024航空发动机AeroengineFGH96粉末涡轮盘结构模拟件疲劳小裂纹扩展试验赵作鹏1，胡绪腾2，3，郭秩维4，温卫东2，3（1.三江学院机械与电气工程学院，南京 210012； 2.南京航空航天大学能源与动力学院，3.航空发动机热环境与热结构工业和信息化部重点实验室：南京 210016；4.中国航发沈阳发动机研究所，沈阳 110015）摘要：为了分析涡轮盘轮缘榫槽等几何不连续部位对疲劳裂纹萌生及小裂纹扩展行为的影响，基于FGH96粉末盘实际构型设计结构特征模拟件，并对其在高温条件下开展自然萌生疲劳小裂纹扩展试验，通过疲劳中断试验和表面复型技术对榫槽和螺栓孔结构模拟件在500 ℃下的裂纹萌生和小裂纹扩展行为进行了观测和分析。

结果表明：2种结构模拟件缺口表面存在多裂纹萌生现象，随着应力水平的降低，裂纹萌生位置由表面晶界转变为近表面特定方向的晶面以及非金属夹杂物处；2种结构模拟件裂纹萌生寿命占比约为36%～73%，且随着应力水平的降低而提高，裂纹扩展至工程可检裂纹尺寸时的寿命占比约为82%～96%，应力水平对其影响相对较小；特征模拟件缺口附近高水平的塑性变形能够导致小裂纹扩展速率分段特征现象消失，并延缓裂纹扩展过程中的合并行为，延长裂纹扩展寿命。

关键词：FGH96合金；结构模拟件；疲劳小裂纹；裂纹萌生；裂纹扩展；涡轮盘中图分类号：V231.95文献标识码：A doi：10.13477/ki.aeroengine.2024.02.010Fatigue Small Crack Propagation Test of FGH96 Turbine Disc Structure Simulation SpecimenZHAO Zuo-peng1， HU Xu-teng2，3， GUO Zhi-wei4， WEN Wei-dong2，3（1. College of Mechanical and Electrical Engineering， Sanjiang University， Nanjing 210012， China；2. College of Energy and Power Engineering， Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，3. Key Laboratory of Aero-Engine Thermal Environment and Structure， Ministry of Industry and Information Technology：Nanjing 210016， China； 4. AECC Shenyang Engine Research Institute， Shenyang 110015， China）Abstract：In order to analyze the influence of geometric discontinuities (mortise and groove, etc.) of turbine disk rim on fatigue crack initiation and small crack propagation behavior, a structure characteristics simulation specimens were designed based on the actual configuration of an FGH96 powder disc, naturally-initiated small crack propagation tests of the specimens were carried out under high-temperature conditions. The fatigue crack initiation and small crack propagation behaviors of the mortise and groove and bolt-hole structure simulation specimens at 500℃ were observed and analyzed by fatigue interruption tests and surface replication techniques. The results show that there are multi-site crack initiation phenomena on the notch surface of the two structural simulation specimens. With the stress level decreases, the location of crack initiation changes from surface grain boundaries to near-surface specific crystallographic facets and non-metallic inclusions. The crack initiation life accounts for about 36% to 73% of the total predicted fatigue life for the two kinds of structure simulation specimens, and increases with the decrease of stress level. The crack initiation life is about 82% to 96% of the total predicted fatigue life when the crack propagates to the detectable size, and the influence of stress level is relatively small. High-level plastic deformation near the notch leads to the disappearance of the segmented characteristics in the small crack propagation rate, and delays coalescence behavior during crack propagation, extending the crack propagation life.Key words：FGH96 superalloy; simulation specimen; small fatigue crack; crack initiation; crack propagation; turbine disc0　引言FGH96是中国研制的第2代损伤容限型粉末冶金高温合金，是当前制造高推重比航空发动机涡轮盘等关键热端部件的首选材料[1]。

粉末高温合金研究进展

关键词：粉末高温合金；涡轮盘；制备Ｔ艺；双性能盘中图分类号：ＴＦ１２５；ＴＧ１３２．３２文献标识码：Ａ文章编号：１６７４—３９６２（２０１３）０ｌ一０００１—１１
ＤｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｉｎＰｏｗｄｅｒＭｅｔａｌｌｕｒｇｙＳｕｐｅｒａｌｌｏｙ
第３２卷
第１期
中国材料进展
ＭＡＴＥＲＩＡＬＳＣＨＩＮＡ
Ｖｏ１．３２Ｎｏ．１
２０１３年１月
Ｊａｎ．２０１３
粉末高温合金研究进展
张义文，刘建涛
（钢铁研究总院高温材料研究所，北京１０００８１）
ｌｏｙ，ｄｉｆｆｅｒｅｎｔｐｒｏｃｅｓｓｒｏｕｔｅｓｉｎｃｌｕｄｉｎｇｐｏｗｄｅｒａｔｏｍｉｚａｔｉｏｎ，ｐｏｗｄｅｒｃｏｎｓｏｌｉｄａｔｉｏｎａｎｄｄｉｓｃｆｏｒｍｉｎｇａｒｅｃｏｍｐａｒｅｄ，ｄｅｆｅｃｔｓａｎｄｃｏｒｒｅｓｐｏｎｄｉｎｇｃｏｎｔｒｏｌｌｉｎｇｍｅｔｈｏｄｓｉｎＰＭｓｕｐｅｒａｌｌｏｙａｒｅａｎａｌｙｚｅｄ．ＴｈｅｄｏｍｅｓｔｉｃｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆＰＭｓｕｐｅｒａｌｌｏｙｉｓａｌｓｏｓｕｍｍａｉｚｒｅｄ．ＰＭｓｕｐｅｒａｌｌｏｙａｐｐｌｉｅｄｆｏｒａｅｒｏｅｎｇｉｎｅｉｓｓｕｍｍａｒｉｚｅｄ．ＡｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｄｅｖｅｌｏｐｉｎｇｔｒｅｎｄｏｆＰＭｓｕｐｅｒａｌｌｏｙ，ｔｈｅｋｅｙｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓｓｕｃｈａｓｕｌｔｒａｉｎｆｅａｎｄｃｌｅａｎｐｏｗｄｅｒａｔｏｍｉｚａｔｉｏｎ，ｎｅａｒｎｅｔｓｈａｐｅｆｏｒｍｉｎｇｂｙＨＩＰ，ｄｕａｌｍｉｅｒｏｓｔｕｅｒｔｕｒｅｈｅａｔ

粉末冶金在燃气轮机涡轮盘中的应用

高性能粉末高温合金在涡轮轮盘中的应用涡轮盘是发动机重要的热端部件之一, 它在极为苛刻的条件下工作,船舶运行时承受着启动-停车循环中的机械应力和温差引起的热应力的叠加作用, 因而要求材料具有足够的力学性能和理化性能, 特别是在使用温度范围内要有尽可能高的低周循环疲劳和热疲劳性能, 这是确定涡轮盘工作寿命的关键因素。

粉末（镍基）高温合金由于具有无宏观偏析、晶粒细小、组织均匀和热加工性能好等优点,很快成为高推重比船舶发动机涡轮盘等关键热端部件的首选材料。

一．国内外发展情况俄罗斯粉末高温合金的研究始于60年代末,1978 年, 粉末高温合金涡轮盘正式在军用发动机上使用, 至今已有20多年。

而美国则在1971年由普·惠公司将铸造合金IN100制成合金粉末, 经挤压塑性等温锻工艺制成涡轮盘、压气机转子。

GE 公司还发展了高蠕变性能的AF115粉末合金, 与高拉伸强度的粉末相配合, 为制造双性能盘提供了有利条件。

在制造工艺方面,欧美国家采用的则是氢气雾化的制粉工艺, 以挤压和等温锻为主的成形工艺。

而俄罗斯在近几年也已建立了大气和真空条件下的等温锻装置, 开展了粉末高温合金等温锻和超塑性锻造的研究。

我国粉末盘的研制从80年代初开始, 重点仿制了高拉伸强度粉末合金, 进行了母合金熔炼, 氢气雾化制粉, 粉末处理, 等静压成形,等温锻, 热处理, 超声检验及表面强化等研究。

90 年代初从俄罗斯引进大型的用于工业化生产的等离子旋转电极制粉设备及盘件生产线, 进行了包套模锻盘的试验研制, 发现了存在的一些问题。

因此, 目前我国倾向于采用HIP等温锻或热模锻工艺路线。

80 年代以前, 粉末盘材料的研究主要追求高强度。

近年来, 随着设计结构完整性大纲的贯彻, 出现了适应损伤容限设计的第二代粉末盘材料。

这类材料的特点是裂纹扩展速率比传统粉末盘合金明显降低, 缺口扩展速率对环境的变化不敏感。

这样, 盘件的检修周期可以大大延长, 明显降低了运行费用。

粉末高温合金讲解

本国在涡轮盘材料和结构设计上与国外的差距依然很大。
为了满足国内发动机的迫切需求，应当在参照国外先进制备工艺的基础上，加大对大型先进设备的引进与投入，争
取实现跨越式发展，早日实现本国高性能粉末盘的工程化
应用。
•
参考文献
[1] 邹金文, 汪武祥. 粉末高温合金研究进展与应用[J]. 航空材料学报, 2007, 26(3): 244-250. [2] 国为民, 冯涤, 吴剑涛等. 镍基粉末高温合金冶金工艺的
下图是新型第三代粉末高温合金的热处理工艺曲线图。
图2 合金的热处理工艺曲线
粉末高温合金的发展前景
粉末高温合金的发展已经进行了近50年，在生产工艺逐渐趋予成熟的条件下，今后一系列性能更为优异的合金
也将被相继开发出来，今后具体发展方向可分为以下几个
方面[5]： (1)粉末制备
粉末的制备包括制粉和粉末处理。目前，主要制粉工艺
除此之外，粉末高温合金的固结成形工艺还有真空烧结、
压力烧结、金属注射成形(MIM)以及喷射成形(Osprey) 工艺。
热加工及热处理工艺粉末高温合金的锻造成型主要是与热等静压和热挤压相结合使用的，锻造变形主要可以消除PPB(原始颗粒边界)和
枝晶，还可以对夹杂起到破碎作用，由于在形变过程中晶粒
众所周知，高温合金的化学成分是非常复杂的。除杂
质元素外，一般都含有十几种合金元素。可根据它在合金中的基本作用归纳为六个主要方面：（1）形成面心立方元素：镍、铁、钴和锰构成高温合金的奥氏体基体γ。
（2）表面稳定元素：铬、铝、钛、钽。铬和铝主要提高
合金抗氧化能力，钛和钽有利于抗热腐蚀。
（3）固溶强化元素：钨、钼、铬、铌、钽和铝，溶解于 γ基体强化固溶体。（4）金属间化合物强化元素：铝、钛、铌、钽、鉿和钨形成金属间化合物Ni3Al、Ni3Nb、Ni3Ti等强化合金。

Inconel 625粉末盘热等静压近净成形过程模拟与验证

Inconel 625粉末盘热等静压近净成形过程模拟与验证陆恒;魏青松;薛鹏举;王基维;史玉升【期刊名称】《中国机械工程》【年(卷),期】2013(000)019【摘要】为一次性成形复杂结构的镍基高温合金涡轮盘零件，采用热等静压近净成形(NNS-HIP)方法，设计了随形和上下对称两种模具方案。

基于连续介质塑性理论，用有限元程序 MSC.Marc 实现了Inconel625粉末盘NNS-HIP过程的数值模拟，选取了较优方案进行试验。

模拟结果显示：薄壁软钢包套受压变形大，驱动粉末致密化，内部型芯基本不变形，达到了粉末盘内部复杂流道控形的目的；粉末体先膨胀后分段致密化，呈现非定向复杂流动规律。

试验结果表明：数值模拟预测的尺寸误差在3•57%以内，主要由加工和测量误差引起；低密度区的模拟密度值较实际结果低，主要是模拟忽略了粉末颗粒的移动和重排等微观行为所致；Inconel625压坯的拉伸强度高于 ASTM同质锻件标准，固溶处理后可以获得良好的塑性。

研究结果说明，通过数值模拟可以为 NNS-HIP 模具的结构设计提供参考。

【总页数】7页(P2675-2680,2686)【作者】陆恒;魏青松;薛鹏举;王基维;史玉升【作者单位】华中科技大学材料成形与模具技术国家重点实验室，武汉，430074;华中科技大学材料成形与模具技术国家重点实验室，武汉，430074;华中科技大学材料成形与模具技术国家重点实验室，武汉，430074;华中科技大学材料成形与模具技术国家重点实验室，武汉，430074;华中科技大学材料成形与模具技术国家重点实验室，武汉，430074【正文语种】中文【中图分类】TF124【相关文献】1.粉末钛合金热等静压近净成形技术及发展现状 [J], 阴中炜;孙彦波;张绪虎;王亮;徐桂华2.粉末冶金热等静压方法制造的近净成形Ti−45Al−7Nb−0.3W合金的组织及高温力学性能 [J], 李慧中;车逸轩;梁霄鹏;陶慧;张强;陈飞虎;韩硕;刘彬3.大尺寸薄壁Inconel 718环件粉末热等静压近净成形 [J], 吴杰;徐磊;崔潇潇;崔玉友;孙文儒;杨锐4.粉末冶金热等静压方法制造的近净成形Ti−45Al−7Nb−0.3W合金的组织及高温力学性能 [J], 李慧中;车逸轩;梁霄鹏;陶慧;张强;陈飞虎;韩硕;刘彬5.氧化铝粉末热等静压致密化过程模拟与验证 [J], 陈烨欣;刘凯;魏青松;贺文婷;史玉升因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

粉末高温合金的研究与发展

粉末高温合金主要用于制造航空发动机的涡轮盘、压气机盘、鼓筒轴、封严盘、封严环、导风轮以及涡轮盘高压挡板等高温承力转动部件。经过近四十年的发展 ,研制并应用了以 René95 为代表的第一代和以 René88D T 为代表的第二代粉末高温合金。目
前先进的航空发动机普遍采用了 IN100 、René95 、 L C Ast roloy 、M ERL76 、AP1 、U720 、ЭП741 НП、 RR1000 、René88D T 、N18 等粉末涡轮盘和压气机盘。英、法、德等国也将粉末盘用于先进的飞机发动机上。美国于 1997 年将双性能粉末盘用于第四代高性能发动机。此外 ,粉末盘还用于航天火箭发动机以及地面燃气、燃气涡轮动力装置。
第 6 期张义文 : 粉末高温合金的研究与发展
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合金。美国 P &WA 公司首先于 1972 年 ,采用氩气雾
化 (AA) 制粉 + 热挤压 ( HEX) + 等温锻造 ( ITF) 工艺 (称为 Gaterezing 工艺) 研制成功了 IN100 粉末高温合金 ,用作 F100 发动机的压气机盘和涡轮盘等 11 个部件 ,装在 F15 和 F16 飞机上。该公司又于 1976 年采用直接热等静压 (As2HIP) 工艺研制出了 L C Ast roloy (低碳 Ast roloy) 粉末涡轮盘 ,以取代原来的 Waspaloy 合金变形涡轮盘 , 1977 年用于 J T8D217R 和 TF230 发动机上。1979 年该公司又研制成功了 M ERL76 粉末涡轮盘 ,用于 J T9D 、J T10D ( PW2073) 等发动机 ,其中 J T9D217R 发动机于 1983 年装配在 B7472300 飞机上。美国 GEA E 公司于 1972 年采用 AA 制粉 + As2HIP 工艺研制成功了 René95 粉末涡轮盘 ,于 1973 年首先用于军用直升机的 T2700 发动机上 ,采用 As2HIP 工艺于 1978 年又完成了 F404 发动机的压气机盘、涡轮盘和鼓筒轴的研制 , 装配在 TF/ A218 飞机上 , 之后 As2 HIPRené95 粉末盘应用于 CF6280C2 、CFM56 和 F101 发动机上。1980 年一架装有 F404 发动机的 TF/ A218 飞机由于低压涡轮盘破裂失事后 , 对 René95 粉末盘的制造工艺进行了调整 ,采用 HIP + ITF 或 HEX + ITF 工艺 ,调整后的 René95 粉末盘用于 F404 、F101 和 F110 发动机上。T2700 发动机上的 René95 合金零件至今仍全部采用 As2HIP 工艺生产 ,使用中未出现任何问题。美国 Special Met2 als 公司研制的 U720 粉末盘也已在发动机上使用。

高温合金是什么

高温合金是什么高温合金是什么凡在应力及高温(一般指600~650摄氏度以上)同时作用下，具有长时间抗蠕变能力与高的持久强度和高的抗蚀性的金属材料，称为耐热合金或高温合金。

常用的有铁基合金、镍基合金、钴基合金，还有铬基合金、钼基合金及其他合金等。

高温合金是制造燃汽轮机、喷气式发动机等高温下工作零部件的重要材料。

高温合金是在高温严酷的机械应力和氧化、腐蚀环境下应用的一类合金。

随着科技事业的发展，高温合金逐渐形成六个较为完整的部分。

一、变形高温合金变形高温合金是指可以进行热、冷变形加工，工作温度范围-253,1320?，具有良好的力学性能和综合的强、韧性指标，具有较高的抗氧化、抗腐蚀性能的一类合金。

按其热处理工艺可分为固溶强化型合金和时效强化型合金。

1、固溶强化型合金使用温度范围为900,1300?，最高抗氧化温度达1320?。

例如GH128合金，室温拉伸强度为850MPa、屈服强度为350MPa;1000?拉伸强度为140MPa、延伸率为85%,1000?、30MPa应力的持久寿命为200小时、延伸率40%。

固溶合金一般用于制作航空、航天发动机燃烧室、机匣等部件。

2、时效强化型合金使用温度为-253,950?，一般用于制作航空、航天发动机的涡轮盘与叶片等结构件。

制作,700?,要求具有良好的高低温强度和抗疲劳性能。

例如:涡轮盘的合金工作温度为-253GH4169合金，在650?的最高屈服强度达1000MPa;制作叶片的合金温度可达950?，例如:GH220合金，950?的拉伸强度为490MPa，940?、200MPa的持久寿命大于40小时。

变形高温合金主要为航天、航空、核能、石油民用工业提供结构锻件、饼材、环件、棒材、板材、管材、带材和丝材。

二、铸造高温合金铸造高温合金是指可以或只能用铸造方法成型零件的一类高温合金。

其主要特点是:1. 具有更宽的成分范围由于可不必兼顾其变形加工性能，合金的设计可以集中考虑优化其使用性能。

新型高性能粉末高温合金的研究与发展

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新型高性能粉末高温合金的研究与发展
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新型高性能粉末高温合金的研究与发展
ＤｅｅｏｖｌｐｍｅｎＮｅＴｙｉｈｐｒｏｍａｃｎｔｉｗｐｅＨｇ — ｅｆｒｎｅ
ｍｅｈｉａｏｅｔｅｆｔｓｌｏｓｗｅｅｒｖｅｄｗｉｈｅｐｓｓ，ａｄｔｖｌｍｅｒｅｔｔｏｃａｎｃｌｐｒｐｒｉｓｏｈｅｅａｌｙｒｅｉｗｅｔｍｈａｉｎ ห้องสมุดไป่ตู้ｈｅｄｅｅｏｐｎｔｏｉｎａｉｎ
料口。经过近４Ｊ０年的发展，目前已经历第一代、第
二代和第三代的研制历程。图１三代的典型粉末高是温合金的研制历程。其中以第一代高强型Ｒｎ５和ｅ６９第二代损伤容限型Ｒｅ６８ＤＴ为代表的粉末高温合ｎ８金最为引人注目Ｌ４，三代所追求的性能指标是强２］第Ｉ度在第一代与第二代之间，纹扩展速率比第二代更裂低，且使用温度高于前两代。近年来，着热等静压、随
Ａｂｔａｔｓｒｃ：Ｐ／ｓｐｒｌｙｅｏｉｓ—ｈｉｅｍａｅｉｌｆｒｔｒｉｅｄｓｓｕｅｏｉｈｔｒｓ— ｉｈＭｕｅａｌｓｂｃｍｅｆｒｔｃｏｃｔｒａｏｕｂｎｉｋｓｄｆｒｈｇｈｕｔｗｅｇｔｏ
ｗａｒｓｎｏｄｖｌｐｎｉｈｐｒｏｍａｃＭｕｅａｌｙ．ｓｐｅｅｔｔｅｅｏｉｇｈｇ－ｅｆｒｎｅＰ／ｓｐｒｌｓｏＫｅｒｓＰＭｕｅａｌｙｈａｒａｍｅｔｔｒｉｅｄｓｔｒｓ— ｉｈａｉｙｗｏｄ：／ｓｐｒｌ；ｅｔｔｅｔｎ；ｕｂｎｉｋ；ｈｕｔｗｅｇｔｒｔｏｏ

矿产

矿产资源开发利用方案编写内容要求及审查大纲
矿产资源开发利用方案编写内容要求及《矿产资源开发利用方案》审查大纲一、概述
㈠矿区位置、隶属关系和企业性质。

如为改扩建矿山, 应说明矿山现状、
特点及存在的主要问题。

㈡编制依据
(1简述项目前期工作进展情况及与有关方面对项目的意向性协议情况。

(2 列出开发利用方案编制所依据的主要基础性资料的名称。

如经储量管理部门认定的矿区地质勘探报告、选矿试验报告、加工利用试验报告、工程地质初评资料、矿区水文资料和供水资料等。

对改、扩建矿山应有生产实际资料, 如矿山总平面现状图、矿床开拓系统图、采场现状图和主要采选设备清单等。

二、矿产品需求现状和预测
㈠该矿产在国内需求情况和市场供应情况
1、矿产品现状及加工利用趋向。

2、国内近、远期的需求量及主要销向预测。

㈡产品价格分析
1、国内矿产品价格现状。

2、矿产品价格稳定性及变化趋势。

三、矿产资源概况
㈠矿区总体概况
1、矿区总体规划情况。

2、矿区矿产资源概况。

3、该设计与矿区总体开发的关系。

㈡该设计项目的资源概况
1、矿床地质及构造特征。

2、矿床开采技术条件及水文地质条件。