GH2909合金是先进航空发动机实现间隙控制技术的重要工程材料,主要用于制造第四代发动机的涡轮中层机匣、承力环和蜂窝支撑环等间隙控制零件,以减少漏气损失、提高效率、降低耗油率。GH2909是在GH2907合金基础上提高了Si含量,调整了热处理工艺而发展起来的。GH2909是Fe-Ni-Co基时效硬化新型低膨胀高温合金,在650℃以下具有高的强度和塑性、低的热膨胀系数、几乎恒定的弹性模量以及良好的抗氧化和冷热疲劳等综合力学性能,可减少转动部件与静止部件之间的间隙,实现间隙控制,节约能源,降低消耗,提高发动机推力,是航空和航天发动机用的理想高温合金材料,因而在飞机发动机中得到了广泛应用。
多年来由于锻造设备条件的限制:仅有2000吨快锻压机,因而大规格高温合金锻棒生产是某公司高温合金发展的短板。GH2909合金大规格棒材的主要问题是:(1)组织粗大、不均匀,进而导致超声波探伤杂波高,甚至底波衰减严重;(2)性能检测数据波动大。随着锻造设备条件的改善:4500吨快锻压机和1800吨精锻机的投产,并为改善和提高GH2909合金大规格锻材质量,开展了锻造工艺对GH2909合金大规格棒材组织与性能的影响研究。
GH2909合金冶炼工艺路线为真空感应+真空电弧重熔,将Φ440mm电极真空电弧重熔成Φ508mm钢锭,钢锭经均匀化热处理后,锻造生产大规格高温合金锻材。
开坯锻造采用逐级降温大变形锻造工艺,每火次变形量均在30%以上;末火锻造加热温度:1000℃;大部分变形温度:≤955℃,终锻温度:≥870℃;并分别采用三种锻造方法:(1)2000吨快锻压机整支钢锭直接拔长+中切分段+分别一火锻造成材;(2)整支钢锭4500吨快锻压机两镦两拔+中切分段+分别一火1800吨精锻机成材;(3)4500吨快锻压机整支拔长+两端打钳口+中切分段+采用漏盘分别两镦两拔+1800吨一火精锻机成材;然后,在棒材上分别取中心、1/2R和边缘组织和横向性能试样,采用光学显微镜观察显微组织和检测力学性能,成品车光后超声波探伤检测。试验结果表明:
(1)2000吨快锻压机设备吨位局限明显。
(2)方法2锻后棒材横截面上中心、1/2R存在少量混晶组织,边缘晶粒达到8级,组织均匀细小。
(3)方法3锻后棒材横截面上中心、1/2R、边缘组织均匀,各部位晶粒较为一致,晶粒度在6级左右。方法3比方法1室温拉伸屈服强度和抗拉强度均增加70MPa以上,室温拉伸塑性也增加明显,达3%以上;高温拉伸屈服强度和抗拉强度均增加20MPa以上,高温拉伸塑性有所降低;持久寿命降低,持久塑性相当。方法3与方法2各项性能检测结果相当。
因此,方法3,即采用4500吨压机整支拔长+两端打钳口+中切分段+采用漏盘分别两镦两拔+1800吨一火精锻机成材,可使GH2909合金大规格棒材组织均匀细小,获得满足标准指标要求的良好的综合性能。
2022-05-11760℃高温材料发展过程从20世纪30年代后期起,英、德、美等国就开始研究高温合金。第二次世界大战期间,为了满足新型航空发动e79fa5e98193e59b9ee7ad9431333361303032机的需要,高温合金的研究和使用进入了蓬勃发展时期。40年代初,英国首先在80Ni-20Cr合金中加入少量铝和钛,形成γ‘相(gamma prime)以进行强化,研制成第一种具有较高的高温强度的镍基合金。同一时期,美国为了适应活塞式航空发动机用涡轮增压器发展的需要,开始用Vitallium钴基合金制作叶片。
此外,美国还研制出Inconel镍基合金,用以制作喷气发动机的燃烧室。以后,冶金学家为进一步提高合金的高温强度,在镍基合金中加入钨、钼、钴等元素,增加铝、钛含量,研制出一系列牌号的合金,如英国的“Nimonic”,美国的“Mar-M”和“IN”等;在钴基合金中,加入镍、钨等元素,发展出多种高温合金,如X-45、HA-188、FSX-414等。由于钴资源缺乏,钴基高温合金发展受到限制。
40年代,铁基高温合金也得到了发展,50年代出现A-286和Incoloy901等牌号,但因高温稳定性较差,从60年代以来发展较慢。苏联于1950年前后开始生产“ЭИ”牌号的镍基高温合金,后来生产“ЭП”系列变形高温合金和ЖС系列铸造高温合金。中国从1956年开始试制高温合金,逐渐形成“GH”系列的变形高温合金和“K”系列的铸造高温合金。70年代美国还采用新的生产工艺制造出定向结晶叶片和粉末冶金涡轮盘,研制出单晶叶片等高温合金部件,以适应航空发动机涡轮进口温度不断提高的需要。