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1、(10)申请公布号 CN 102912269 A (43)申请公布日 2013.02.06 C N 1 0 2 9 1 2 2 6 9 A *CN102912269A* (21)申请号 201210410243.3 (22)申请日 2012.10.24 C22F 1/10(2006.01) (71)申请人中国航空工业集团公司北京航空材 料研究院 地址 100095 北京市海淀区81信箱 (72)发明人张学军 李能 刘文慧 张文扬 郭绍庆 周标 孙兵兵 (74)专利代理机构中国航空专利中心 11008 代理人李建英 (54) 发明名称 恢复老化的固溶强化镍基高温合金性能的热 处理方法 (57) 。
2、摘要 本发明属于热处理加工技术领域，涉及一种 主要用于航空发动机、燃汽轮机高温部件维修领 域的恢复老化的固溶强化镍基高温合金性能的热 处理方法。本发明是采用恢复性能热处理技术来 恢复老化的固溶强化镍基高温合金力学性能和焊 接性能的，主要方法是在10001300温度下 对老化构件进行固溶处理，回溶并控制过多的析 出相，减少析出相在晶界、位错处的连续析出，从 而改善材料的塑性和高温性能。本发明主要用于 航空发动机、燃汽轮机高温部件维修领域。 (51)Int.Cl. 权利要求书2页 说明书5页 附图1页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书 2 页 说明书 5 页 。
3、附图 1 页 1/2页 2 1.恢复老化的固溶强化镍基高温合金性能的热处理方法，其特征是： 在老化的构件上切取金相试样，用扫描电镜观察金相试样的组织特征，记录金相试 样的晶粒度、析出相形态和分布；析出相表现为：原始晶界碳化物呈连续带状分布，二次晶 界碳化物呈链状分布或带状分布，晶粒内部碳化物弥散分布； 金相试样在10001300区间内进行固溶热处理，保温时间为1060min，空冷； 采用扫描电镜观察经过固溶处理的试样，确定试样碳化物析出情况，与原始状态试 样进行对比，确定方法是如下之一： A）、在同一固溶处理制度下，经过恢复性能热处理后， a弥散分布的碳化物相平均尺度减少30以上，或者数量减少。
4、30%以上； b位错、孪晶形成的二次晶界上，原始呈链状析出相消失，呈带状析出相不再连续； d晶粒度等级降低不超过1级； B）、在同一固溶处理制度下，经过恢复性能热处理后， a弥散分布的碳化物相平均尺度减少30以上，或者数量减少30%以上； c原始晶界带状析出相有50%以上转变为链状析出相，原始链状析出相50%以上消失； d晶粒度等级降低不超过1级； C）、在同一固溶处理制度下，经过恢复性能热处理后， b位错、孪晶形成的二次晶界上，原始呈链状析出相消失，呈带状析出相不再连续； c原始晶界带状析出相有50%以上转变为链状析出相，原始链状析出相50%以上消失； d晶粒度等级降低不超过1级； D）、在。
5、同一固溶处理制度下，经过恢复性能热处理后， a弥散分布的碳化物相平均尺度减少30以上，或者数量减少30%以上； b位错、孪晶形成的二次晶界上，原始呈链状析出相消失，呈带状析出相不再连续； c原始晶界带状析出相有50%以上转变为链状析出相，原始链状析出相50%以上消失； d晶粒度等级降低不超过1级； 即可作为恢复性能热处理规范； 根据以上步骤中所确定的规范对相应的老化的构件进行恢复性能热处理。 2.根据权利要求1所述的恢复老化的固溶强化镍基高温合金性能的热处理方法，其 特征是：所述在对老化的构件的金相试样进行固溶热处理时，按照老化的构件的材料牌号 的固溶温度选取固溶热处理制度，当进行固溶热处理后。
6、，金相试样没有满足恢复性能热处 理后条件时，换取一个新的金相试样，在前一个金相试样的固溶热处理温度的基础上，升高 2050的温度进行固溶热处理，保温时间均为1060min，然后进行扫描电镜观察，与原 始状态试样进行对比，若仍不满足恢复性能热处理后条件，再次换取一个新的金相试样，在 前一个金相试样的固溶热处理温度的基础上，升高2050的温度进行固溶热处理，保温 时间均为1060min，直至满足恢复性能热处理规范条件。 3.根据权利要求1所述的恢复老化的固溶强化镍基高温合金性能的热处理方法，其 特征是：所述对老化的构件进行恢复性能热处理时，采用工装夹具对构件进行夹持，防止变 形。 4.根据权利要求。
7、1所述的恢复老化的固溶强化镍基高温合金性能的热处理方法，其特 征是：所述在进行固溶热处理时，若老化的构件存在不可拆卸的其他部件时，对老化的固溶 权 利 要 求 书CN 102912269 A 2/2页 3 强化镍基高温合金部件进行局部加热，以防止损伤不可拆卸的其他部件。 权 利 要 求 书CN 102912269 A 1/5页 4 恢复老化的固溶强化镍基高温合金性能的热处理方法 技术领域 0001 本发明属于热处理加工技术领域，涉及一种主要用于航空发动机、燃汽轮机高温 部件维修领域的恢复老化的固溶强化镍基高温合金性能的热处理方法。 背景技术 0002 航空发动机、燃汽轮机的涡轮、燃烧室、压气机。
8、高温部位的一些部件（如机匣、火焰 筒、封严块等）采用固溶强化镍基高温合金锻造或铸造而成。发动机工作一个翻修周期后， 这些构件经常出现超过标准规定的裂纹、局部磨损和烧蚀等故障，需要采用熔化焊方法修 复缺陷。由于固溶强化镍基高温合金在较高温度下长期工作会出现老化现象，补焊后的构 件装机使用后，较短时间内在焊缝热影响区甚至是远离热影响区的区域继续出现裂纹，不 能满足一个翻修周期要求。工作时间达到一个翻修周期的构件，即可称为老化的构件。 0003 固溶强化镍基高温合金在高温下长期工作存在老化现象，主要原因是过多的碳化 物在晶界和晶内大量析出，导致材料塑性下降，同时高温拉伸和高温持久性能也随之降低。 图。
9、1是某发动机高温部件经一个翻修周期后的组织，材料为GH3044。在晶界、晶内析出了大 量的富Cr、W白色块状相，主要是M 26 C 6 、MC碳化物。碳化物是GH3044合金的主要强化相，但 析出相过多反而会导致GH3044合金力学性能下降。老化的GH3044合金，800、108MPa拉 伸应力下，持续时间由原来的100小时以上可下降到29小时以下；800拉伸强度可下降到 原来的90以下。特别在晶界处形成的带状析出、在位错处形成的链状析出、在孪晶处成的 链状析出，对性能影响更加显著。修复后的构件即便消除了宏观缺陷，由于材料老化状态并 没有得到改善，如果构件工作时承受较大应力，服役后在其他部位很。
10、快会再次出现裂纹。 0004 根据发动机设计，这类高温静止部件的寿命一般与发动机同寿命，部件出现裂纹、 磨损、烧蚀等故障后，一般采用焊接方法消除。由于材料老化而导致的裂纹超过规定尺寸 的、或者导致的不可焊的、或者修复后不能满足一个翻修周期的构件，则报废。目前国内外 还没有其他方法挽救这些报废的部件。 发明内容 0005 本发明目的是恢复老化的固溶强化镍基高温合金力学性能和焊接性能，使之能采 用熔焊方法补焊，并且使修复后构件的寿命满足一个翻修周期的要求。 0006 本发明技术方案是： 0007 在老化的构件上切取金相试样，用扫描电镜观察金相试样的组织特征，记录金 相试样的晶粒度、析出相形态和分布。
11、；析出相表现为：原始晶界碳化物呈连续带状分布，二 次晶界碳化物呈链状分布或带状分布，晶粒内部碳化物弥散分布； 0008 金相试样在10001300区间内进行固溶热处理，保温时间为1060min，空 冷； 0009 采用扫描电镜观察经过固溶处理的试样，确定试样碳化物析出情况，与原始状 态试样进行对比，确定方法是如下之一： 说 明 书CN 102912269 A 2/5页 5 0010 A在同一固溶处理制度下，经过恢复性能热处理后， 0011 a弥散分布的碳化物相平均尺度减少30以上，或者数量减少30%以上； 0012 b位错、孪晶形成的二次晶界上，原始呈链状析出相消失，呈带状析出相不再连 续； 。
12、0013 d晶粒度等级降低不超过1级； 0014 B在同一固溶处理制度下，经过恢复性能热处理后， 0015 a弥散分布的碳化物相平均尺度减少30以上，或者数量减少30%以上； 0016 c原始晶界带状析出相有50%以上转变为链状析出相，原始链状析出相50%以上消 失； 0017 d晶粒度等级降低不超过1级； 0018 C在同一固溶处理制度下，经过恢复性能热处理后， 0019 b位错、孪晶形成的二次晶界上，原始呈链状析出相消失，呈带状析出相不再连 续； 0020 c原始晶界带状析出相有50%以上转变为链状析出相，原始链状析出相50%以上消 失； 0021 d晶粒度等级降低不超过1级； 0022 。
13、D在同一固溶处理制度下，经过恢复性能热处理后， 0023 a弥散分布的碳化物相平均尺度减少30以上，或者数量减少30%以上； 0024 b位错、孪晶形成的二次晶界上，原始呈链状析出相消失，呈带状析出相不再连 续； 0025 c原始晶界带状析出相有50%以上转变为链状析出相，原始链状析出相50%以上消 失； 0026 d晶粒度等级降低不超过1级； 0027 即可作为恢复性能热处理规范； 0028 根据以上步骤中所确定的规范对相应的老化的构件进行恢复性能热处理。 0029 所述在对老化的构件的金相试样进行固溶热处理时，按照老化的构件的材料牌号 的固溶温度选取固溶热处理制度，当进行固溶热处理后，金相。
14、试样没有满足恢复性能热处 理后条件时，换取一个新的金相试样，在前一个金相试样的固溶热处理温度的基础上，升高 2050的温度进行固溶热处理，保温时间均为1060min，然后进行扫描电镜观察，与原 始状态试样进行对比，若仍不满足恢复性能热处理后条件，再次换取一个新的金相试样，在 前一个金相试样的固溶热处理温度的基础上，升高2050的温度进行固溶热处理，保温 时间均为1060min，直至满足恢复性能热处理规范条件。 0030 所述对老化的构件进行恢复性能热处理时，采用工装夹具对构件进行夹持，防止 变形。 0031 所述在进行固溶热处理时，若老化的构件存在不可拆卸的其他部件时，对老化的 固溶强化镍基高。
15、温合金部件进行局部加热，以防止损伤不可拆卸的其他部件。 0032 本发明的优点是 0033 本发明是采用恢复性能热处理技术来恢复老化的固溶强化镍基高温合金力学性 能和焊接性能的，主要方法是在一定温度下对老化构件进行固溶处理，使过多的析出相回 说 明 书CN 102912269 A 3/5页 6 溶，减少析出相在晶界、位错处的连续析出，从而改善材料的塑性和高温性能。本发明主要 用于航空发动机、燃汽轮机高温部件维修领域。 0034 MC、M 26 C 6 等碳化物是固溶强化镍基高温合金的主要强化相，但过多的碳化物析出 会使合金力学性能下降。碳化物在晶粒内部和晶界都会析出，在晶内呈弥散析出，在晶界呈。
16、 带状析出，在位错、孪晶等处呈链状析出。固溶强化镍基高温合金碳化物析出温度一般为 700900，回溶温度一般大于1000，随着温度提高，碳化物回溶数量增加，超过1250 时多数合金中的碳化物全部回溶。 0035 基于这一规律，本发明是通过对老化构件进行恢复性能热处理，使合金中碳化物 部分回溶，提高材料塑性，改善合金高温性能，从而提高构件焊接性能，延长部件工作寿命。 0036 本发明优点是通过恢复性能热处理，使因老化导致的不可焊构件能够进行熔焊补 焊，构件高温力学性能得到恢复，延缓再次开裂的时间，满足翻修周期要求，使报废部件能 够继续使用，降低发动机维修成本。工艺过程相对简单，不消耗贵重材料，工。
17、艺实施成本低。 本发明适用于多种牌号固溶强化镍基高温合金，可用于发动机的燃烧室机匣、火焰筒、涡轮 机匣、封严块等高温部件，应用范围较广。 附图说明 0037 图1是固溶强化镍基高温合金老化后的金相组织； 0038 图2是经过本发明恢复性能热处理之后的金相组织。 具体实施方式 0039 根据部件在航空发动机、燃汽轮机上的安装部位，确认部件承受的最高工作温度、 冷热疲劳情况、燃气腐蚀情况、载荷性质，确认部件材料成分、制造工艺、结构组成，明确部 件已经处于老化状态，确定部件是固溶强化镍基高温合金材质，实施以下具体步骤： 0040 在老化的构件上切取金相试样，采用扫描电镜观察同一部位23个截面的组织 。
18、特征，记录晶粒度、析出相形态和分布。析出相典型表现为：原始晶界碳化物呈连续带状分 布，二次晶界碳化物呈链状分布或带状分布，晶粒内部碳化物弥散分布。 0041 在上述区域再切取若干金相试样，金相试样在10001300区间内以20 50的温度间隔进行固溶热处理，保温时间均为1060min，热处理设备采用空气电阻炉 或真空炉加热，空冷； 0042 采用扫描电镜观察经不同温度固溶处理的试样，确定试样碳化物析出情况，与 原始状态试样进行对比，根据碳化物回溶情况确定恢复性能热处理工艺，确定方法是： 0043 在某一固溶处理规范下： 0044 a弥散分布的碳化物相平均尺度减少30以上，或者数量减少30%以上。
19、； 0045 b位错、孪晶形成的二次晶界上，原始呈链状析出相消失，呈带状析出相不再连 续； 0046 c原始晶界带状析出相有50%以上转变为链状析出相，原始链状析出相50%以上消 失； 0047 d经过恢复性能热处理后，晶粒度等级降低不超过1级。 0048 a、b、c中满足两项同时满足d项，即可作为恢复性能热处理规范。 说 明 书CN 102912269 A 4/5页 7 0049 根据以上步骤中所确定的规范对相应的构件进行恢复性能热处理。 0050 实施例1 0051 某发动机涡轮机匣导向叶片安装凸台恢复性能热处理 0052 （1）涡轮机匣工作状态确认 0053 某发动涡轮机匣安装凸台采用G。
20、H3044轧制而成。当工作到750以后翻修时，在 凸台边缘由外向内垂直凸台出现15条裂纹，设计规定裂纹长度不得超过25mm，少数裂纹 贯穿整个凸台，远远大于25mm。在这种状态下采用钨极氩弧焊补焊后，机匣一般工作30小 时后在非补焊区域继续出现超标裂纹，带来安全隐患。 0054 （2）切取试样和热处理 0055 在安装凸台上以相同方向切取2块金相试样，其中一块保持原始状态，另一块以 下规范在电阻炉中热处理： 0056 120010min，AC 0057 （3）原始状态和不同热处理下组织分析 0058 采用扫描电镜进行组织分析，对比热处理制度下以及原始状态下的组织状态，确 认恢复性能热处理制度。。
21、图1和图2所示，分别为原始状态和热处理状态析出相回溶对比： 弥散分布的碳化物相数量均减少50%以上；位错、孪晶形成的二次晶界上，原始呈链状析出 相全部消失；晶粒尺寸无明显变化。 0059 （4）通过组织状态对比，涡轮机匣安装凸台采用120010min，AC规范进行恢复 性能热处理。处理后的机匣再进行裂纹补焊，机匣使用过程中再次出现裂纹情况，与新机匣 相当。 0060 实施例2 0061 某发动机燃烧室壳体恢复性能热处理 0062 （1）燃烧室壳体工作状态确认 0063 某发动燃烧室壳体采用GH3128轧制而成。当工作到750以后翻修时，在壳体 边缘由外向内垂直出现15条裂纹，设计规定裂纹长度不。
22、得超过20mm，少数裂纹远远大于 20mm。在这种状态下采用钨极氩弧焊补焊后，一般工作50小时后在非补焊区域继续出现超 标裂纹，带来安全隐患。 0064 （2）切取试样和热处理 0065 在壳体上以相同方向切取2块金相试样，其中一块保持原始状态，另一块按以下 规范在电阻炉中热处理： 0066 110010min，AC 0067 （3）原始状态和不同热处理下组织分析 0068 采用扫描电镜进行组织分析，对比热处理制度下以及原始状态下的组织状态，发 现热处理与原始状态相比，碳化物的回溶未达到要求。按步骤2要求再切取1块金相试样， 按规范：115010min，AC在电阻炉中热处理，按步骤3要求进行组。
23、织分析，发现新的热处 理状态下，碳化物的回溶达到要求。 0069 （4）通过组织状态对比，燃烧室壳体采用115010min，AC规范进行恢复性能热 处理。处理后的壳体再进行裂纹补焊，壳体使用过程中再次出现裂纹情况，与新构件相当。 0070 3.某发动机燃烧室火焰筒恢复性能热处理 说 明 书CN 102912269 A 5/5页 8 0071 （1）燃烧室火焰筒工作状态确认 0072 某发动燃烧室火焰筒采用GH3536轧制而成。当工作到750以后翻修时，在边 缘由外向内垂直出现15条裂纹，设计规定裂纹长度不得超过15mm，少数裂纹远远大于 15mm。在这种状态下采用钨极氩弧焊补焊后，一般工作50。
24、小时后在非补焊区域继续出现超 标裂纹，带来安全隐患。 0073 （2）切取试样和热处理 0074 在火焰筒上以相同方向切取2块金相试样，其中一块保持原始状态，另一块按以 下规范在电阻炉中热处理： 0075 105010min，AC 0076 （3）原始状态和不同热处理下组织分析 0077 采用扫描电镜进行组织分析，对比热处理制度下以及原始状态下的组织状态，发 现热处理与原始状态相比，碳化物的回溶未达到要求。按步骤2要求再切取1块金相试样， 按规范：110010min，AC在电阻炉中热处理，按步骤3要求进行组织分析，发现新的热处 理状态下，碳化物的回溶仍未达到要求。然后按步骤2要求再切取1块金相试样，按规范： 115010min，AC在电阻炉中热处理，按步骤3要求进行组织分析，发现新的热处理状态 下，碳化物的回溶达到要求。 0078 （4）通过组织状态对比，燃烧室火焰筒采用115010min，AC规范进行恢复性 能热处理。处理后的构件再进行裂纹补焊，构件使用过程中再次出现裂纹情况，与新构件相 当。 说 明 书CN 102912269 A 1/1页 9 图1 图2 说 明 书 附 图CN 102912269 A 。