航空發動機用GH4169高溫合金結構件鍛造-熱處理全流程工藝試驗研究，結合數值模擬實現變形均勻控制，系統表征化學成分高溫持久性能，驗證滿足航空構件技術條件

GH4169屬于Ni-Cr-Fe基沉淀硬化型變形高溫G合金，由于基體和沉淀相之間的共格畸變能比較大，使得該高溫合金在-253℃到650℃的溫度范圍內能夠保持性能和組織穩定，成為深冷溫度到高溫這一相當寬溫度范圍內應用最廣泛的高溫合金。該合金對應美國牌號為Inconel718，是航空發動機領域廣泛應用的鎳基高溫合金。GH4169合金是以y"相為主要強化相的時效硬化型高溫合金，在達到一定溫度時，亞穩的y相會轉變為正交有序結構的穩定δ相;當溫度繼續升高時，δ相含量逐漸減少直到完全消失;δ相的形貌、分布和含量對GH4169合金的組織和性能有很大影響，大小、數量和形狀適當的δ相可影響GH4169鍛件晶粒尺寸，提高沖擊韌性和塑性，晶界上的δ相還能夠推遲裂紋的形成與擴展。該合金具有良好的綜合性能，即較高的強度、抗蠕變性能和疲勞壽命，尤其在650℃溫度以下，其力學性能具有很高的穩定性。GH4169高溫合金在我國最初主要應用于圓盤形鍛件，隨著變形工藝的發展，研究了變形量、變形溫度、變形道次、形變速率、變形方式以及冷卻方式、包套、潤滑等多種因素對合金中各類析出相的形態、分布、數量和材料力學性能的影響。隨著使用范圍的不斷擴大，GH4169產品類型也相繼擴大到環形件、盤形鍛件、棒材、板材、管材、絲材、帶材等幾乎包含所有的冷成形產品和熱成形產品。隨著航空領域高強度結構件設計水平提高，較高的綜合性能要求促使GH4169在航空結構件中的應用需求日益增加。

本文選取GH4169典型結構件，通過數值模擬等方式制定了鍛件工藝方案，開展了鍛件研制，并分析了鍛件化學成分、金相組織和力學性能等，驗證了鍛造工藝的可行性。

一、試驗材料及方法

1、典型鍛件選取

選取典型鍛件為GH4169合金的異形板狀結構件采用胎模鍛方式成形，鍛件規格參數如表1所示，鍛件結構示意圖如圖1所示。

表1典型鍛件規格參數

2、試驗方案設計

(1)鍛造工藝。

本研究采用胎模鍛造方式在大型液壓機上進行鍛造，通過優化截面形狀來保證變形量分布均勻;鍛造加熱溫度選擇在δ相的溶解溫度范圍內，為1000℃~1020℃;鍛造前對坯料進行包套。典型鍛件的成形過程仿真流程如圖2所示，采用?300mm規格的棒材原材料，2火次模鍛成形。

(2)熱處理工藝。

GH4169高溫合金典型鍛件采用“固溶+時效”熱處理制度。

固溶工藝參數:(950~980)℃±10℃，保溫1h~1.5h，油冷;

時效工藝參數:(700~740)℃±10℃，保溫6h~10h，以(40~60)℃/h冷速爐冷至600℃~640℃，保溫6h~10h，空冷。

固溶出爐時迅速將鍛件轉移至淬火油槽中，淬火油初始溫度≤35℃，全程油溫≤60℃，淬火過程開啟攪拌。淬火后及時檢查變形情況。時效過程中應均勻升溫或降溫，以達設定溫度開始計算保溫時間，但爐冷至第二階段以到達620℃開始計算。

3、試驗過程

試驗材料取自GH4169典型鍛件,試驗項目包括化學成分、縱橫向室溫拉伸、高溫拉伸、高溫持久，金相組織。金相組織打磨拋光后進行腐蝕，腐蝕液的成分為高錳酸鉀和鹽酸，熱煮10s~15s，再用草酸水溶液清洗檢測面后，選擇高倍顯微鏡觀察組織形貌。

二、試驗結果及分析

1、化學成分

GH4169高溫合金典型鍛件化學成分如表2所示，三批次產品的成分均較為均勻。

表2鍛件化學成分(%，質量分數)

金相組織

GH4169高溫合金典型鍛件晶粒度如圖3所示，晶粒度均達到8級，遠高于標準要求的平均晶粒度為4級或更細,允許個別2級晶粒存在的要求,說明鍛造變形充分，組織細化充分。

典型鍛件顯微組織如圖4所示，GH4169高溫合金主要強化相為γ"相，其穩定溫度為650℃，強化相開始固溶溫度為840℃~870℃，完全固溶溫度為950℃。δ項的開始析出溫度為700℃，析出峰值為940℃，完全溶解溫度為1020℃。圖中δ相呈短棒狀分布于晶界，該組織能夠降低鍛件缺口敏感性，提升鍛件疲勞性能，且晶界析出的δ相分布均勻，能夠起到晶界釘扎作用，阻礙晶粒粗化，提升材料力學性能。

力學性能

經3批次鍛件力學性能檢測表明，典型鍛件縱向室溫抗拉強度分布區間1435MPa~1496MPa，平均1470MPa，高出標準值195MPa;橫向室溫抗拉強度分布區間1429MPa~1489MPa，平均1452MPa，高出標準值212MPa;縱向高溫抗拉強度分布區間1174MPa~1223MPa，平均1199MPa，高出標準值199MPa;橫向高溫抗拉強度分布區間1157MPa~1187MPa，平均1176MPa，高出標準值176MPa。縱向室溫屈服強度分布區間 1088MPa~1236MPa，平均 1193MPa，高出標準值158MPa;橫向室溫屈服強度分布區間1157MPa~1205MPa，平均1178MPa，高出標準值143MPa;縱向高溫屈服強度分布區間 962MPa~ 1048MPa，平均1024MPa，高出標準值164MPa;橫向高溫屈服強度分布區間969MPa~1029MPa，平均1005MPa，高出標準值145MPa。

從檢測數據分析，抗拉強度與屈服強度滿足標準要求，其中屈服強度數據具有一定的波動性，均具有充足的性能富余量。縱向室溫延伸率分布區間17%~23.5%，平均20.2%，高出標準值8.2%;橫向室溫延伸率分布區間13%~21.5%，平均18.2%，高出標準值8.2%;縱向高溫延伸率分布區間16.5%~42.5%，平均28.4%，高出標準值16.4%;橫向高溫延伸率分布區間15%~36%，平均23.9%，高出標準值11.9%。縱向室溫斷面收縮率分布區間33%~36%，平均34.5%，高出標準值19.5%;橫向室溫斷面收縮率分布區間25%~33%，平均29.5%，高出標準值17.5%;縱向高溫斷面收縮率分布區間58%~69%，平均62.6%，高出標準值47.6%;橫向高溫斷面收縮率分布區間56%~65%，平均59.1%，高出標準值44.1%。具體檢測數據見表3、表4、圖5。

表3拉伸性能標準值

表4持久性能檢測結果

高溫持久性能數據分布見圖6，高溫持久斷后延伸率分布區間 14.7%～27.7%,平均 19.7%,高出標準值14.7%。斷后延伸率滿足標準要求，數據具有一定的波動性,但均具有充足的性能富余量。

結論

通過開展典型結構鍛件工藝實驗,并經過化學成分、組織、力學性能等分析,得出如下結論:

(1)GH4169高溫合金制備航空結構件適用于胎模鍛鍛造;

(2)制備航空結構件應采用優質成分 GH4169高溫合金，采用II類熱處理制度，可提高結構件疲勞性能，滿足航空結構件需求。

（注，原文標題：GH4169高溫合金航空結構件熱加工行為研究_蔡森）