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INCONEL718_GH4169_高温合金的发展.docx

INCONEL718_GH4169_高温合金的发展

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2017-06-03 0人阅读 举报 0 0 暂无简介

简介:本文档为《INCONEL718_GH4169_高温合金的发展docx》,可适用于工程科技领域

92012年8期   材料工程/2()高温合金的INCONEL718GH4169 发展与工艺:ReviewofINCONEL718AlloItsHistor    yyProertiesProcessinandDeveloinSubstitutes pgpg  齐 欢()上海交通大学密西根学院上海200240QIHuan (UniversitofMichianShanhaiJiaotonUniversitJointInstitute -  ygggy   )ShanhaiJiaotonUniversitShanhai200240China  ggyg )()摘要:自从2现为SINCONEL718合金(IN7180世纪60年代初在美国的INCO HuntintonAllosecialMetalsCo.    gyp被发明并应用于涡轮零部件制造后已成为航空发动机历史上应用最为广泛的镍基高温合金材料。现代飞机发动机上超过3质量分数)的关键零部件由7对该合金的基0%(18合金制成。本文回顾了718合金在航空发动机上的应用历史本力学性能、高温稳定性以及目前国外应用的铸、锻制造工艺现状做了综述。对国外正在研究的新型IN718衍生替代合金的发展现状进行了介绍。关键词:镍基合金航空发动机INCONEL718718Plus ()中图分类号:V252  文献标识码:A  文章编号:10014381201208009209---th:’AbstractSinceitsinventionandinitialalicationinasturbinecomonentsintheearl60sof20              ppgpy )centuratINCO HuntintonAllos(nowcalledSecialMetalsCo.INCONEL718alloIN718)       ygypy( hasbecomethemostwidelusednickelbasedsuerallointheaircraftenineindustr.Itwasusedin              ypygy  mancriticalaircrafteninecomonentsaccountinforover30%ofthetotalfinishedcomonent         ygpgp  massofamodernaircraftenine.ThisarticlereviewsIN718allodevelomenthistoritsmechanical          gypy roertiesrocessinlontermthermalstabilitiesindustrialmethodsandcurrentdeveloinsub-     -pppggpg  stituteallosforenhancedthermalstabilit.     yy:KewordsINCONEL718nickelbasedsuerallo718Plusaircraftenine -  pygy 简称I在航空发INCONEL718高温合金(N718)   动机上的应用已经走过了半个世纪。自从20世纪60(年代初在美国的I现为SNCO HuntintonAllose -gyp)被发明并应用于涡轮零部件制造后cialMetalsCo.  IN718已成为航空发动机历史上应用最为广泛的镍基高温合金材料。IN718的独特合金成分设计使其具有良好的综合性能即较高的强度、抗蠕变性能和疲劳寿命尤其在6其力学性能具有很好的稳50℃温度以下定性。现代航空发动机的很多零部件例如涡轮盘、叶片、机匣、轴、定子、封严、支撑件、管路、紧固件等都采用IN718制成。在I涡轮发动机中大量使用不锈N718出现之前。钢材料(例如A以及镍基合金(例如R286)ENE41)但是这些合金材料不能满足不断提高的发动机工作温度和制造成本的要求。其中可沉淀析出强化相的不锈钢材料的力学性能在高温条件下的稳定性较差而含有大量γ强化相的R′ENE41由于材料本身较低的延展性在加工热处理后易产生淬裂使制造成本上升可维修性下降。IN718的出现很好地解决了这些问题并且迅速在涡轮发动机的制造领域得到广泛应用。总结起来IN718工业应用快速成长的原因可以(归结为几点:商业或知识产权限制制造商和材1料供应商可以大规模生产和采用基于这一材料的产(品由于I使材料具有很好2)N718强化相析出较慢(的可焊性和可铸性3)IN718在高温下(650℃以下)具有较高的强度其良好的延展性使它易于接受各种加工形式。所以IN718以其各方面相当平衡的性能以及较低的成本迅速地被各大涡轮发动机制造商接受并运用到实际的生产中。可以说IN718的出现促进了涡轮发动机设计与制造的变革性发展在发动机减重、简化结构和降低制造成本方面起到了重要作用。20世纪60年代IN718最先在美国GE和P&W()高温合金的发展与工艺INCONEL718GH4169  公司生产的军用飞机发动机系列上得到大规模的使12]用[如GE的TF39LM2500发动机系列中的压气93机叶片、轮盘P&W的J58TF30F100发动机系列中的机匣等关键零部件。20世纪70年代IN718材料开始大规模运用到民用飞机发动机上。图1为IN718合金在GE生产的CF6发动机中所占质量比例。可以看到在所有加工成形的零部件材料中质量分数下同)其中大IN718一种材料就占34%(部分以锻件和铸件毛坯的形式机加工而成。在P&W的PW镍基合金占发动机总重的4000发动机上。图3为这其中5图2)39%7%来自于IN718材料(其中I2000年GE所需所有锻压件材料比例N718占55%。图4为1995~2000年GE所有发动机产品系列中关键旋转类零部件的材料种类所占比例其中并且逐年增加IN718所占比例一直高居60%以上2001年达到近70%。这些数据都说明了IN718合金在当今航空发动机工业的重要作用。IN718材料在航空发动机上这种主宰式的应用一直延续到了今天。γ(和γTiAlNb等元素是组成强化相″Nib)′3N())的重要元素对I抗NiAlTiN718材料的硬度、3(拉强度、疲劳寿命起到非常重要的作用。而IN718强化相的析出比较缓慢经过铸造或高温锻造的IN718从熔点或固溶温度迅速冷却过程中γ母体中来不及析出γ和γ等强化相所以此时材料偏软强度不高。″′经过铸锻焊后的IN718一般需要采用适当的热处理使晶粒中析出均匀分布的γ和γ强化相微粒。方法″′硬化后的IN718两个强化相大约分别占体积的4%和相的颗粒大小一般在516%′0~100nm左右。在固γ溶热处理与时效热处理过程中冷却速率、温度、时间等参数会直接影响γ微粒形成过程即成核、生长、变′粗及与其之间的互相作用从而影响最终材料的力学性能。固溶热处理(SolutionTreatmentandAin   gg是典型的I即将材料加热到STA)N718热处理方法强化相固溶温度9保持至少1经气体快80~1100℃h速冷却进入双时效处理在7炉内冷却20℃保持8h1 IN718的材料性能IN718合金的典型化学成分如表1所示。其中到6保证整个时效处理在1空气冷却至20℃8h以上室温。强化相析出慢经铸造或高温锻造后的冷却过程中强化相来不及析出偏软、强度不高铸锻焊后经适当热处理使晶粒中强化相均匀分布94表1 质量分数/%)IN718合金化学成分(012年8期   材料工程/2/%)Table1 ThechemicalcomositionofalloIN718(massfraction      py Ni 5055- Cr 1721- Mo Nb Co 1 C 0.08 Mn 0.35 Si 0.35 S 0.01 Cu 0.3 Al 0.20.8- Ti 0.71.15-FeBalance2.83.3755.5- 4.- 表N718材料屈服强度较低  经过固溶淬火后的I面洛氏硬度为HRC20或HRA55左右。这使得材料强化相析出缓慢固溶处理后材料强度、硬度低具有很高的可锻性和可焊性在时效强化之前具有很好的可锻性因此在航空发动机零部件制造中IN718被大量用于锻造结构部件和关键旋转部件例如轮盘、机匣、压气叶片。IN718的强化相γ和γ的析出需要较长的时效热处理时间因″′此在焊接过程中强化相来不及析出焊后的热应力小不易产生应变时效裂纹因而具有很好的可焊性。和其他镍基合金如A经过时效热stroloRene41比较y处理后的I由于强化相的析出材料强度和硬度N718。都有明显的提高(图5)IN718的这种缓慢时效硬化的特性使其适用的加工方法更加广泛除传统的铸、锻、焊外还可用于多种特种加工工艺例如喷射成型滚压成型以及激光沉积成型等等。激光金属直接沉积成形技术作为精确而灵活的快速成型制造与修复手段近年来已大量应用于航空发]4-6。图6为激光金属直接沉积成形动机的制造领域[图5 时效热处理温度为760℃时IN718Rene41Astroloy3]合金硬度与时效时间的关系曲线[Fi.5 ThehardnesschaneofIN718Rene41    gg3]Astrolowithaintimeat760℃[   ygg  组成的偏析相L或称莱维氏相分子式为(aves相(Ni)))。体积较大的L一般CrFeNbMoTiaves相(2(在铸件容易产生)由于其高脆性和大量强化元素Nb的消耗导致材料强度、延展性、疲劳寿命、抗裂纹性能78]。经过标准双时效处理后的金相组织虽然下降[的I比较了分别经过激光N718材料微观金相组织图沉积、直接时效处理、固溶热处理和均匀化处理后的金激光沉积的微观组织由细小的相组织。可以看到枝晶组成枝晶间的析出物为由高温元素NbMo等晶粒中有细小的γ强化相微粒析出但在S′EM显微镜下的表征与未经过热处理的金相组织相似细小的枝晶与L所占体积没有明显变化。而经aves相形貌、4]图6 不同热处理条件下激光金属直接沉积成形的IN718材料微观金相组织图[()()()()激光沉积激光沉积+直接时效激光沉积+固溶+时效激光沉积+均匀化+固溶+时效abcd[4]Fi.6 LaserowderdeositedIN718microstructurecomaredbetweenfourdifferentheattreatment        gppp()()()()aasdeositbdirectaedcsolution+aindhomenization+STA  pgggg()高温合金的发展与工艺INCONEL718GH4169  过9枝80℃固溶热处理后的晶间偏析相有明显变化晶间的Laves相在固溶温度下转变成了针状的δ相()。这种“晶界啮合”效应对提高材料强度有一Nib3N定的益处。而经过更高温度1093℃的均匀化热处理后晶界间的δ相基本被熔化经高温再结晶后晶粒明显增粗这会导致材料延展性提高而强度下降。美国GE公司对IN718材料在高温环境下长时间3]。图7()的蠕变性能做了大量系统的测试[为IaN71895)命(0000hGE的工程师首先采用了Larsonill>1-M-)er参数模型。Larsoniller参数定义为P(L.M.=-MT[ltC]T为温度(K)th)Cgr+r为蠕变破裂寿命(为常数对于金属材料通常取值20。在测试范围中用L应力载荷下arsoniller参数可以将在不同温度、-M)。在有限的实验数据用一条曲线拟合出来(图7(b)实验条件和数据的情况下利用这样的Larsoniller-M曲线可以预测出长蠕变寿命下的应力载荷值。对于图7所示的IN718合金测试数据Larsoniller曲线-M的常数C取值为25。锻件(涡轮盘材料)在不同温度下的蠕变断裂强度与寿命曲线。为了预测在更接近实际载荷下的较长蠕变寿[3]))图7 以及LIN718锻件在不同温度下的蠕变断裂强度与寿命曲线(aarsoniller曲线(b-M[3]()()Fi.7 CreeruturecurvesofforedIN718underdifferenttemeraturesaandLarsonillerarameterlotb       -M  gppgppp 在6N718具有缓慢的时效硬化现象50℃  由于I以下具有良好的高温稳定性。IN718材料被广泛地应用于航空发动机、核电等工业出于对寿命和安全性的要求美国在2对I0世纪70年代末N718铸件材料进行了长期时效热处理的研究。测试的时效时间长达积累了丰富的实验数据。图8为在550000h93℃和长达5649℃温度下0000h的时效时间对材料的屈服强度和伸长率的影响。可以看到在5材料屈93℃下服强度一直随时效时间增加而提高尤其是在开始的几千小时内增长迅速。649℃下的前几千小时时效也对材料屈服强度有显著提高作用但随后的长时间时效使材料“软化”屈服强度随时间逐渐下降。图9为同时期另一组试样在更多时效温度下时效时间对材料屈服强度的影响。注意到与上述测试结果的不同之处是在5材料“软化”发生在193℃下0000~20000h之间。对于I需要综N718合金在飞机发动机上的应用合考虑强度与蠕变、裂纹扩展等性能要求选择合适的材料加工方法和热处理方法以及所得到的晶粒度。晶粒度大小对IN718的力学性能有非常显著的影响1011]细晶可以获得较高的合金强度和疲劳寿命[而粗1213]。因此在高温和低应力情况下更加明显[为获得图8 593℃和649℃下50000h时效时间9]对IN718屈服强度和伸长率的影响[Fi.8 Theieldstrenthandelonationafteruto      gyggp 9]50000hainat593℃and649℃[  gg 材料优良的综合性能必须选择适中的晶粒度大小。表2为GE飞机发动机与其供应商所用的IN718合金种类与性能。其中即直接时效7是由高DA718(18)省去了固温锻造淬火后的IN718直接时效处理而来溶处理。材料淬火后的残留应变有助于提高γ和γ″′。由强化相的析出速率从而提高材料的强度(图10)于D其强度和疲劳强度性能优A718的晶粒度细小越但是抗蠕变和裂纹扩展能力有限。一个典型的晶对抗蠕变和疲劳裂纹扩展速率性能有利这种趋势96012年8期   材料工程/2图9 另一组IN718试样在不同时效温度和时效时间下对9]材料屈服强度的影响[1]图10 GE各类IN718合金材料的名义强度对比[ieldFi.9 Effectoflonaintimeonstrenthof      yggggg  [9]anotherroundoftestsIN718from    Fi.10 NominaltensilestrenthcomarisonofIN718     ggp[1]aliedtoGEAviationProductionvariants     pp如GDA718应用实例是小型发动机的压气叶盘(E的)。从表2可知CF34HS718DA718等合金的高强度主要是由于晶粒细化和应变强化的作用。此外由于和γ强化相的主要元素含NNb为组成γ″′b量偏高可以保证充足的强化相析出。但是Nb含量高使δ相固溶温度提高固溶处理时需要提高相应的热处理温度以防止过多δ相析出对材料蠕变性能造成损害。[]表2 GE飞机发动机盘件使用IN718种类1的所有缺陷。例如采用V易出现IM+VAR的方式氧化物和白斑。白斑是在材料局部区域内缺少强化项以及与其相关的强化元素铝、钛、铌。白斑出现′+γ″γ的区域会造成材料强度显著降低。而采用VIM+不利于降低气体元素含量。电渣重熔被ESR的方式应用于铸造母合金制备工艺的第二步熔炼过程可产生反应使得一些非金属夹杂物如氧化物以及硫化物被去除并且可以有效减小真空感应熔炼留下来的宏观偏析相。而第三步的真空电弧重熔能够进一步减小晶δ相间N并去除大量通过蒸汽形式排b的偏析相出的杂质元素如铅、铋等同时在真空系统中排除氧、氮。由于其排出夹杂物的能力很强真空电弧重熔被认为是最重要以及最广泛使用的超合金重熔工艺手段。应用精确的超声检测手段也为准确检测材料缺陷出现的概率和尺寸起到了重要作用。研究证明和两次熔炼相比采用三次熔炼方法可以减少50%的铸造毛坯不合格率(用同样超声手段检测出的不合格[14]。率)Table2 TesofIN718usedforaircraftenine      ypgdisksatGEAviation   Teofwrouht  ypgIN718Premiumualit qy718(PQ)Hihstrenth gg)HS718(aedDirect g718(DA)Massfraction/%Nbof4.755.5- 5.05.5- 5.05.5- Averaeg/sizerain gASTM4 8 10 [1]AveraeMax.tensilegraing/msize90 22.4 11.2 /strenthgMPa138014351470发动机关键旋转件的制备需要结合先进的铸造与15](锻造工艺[具有以下特点:首先加强了合金的熔1)2 IN718铸锻工艺2.1 铸造工艺为了获得高洁净度的IN718合金材料用于发动机关键零部件的制造IN718的铸造母合金一般经过即真空感应熔炼(3次熔炼过程制成VaccumInduc -、电渣重熔(tionMeltinVIM)ElectricSlaRemelt  -gg 以及真空电弧重熔(inESR)Vacuum ArcRemelt -g[]1415。美国从1采用三重熔炼inVAR)983年开始g的方法制造IN718等镍基合金铸造母合金。研究证明重熔炼过程可以有效降低偏析程度以及氧化夹杂物含量。采用任意两种熔炼方式都不足以解决材料炼和铸锭质量控制除在真空感应熔炼时进行严格的净化过滤外还对熔体采用高温处理以减少夹杂物随后采用电渣重熔或电弧重熔减少夹杂物提高合金的()纯净度通过真空熔炉设备和工艺的改进建立对2自耗锭重熔、凝固结晶过程的精细控制增加吹氦对铸锭的冷却在铸锭的结晶前沿形成高的温度梯度以高的凝固速率、小的熔池深度减少偏析获得比较均匀的(铸锭组织从而改善铸锭的加工塑性与铸锭均匀3)化处理和开坯相结合在γ两相区温度范围内进′+γ″行等温锻造通过控制动态再结晶的过程把铸锭的铸态组织转变为锻造锭坯的细晶组织从而提高坯件的热塑性甚至超塑性。()高温合金的发展与工艺INCONEL718GH4169  在铸造过程易产生的另一缺陷是铸件表面下的微小孔隙这对材料的疲劳寿命有致命的影响。采用热等静压(工艺可以有效消除IHIP)N718铸件的孔隙使组织均匀化。在HIP工艺之前也可对材料进行均匀化热处理以减少L热aves相的含量。对于IN718等静压温度太低不能闭合小孔和有效均匀化温度太高会引起偏析相的首先熔化也会降低材料的疲劳寿2]对于铸造I命。研究表明[N718采用1190℃热等静97态相当温度超过6将迅速变粗并转变成δ50℃时″γ17]。寻求一种相导致材料强度、蠕变性能迅速下降[性价比相似而高温稳定性优于目前IN718的合金材料一直倍受航空工业的关注。新的718合金衍生物需要将材料允许工作温度上限提高到7还需00℃左右要具有较高的强度和较低的质量。为了达到上述目标美国自2金属001年开展了“可行性计划”(Metalsffordabilitnitiative Ay I[18])。该计划由GMAIEP&WHonewellFirth-yRixsonLadishAllvacCarenterTechnolo pgy等航空发动机制造企业和材料供应商合作进行并由美国空军实验室资助。计划旨在研发新型的低成本高温合金材料其主要指标包括:零部件制备价格低于Was-p在7alo5%04℃下组织稳定性可以与IN718合y的7金在6在621℃条件下相匹配49℃下抗蠕变与抗拉强度优于W在特定条件下的应asalo04℃的性能py在7力断裂性能不低于W在加工温度下的延展性asalopy不低于I在发动机工作温度下的延展性不低于N718在特定条件下的抗磨损与焊接能力不低于WasalopyIN718。)图1为I其衍生替代镍1(aN718合金出现前后基高温合金的发展历程。较早期的Wasaloe-py和R但此类合金ne41合金可以适用于700℃的工作温度主要由大量γ相强化其硬度较高而可锻性和可焊′)性都相对较差(图1容易在热加工过程中产生1(b)裂纹。W其质量和asalooCoTapy中含有较高的M造价都较高。GE公司在20世纪80年代末研发了主要由γ相强化的R用来替代I″ene220铸造合金N718在6其焊接性能与I89℃左右高温下工作N718接近。但是R其造价与Iene220的CoTa含量较高N718相比没有优势。991合金是GE在90年代研发的另一该合金将I高温合金N718中的一半Fe元素替换成即9%F其牌号名称由此得Co和Tae9%Co1%Ta来。9但造价略高于91合金性能与Wasalopy接近Wasalo0%。21世纪初718Plus合金由美国py的1被证明在7ATIAllvac公司研制00℃的温度下具有 更优越的组织稳定性成为最有希望替代IN718合金的下一代全能型镍基高温合金。图1对包括1(b)718Plus在内的各种高温镍基合金的可焊性给出评、价。表3为718Plus和IN718、WasaloRene220等py合金的名义化学成分(质量分数/%)的对比。一般来说镍基合金的强化相中的高温稳定性′γ要高于γ相因此适当增加γ相可以增强合金的高温″′21]。合金元素稳定性。7相强化[18Plus合金主要由γ′压温度可以获得较长的低周疲劳寿命。2.2 锻造工艺飞机发动机零部件大量使用锻造合金材料例如图1所示CF6发动机的锻件占总质量的82%。IN718锻件一般采用热模锻的制造工艺。区别于传统普通模锻工艺即模具温度在1热模锻工艺指将50~400℃模具加热到低于毛坯温度2或00~400℃的温度锻造者加热到毛坯温度相同的锻造工艺后者又称等温锻16]。普通模锻容易产生“造[冷模效应”即模具温度低于锻件温度时会使锻件表面温度迅速降低造成锻件表面和内部塑性变形的不均匀性。采用等温模锻可以避免冷模效应。对于大部分镍基和钛基高温合锻造温度在9强度金25~1260℃。对于尺寸较大、要求较高的锻件如涡轮盘国外已普遍采用等温锻造工艺。使用等温锻造可以明显降低锻造时的应变速率与压力而较低的应变速率可以避免模具和锻件之间的摩擦热、由快速塑性变形产生的不均匀再结晶、组织不稳定性以及径向裂纹的产生。此外等温模锻制造的锻件可以更接近与零件净形节省后续机加工成本。热模锻设备的加热方式一般可分为电阻加热、感16]。对于钛基合金的锻件应加热和燃气火焰加热[模具材料一般可采用镍基超合金(如I对于镍基N100)合金的锻件模具材料一般采用钼合金。锻时采用石英粉末作为润滑剂一方面起到润滑作用另一方面起到隔热的作用。等温锻造需在真空或惰性气体环境中以防止锻件的氧化。由于等温锻造对温度、模具材料、锻造环境的要求等温锻造的设备价格较高加工速率有限。3 新型IN718替代合金近年来随着对涡轮发动机的高性能、高效率的要求发动机工作温度被不断提高。而IN718合金的力学性能在超过6所以长期以来用50℃后迅速下降IN718制造的零部件的工作温度被局限于650℃以下。这主要是由于I强化相属于亚稳定状N718的γ″都可以起到增强γ的高温稳定性的作用。Al、Nb、Ti′98012年8期   材料工程/2提升合金的应力持久寿命和高温稳定性能实验结果。高熔表明图1Co的强化作用在9%时达到饱和(2)(点合金元素M和W(的加入也对提高o2.8%)1%)17]。合金的持久寿命有显著作用[17]图12 Co元素对718Plus高温应力持久寿命的影响[Fi.12 EffectofCocontentonstressruturelife       gp[17]718Plusbaseallosof   y1922]测试表明[718Plus的高温抗拉强度优于材料延展性与W图IN718和Wasaloasalopypy相当()。在高温71304℃下718Plus与Wasalopy应变控制()。图1低周疲劳寿命也明显超过W图1asalo45为py图1包括I1 镍基高温合金的发展历程N718和718Plus的[19])合金成分确立时间(和各种合金可焊性能的对比a[20])包括预测的718Plus范围(b在704℃/551MPa高温静载应力下718Plus的持久寿命可以看出718Plus的持久寿命与Wasalopy相当并且明显优于IN718。同样条件下718Plus的伸。图1长率要高于IN718和Wasalo6比较了在py、650℃和703℃、3s锯齿形循环应力载荷下718PlusIN718和Wasalopy的裂纹扩展速率与循环应力强度K的关系。可以看出718Plus在650℃温度下抵御Δ裂纹扩展的能力要优于I其N718和Wasalopy合金在703℃的裂纹扩展速率甚至还要低于IN718和Wasalo50℃的裂纹扩展速率。py在6Fi.11 Develomentsleadinutoallo718andsubseuent   gpgpyq   [19]()effortstoimrovecaabilitover718aandrelative     ppy ofvarioussuerallosalonwithweldabilitlotted    pygyp  [20]()allo718Plusbehaviorbasedonchemistrbanticiated     yyp 表3 质量分数/%)IN718的替代材料的化学成分(Table3 ChemicalcomositionofIN718substitute    p(/%)massfractionallos yAlloy IN718Nirooebial C M W C F N T T ABal8.19 1 2.--184 5. 135 -1 -0.45-1.451.33 1.35 0.9047 1 5. 0.12-718Plusal88 B 1 2. 1 Rene220Bal8 1 3-Wasaloal9.44.25-13.25- 1 py B研究发现相对于I适当增加AN718合金l+Ti的含量可以增加γ强化相的析出。当A′l+Ti的原子比例达到4%左右可以显著提高合金力学性能在高温下17]。同时A/(的稳定性[原子分数/%)比例也是影lTi响合金高温稳定性的重要参数这一比例的优化值为合金的机体强化元素C4。除了强化相的析出oMo辅助强化相析出CrW等元素也可以通过固溶强化、起到增强材料强度的作用。Co元素的加入可以大幅图1屈服强度与3 718Plus与IN718、Wasalopy相比22]最大抗拉强度随温度的变化[Fi.13 Tensileroertiesof718Plusalloascomaredto      gppyp [22]IN718andWasalofromanothertest   py ()高温合金的发展与工艺INCONEL718GH4169  99不利于该合金的价格控制和大规模推Co的价格攀升广。另外对718Plus合金的可焊性虽然已有很好的19]评价[但是718Plus比IN718更易产生焊接热影响23]区微裂纹[这与718Plus含有较高的PB有关。4 结论本文回顾了IN718合金在航空发动机工业的应用历史。对I高温稳定性能以N718基本力学性能、及目前国外应用的铸、锻制造工艺现状做了综述。对国外正在研究的新型衍生替代合金如718Plus合金的发展现状进行了介绍。IN718合金在航空发动机工业的应用已经走过了其大规模的生产供应、低廉的成本、良好的可加50年工性能使其成为航空工业不可替代的超级合金材料。随着涡轮发动机设计工作温度的不断提升需要寻求一种比I更长寿命的N718合金具有更高温度稳定性、在合金材料。本文介绍的几种新型IN718衍生合金性能上都已经被证明可以达到这一要求。但是新型合金材料完全替代IN718仍然需要漫长的大规模工业化过程的检验需要航空发动机制造商、材料供应商以及国家政策上的共同努力与持续扶持。参考文献[]1CHAFRIKRWARDDGROHJ.Alicationofallo718in S     ppy :ppaircrafteninesastresentandnextfiveears[A].GE      gyEA.Suerallos718625706andVariousDerivativesLORIA     py[:C].WarrendaleTheMineralsMetals&MaterialsSociet   y2001.1-11.[]2AULONISDSCHIRRAJ.Allo718atratt&whitnehis P    --ypy [toricalersectiveandfuturechallenesA].LORIAEA.Su      -gpp[718625706andVariousDerivativesC].Warrendaerallos   -py:leTheMineralsMetals&MaterialsSociet2001.13-23.   y[][3ARKERJF.Theinitialofallo718A].LORIAE.Suears B       -yy :718-MetallurandAlications[C].WarrendaleTheerallo pygypp  Metals&MaterialsSociet1989.269-277.Minerals  y[]4IHAZER MRITTERA.Studiesofstandardheattreatment Q      onmicrostructureandmechanicaloflaserneteffectsroerties        pp]shaemanufacturedinconel718[J.MetalluricalandMaterials     pgA-PhsicalMetallurandMaterialsScience2009Transactions    ygy ):40A(102410-2422.[]5IHAZER MSINGHP.Adativetoolathdeositionmethod Q     pppforlasernetshaemanufacturinandreairofturbinecomres        -pgpp []sorairfoilsJ.InternationalJournalofAdvancedManufacturin     g():Technolo2010481-4121-131.gy[6]ELBASSAIKREUTZE WALBUSPetal.Mechanical K    roertiesofthelasercladdedallosTi6Al4Vandinconel718      --  ppy[A].24thInternationalConressonAlicationsofLasersand       gpp[ElectroticsC].LaserInstituteofAmerica2005.660-665.-O   p综上所述718Plus合金已被证明具有可靠的力。未来学性能其高温稳定性优于IN718和Wasalopy有待进一步研究的是718Plus大规模工业化生产后的材料性能稳定性和材料造价的控制。近期国际市场

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