INCONEL 718（GH4169）高溫合金的發(fā)展與工藝

齊 歡

（上海交通大學(xué)密西根學(xué)院，上海200240）

INCONEL 718（GH4169）高溫合金的發(fā)展與工藝

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（上海交通大學(xué)密西根學(xué)院，上海200240）

INCONEL 718合金（IN718）自從20世紀(jì)60年代初在美國的INCO Huntington Alloys（現(xiàn)為Special Metals Co.）被發(fā)明并應(yīng)用于渦輪零部件制造后，已成為航空發(fā)動(dòng)機(jī)歷史上應(yīng)用最為廣泛的鎳基高溫合金材料?，F(xiàn)代飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)上超過30%（質(zhì)量分?jǐn)?shù)）的關(guān)鍵零部件由718合金制成。本文回顧了718合金在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用歷史，對該合金的基本力學(xué)性能、高溫穩(wěn)定性，以及目前國外應(yīng)用的鑄、鍛制造工藝現(xiàn)狀做了綜述。對國外正在研究的新型IN718衍生替代合金的發(fā)展現(xiàn)狀進(jìn)行了介紹。

INCONEL 718；鎳基合金；718Plus；航空發(fā)動(dòng)機(jī)

INCONEL 718高溫合金（簡稱IN718）在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用已經(jīng)走過了半個(gè)世紀(jì)。自從20世紀(jì)60年代初在美國的INCO Huntington Alloys（現(xiàn)為Special Metals Co.）被發(fā)明并應(yīng)用于渦輪零部件制造后，IN718已成為航空發(fā)動(dòng)機(jī)歷史上應(yīng)用最為廣泛的鎳基高溫合金材料。IN718的獨(dú)特合金成分設(shè)計(jì)使其具有良好的綜合性能，即較高的強(qiáng)度、抗蠕變性能和疲勞壽命，尤其在650℃溫度以下，其力學(xué)性能具有很好的穩(wěn)定性。現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)的很多零部件，例如渦輪盤、葉片、機(jī)匣、軸、定子、封嚴(yán)、支撐件、管路、緊固件等，都采用IN718制成。

在IN718出現(xiàn)之前，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)中大量使用不銹鋼材料（例如A286）以及鎳基合金（例如RENE41）。但是，這些合金材料不能滿足不斷提高的發(fā)動(dòng)機(jī)工作溫度和制造成本的要求。其中，可沉淀析出強(qiáng)化相的不銹鋼材料的力學(xué)性能在高溫條件下的穩(wěn)定性較差；而含有大量γ′強(qiáng)化相的RENE41由于材料本身較低的延展性，在加工熱處理后易產(chǎn)生淬裂，使制造成本上升，可維修性下降。IN718的出現(xiàn)很好地解決了這些問題，并且迅速在渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的制造領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用?？偨Y(jié)起來，IN718工業(yè)應(yīng)用快速成長的原因可以歸結(jié)為幾點(diǎn)：（1）無商業(yè)或知識(shí)產(chǎn)權(quán)限制，制造商和材料供應(yīng)商可以大規(guī)模生產(chǎn)和采用基于這一材料的產(chǎn)品；（2）由于IN718強(qiáng)化相析出較慢，使材料具有很好的可焊性和可鑄性；（3）IN718在高溫下（650℃以下）具有較高的強(qiáng)度，其良好的延展性使它易于接受各種加工形式。所以，IN718以其各方面相當(dāng)平衡的性能以及較低的成本迅速地被各大渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)制造商接受并運(yùn)用到實(shí)際的生產(chǎn)中。可以說，IN718的出現(xiàn)促進(jìn)了渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)與制造的變革性發(fā)展，在發(fā)動(dòng)機(jī)減重、簡化結(jié)構(gòu)和降低制造成本方面起到了重要作用。

20世紀(jì)60年代，IN718最先在美國GE和P＆W公司生產(chǎn)的軍用飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)系列上得到大規(guī)模的使用［1，2］，如 GE的 TF39，LM2500發(fā)動(dòng)機(jī)系列中的壓氣機(jī)葉片、輪盤，P＆W 的J58，TF30，F(xiàn)100發(fā)動(dòng)機(jī)系列中的機(jī)匣等關(guān)鍵零部件。20世紀(jì)70年代，IN718材料開始大規(guī)模運(yùn)用到民用飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)上。圖1為IN718合金在GE生產(chǎn)的CF6發(fā)動(dòng)機(jī)中所占質(zhì)量比例?？梢钥吹剑谒屑庸こ尚蔚牧悴考牧现?，IN718一種材料就占34%（質(zhì)量分?jǐn)?shù)，下同），其中大部分以鍛件和鑄件毛坯的形式機(jī)加工而成。在P＆W的PW4000發(fā)動(dòng)機(jī)上，鎳基合金占發(fā)動(dòng)機(jī)總重的39%，這其中57%來自于IN718材料（圖2）。圖3為2000年GE所需所有鍛壓件材料比例，其中IN718占55%。圖4為1995～2000年GE所有發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)品系列中關(guān)鍵旋轉(zhuǎn)類零部件的材料種類所占比例，其中IN718所占比例一直高居60%以上，并且逐年增加，2001年達(dá)到近70%。這些數(shù)據(jù)都說明了IN718合金在當(dāng)今航空發(fā)動(dòng)機(jī)工業(yè)的重要作用。IN718材料在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上這種主宰式的應(yīng)用一直延續(xù)到了今天。

1 IN718的材料性能

IN718合金的典型化學(xué)成分如表1所示。其中Ti，Al，Nb等元素是組成強(qiáng)化相——γ″（Ni3Nb）和γ′（Ni3（Al，Ti））的重要元素，對IN718材料的硬度、抗拉強(qiáng)度、疲勞壽命起到非常重要的作用。而IN718強(qiáng)化相的析出比較緩慢，經(jīng)過鑄造或高溫鍛造的IN718，從熔點(diǎn)或固溶溫度迅速冷卻過程中，γ母體中來不及析出γ″和γ′等強(qiáng)化相，所以此時(shí)材料偏軟，強(qiáng)度不高。經(jīng)過鑄鍛焊后的IN718一般需要采用適當(dāng)?shù)臒崽幚矸椒?，使晶粒中析出均勻分布的γ″和γ′?qiáng)化相微粒。硬化后的IN718兩個(gè)強(qiáng)化相大約分別占體積的4%和16%，γ′相的顆粒大小一般在50～100nm左右。在固溶熱處理與時(shí)效熱處理過程中，冷卻速率、溫度、時(shí)間等參數(shù)會(huì)直接影響γ′微粒形成過程，即成核、生長、變粗及與其之間的互相作用，從而影響最終材料的力學(xué)性能。固溶熱處理（Solution Treatment and Aging，STA）是典型的IN718熱處理方法，即將材料加熱到強(qiáng)化相固溶溫度980～1100℃，保持至少1h，經(jīng)氣體快速冷卻進(jìn)入雙時(shí)效處理，在720℃ 保持8h，爐內(nèi)冷卻到620℃，保證整個(gè)時(shí)效處理在18h以上，空氣冷卻至室溫。

表1 IN718合金化學(xué)成分 （質(zhì)量分?jǐn)?shù)／%）Table 1 The chemical composition of alloy IN718（mass fraction／%）

經(jīng)過固溶淬火后的IN718材料屈服強(qiáng)度較低，表面洛氏硬度為HRC20或HRA55左右。這使得材料在時(shí)效強(qiáng)化之前具有很好的可鍛性，因此在航空發(fā)動(dòng)機(jī)零部件制造中，IN718被大量用于鍛造結(jié)構(gòu)部件和關(guān)鍵旋轉(zhuǎn)部件，例如輪盤、機(jī)匣、壓氣葉片。IN718的強(qiáng)化相γ″和γ′的析出需要較長的時(shí)效熱處理時(shí)間，因此在焊接過程中強(qiáng)化相來不及析出，焊后的熱應(yīng)力小，不易產(chǎn)生應(yīng)變時(shí)效裂紋，因而具有很好的可焊性。和其他鎳基合金如Astroloy，Rene41比較，經(jīng)過時(shí)效熱處理后的IN718，由于強(qiáng)化相的析出，材料強(qiáng)度和硬度都有明顯的提高（圖5）。IN718的這種緩慢時(shí)效硬化的特性，使其適用的加工方法更加廣泛，除傳統(tǒng)的鑄、鍛、焊外，還可用于多種特種加工工藝，例如噴射成型，滾壓成型，以及激光沉積成型等等。

圖5 時(shí)效熱處理溫度為760℃時(shí)IN718，Rene41，Astroloy合金硬度與時(shí)效時(shí)間的關(guān)系曲線［3］Fig.5 The hardness change of IN718，Rene41，Astroloy with aging time at 760℃［3］

激光金屬直接沉積成形技術(shù)作為精確而靈活的快速成型制造與修復(fù)手段，近年來已大量應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)的制造領(lǐng)域［4－6］。圖6為激光金屬直接沉積成形的IN718材料微觀金相組織圖，比較了分別經(jīng)過激光沉積、直接時(shí)效處理、固溶熱處理和均勻化處理后的金相組織?？梢钥吹?，激光沉積的微觀組織由細(xì)小的枝晶組成，枝晶間的析出物為由高溫元素Nb，Mo等組成的偏析相Laves相（或稱萊維氏相，分子式為（Ni，Cr，F(xiàn)e）2（Nb，Mo，Ti））。體積較大的 Laves相（一般在鑄件容易產(chǎn)生），由于其高脆性和大量強(qiáng)化元素Nb的消耗，導(dǎo)致材料強(qiáng)度、延展性、疲勞壽命、抗裂紋性能下降［7，8］。經(jīng)過標(biāo)準(zhǔn)雙時(shí)效處理后的金相組織，雖然晶粒中有細(xì)小的γ′強(qiáng)化相微粒析出，但在SEM顯微鏡下的表征與未經(jīng)過熱處理的金相組織相似，細(xì)小的枝晶與Laves相形貌、所占體積沒有明顯變化。而經(jīng)過980℃固溶熱處理后的晶間偏析相有明顯變化，枝晶間的Laves相在固溶溫度下轉(zhuǎn)變成了針狀的δ相（Ni3Nb）。這種“晶界嚙合”效應(yīng)對提高材料強(qiáng)度有一定的益處。而經(jīng)過更高溫度1093℃的均勻化熱處理后，晶界間的δ相基本被熔化，經(jīng)高溫再結(jié)晶后晶粒明顯增粗，這會(huì)導(dǎo)致材料延展性提高而強(qiáng)度下降。

圖6 不同熱處理?xiàng)l件下，激光金屬直接沉積成形的IN718材料微觀金相組織圖［4］（a）激光沉積；（b）激光沉積＋直接時(shí)效；（c）激光沉積＋固溶＋時(shí)效；（d）激光沉積＋均勻化＋固溶＋時(shí)效Fig.6 Laser powder deposited IN718microstructure，compared between four different heat treatment［4］（a）as deposit；（b）direct aged；（c）solution＋aging；（d）homgenization＋STA

美國GE公司對IN718材料在高溫環(huán)境下長時(shí)間的蠕變性能做了大量系統(tǒng)的測試［3］。圖7（a）為IN718鍛件（渦輪盤材料）在不同溫度下的蠕變斷裂強(qiáng)度與壽命曲線。為了預(yù)測在更接近實(shí)際載荷下的較長蠕變壽命（＞10000h），GE的工程師首先采用了Larson－Miller參數(shù)模型。Larson－Miller參數(shù)定義為P（L.M.）＝T［lgtr＋C］，T為溫度（K），tr為蠕變破裂壽命（h），C為常數(shù)，對于金屬材料通常取值20。在測試范圍中，用Larson－Miller參數(shù)可以將在不同溫度、應(yīng)力載荷下的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)用一條曲線擬合出來（圖7（b））。在有限實(shí)驗(yàn)條件和數(shù)據(jù)的情況下，利用這樣的Larson－Miller曲線，可以預(yù)測出長蠕變壽命下的應(yīng)力載荷值。對于圖7所示的IN718合金測試數(shù)據(jù)，Larson－Miller曲線的常數(shù)C取值為25。

由于IN718具有緩慢的時(shí)效硬化現(xiàn)象，在650℃以下具有良好的高溫穩(wěn)定性。IN718材料被廣泛地應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)、核電等工業(yè)，出于對壽命和安全性的要求，美國在20世紀(jì)70年代末，對IN718鑄件材料進(jìn)行了長期時(shí)效熱處理的研究。測試的時(shí)效時(shí)間長達(dá)50000h，積累了豐富的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。圖8為在593℃和649℃溫度下，長達(dá)50000h的時(shí)效時(shí)間對材料的屈服強(qiáng)度和伸長率的影響?？梢钥吹皆?93℃下，材料屈服強(qiáng)度一直隨時(shí)效時(shí)間增加而提高，尤其是在開始的幾千小時(shí)內(nèi)增長迅速。649℃下的前幾千小時(shí)時(shí)效也對材料屈服強(qiáng)度有顯著提高作用，但隨后的長時(shí)間時(shí)效使材料“軟化”，屈服強(qiáng)度隨時(shí)間逐漸下降。圖9為同時(shí)期另一組試樣在更多時(shí)效溫度下，時(shí)效時(shí)間對材料屈服強(qiáng)度的影響。注意到與上述測試結(jié)果的不同之處是，在593℃下，材料“軟化”發(fā)生在10000～20000h之間。

圖8 593℃和649℃下50000h時(shí)效時(shí)間對IN718屈服強(qiáng)度和伸長率的影響［9］Fig.8 The yield strength and elongation after up to 50000haging at 593℃and 649℃［9］

對于IN718合金在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用，需要綜合考慮強(qiáng)度與蠕變、裂紋擴(kuò)展等性能要求，選擇合適的材料加工方法和熱處理方法，以及所得到的晶粒度。晶粒度大小對IN718的力學(xué)性能有非常顯著的影響，細(xì)晶可以獲得較高的合金強(qiáng)度和疲勞壽命［10，11］，而粗晶對抗蠕變和疲勞裂紋擴(kuò)展速率性能有利，這種趨勢在高溫和低應(yīng)力情況下更加明顯［12，13］。因此，為獲得材料優(yōu)良的綜合性能，必須選擇適中的晶粒度大小。表2為GE飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)與其供應(yīng)商所用的IN718合金種類與性能。其中，DA718（即直接時(shí)效718）是由高溫鍛造淬火后的IN718直接時(shí)效處理而來，省去了固溶處理。材料淬火后的殘留應(yīng)變有助于提高γ″和γ′強(qiáng)化相的析出速率，從而提高材料的強(qiáng)度（圖10）。由于DA718的晶粒度細(xì)小，其強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度性能優(yōu)越，但是抗蠕變和裂紋擴(kuò)展能力有限。一個(gè)典型的

DA718應(yīng)用實(shí)例是小型發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣葉盤（如GE的CF34）。從表2可知，HS718，DA718等合金的高強(qiáng)度主要是由于晶粒細(xì)化和應(yīng)變強(qiáng)化的作用。此外，由于Nb為組成γ″和γ′強(qiáng)化相的主要元素，含Nb量偏高可以保證充足的強(qiáng)化相析出。但是Nb含量高使δ相固溶溫度提高，固溶處理時(shí)需要提高相應(yīng)的熱處理溫度，以防止過多δ相析出對材料蠕變性能造成損害。

圖9 另一組IN718試樣在不同時(shí)效溫度和時(shí)效時(shí)間下對材料屈服強(qiáng)度的影響［9］Fig.9 Effect of long aging time on yield strength of IN718from another round of tests［9］

表2 GE飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)盤件使用IN718種類［1］Table 2 Types of IN718used for aircraft engine disks at GE Aviation［1］

2 IN718鑄鍛工藝

2.1 鑄造工藝

圖10 GE各類IN718合金材料的名義強(qiáng)度對比［1］Fig.10 Nominal tensile strength comparison of IN718 variants applied to GE Aviation Production［1］

為了獲得高潔凈度的IN718合金材料用于發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵零部件的制造，IN718的鑄造母合金一般經(jīng)過3次熔煉過程制成，即真空感應(yīng)熔煉（Vaccum Induction Melting，VIM）、電渣重熔（Electric Slag Remelting，ESR）以及真空電弧重熔（Vacuum Arc Remelting，VAR）［14，15］。美國從1983年開始，采用三重熔煉的方法制造IN718等鎳基合金鑄造母合金。研究證明，三重熔煉過程可以有效降低偏析程度以及氧化夾雜物含量。采用任意兩種熔煉方式都不足以解決材料的所有缺陷。例如，采用VIM＋VAR的方式，易出現(xiàn)氧化物和白斑。白斑是在材料局部區(qū)域內(nèi)缺少強(qiáng)化項(xiàng)γ′＋γ″以及與其相關(guān)的強(qiáng)化元素鋁、鈦、鈮。白斑出現(xiàn)的區(qū)域會(huì)造成材料強(qiáng)度顯著降低。而采用VIM＋ESR的方式，不利于降低氣體元素含量。電渣重熔被應(yīng)用于鑄造母合金制備工藝的第二步熔煉過程，可產(chǎn)生反應(yīng)使得一些非金屬夾雜物如氧化物以及硫化物被去除，并且可以有效減小真空感應(yīng)熔煉留下來的宏觀偏析相。而第三步的真空電弧重熔能夠進(jìn)一步減小晶間Nb的偏析相——δ相，并去除大量通過蒸汽形式排出的雜質(zhì)元素，如鉛、鉍等，同時(shí)在真空系統(tǒng)中排除氧、氮。由于其排出夾雜物的能力很強(qiáng)，真空電弧重熔被認(rèn)為是最重要以及最廣泛使用的超合金重熔工藝手段。應(yīng)用精確的超聲檢測手段，也為準(zhǔn)確檢測材料缺陷出現(xiàn)的概率和尺寸起到了重要作用。研究證明，和兩次熔煉相比，采用三次熔煉方法可以減少50%的鑄造毛坯不合格率（用同樣超聲手段檢測出的不合格率）［14］。

發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵旋轉(zhuǎn)件的制備需要結(jié)合先進(jìn)的鑄造與鍛造工藝［15］，具有以下特點(diǎn)：（1）首先加強(qiáng)了合金的熔煉和鑄錠質(zhì)量控制，除在真空感應(yīng)熔煉時(shí)進(jìn)行嚴(yán)格的凈化過濾外，還對熔體采用高溫處理以減少夾雜物，隨后采用電渣重熔或電弧重熔減少夾雜物，提高合金的純凈度；（2）通過真空熔爐設(shè)備和工藝的改進(jìn)，建立對自耗錠重熔、凝固結(jié)晶過程的精細(xì)控制，增加吹氦對鑄錠的冷卻，在鑄錠的結(jié)晶前沿形成高的溫度梯度，以高的凝固速率、小的熔池深度減少偏析，獲得比較均勻的鑄錠組織，從而改善鑄錠的加工塑性；（3）與鑄錠均勻化處理和開坯相結(jié)合，在γ′＋γ″兩相區(qū)溫度范圍內(nèi)進(jìn)行等溫鍛造，通過控制動(dòng)態(tài)再結(jié)晶的過程，把鑄錠的鑄態(tài)組織轉(zhuǎn)變?yōu)殄懺戾V坯的細(xì)晶組織，從而提高坯件的熱塑性甚至超塑性。

在鑄造過程易產(chǎn)生的另一缺陷是鑄件表面下的微小孔隙，這對材料的疲勞壽命有致命的影響。采用熱等靜壓（HIP）工藝可以有效消除IN718鑄件的孔隙，使組織均勻化。在HIP工藝之前也可對材料進(jìn)行均勻化熱處理，以減少Laves相的含量。對于IN718，熱等靜壓溫度太低不能閉合小孔和有效均勻化，溫度太高會(huì)引起偏析相的首先熔化，也會(huì)降低材料的疲勞壽命。研究表明［2］，對于鑄造IN718采用1190℃熱等靜壓溫度，可以獲得較長的低周疲勞壽命。

2.2 鍛造工藝

飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)零部件大量使用鍛造合金材料，例如，圖1所示CF6發(fā)動(dòng)機(jī)的鍛件占總質(zhì)量的82%。IN718鍛件一般采用熱模鍛的制造工藝。區(qū)別于傳統(tǒng)普通模鍛工藝，即模具溫度在150～400℃，熱模鍛工藝，指將模具加熱到低于毛坯溫度200～400℃的溫度鍛造，或者加熱到毛坯溫度相同的鍛造工藝，后者又稱等溫鍛造［16］。普通模鍛容易產(chǎn)生“冷模效應(yīng)”，即模具溫度低于鍛件溫度時(shí)，會(huì)使鍛件表面溫度迅速降低，造成鍛件表面和內(nèi)部塑性變形的不均勻性。采用等溫模鍛可以避免冷模效應(yīng)。對于大部分鎳基和鈦基高溫合金，鍛造溫度在925～1260℃。對于尺寸較大、強(qiáng)度要求較高的鍛件，如渦輪盤，國外已普遍采用等溫鍛造工藝。使用等溫鍛造可以明顯降低鍛造時(shí)的應(yīng)變速率與壓力，而較低的應(yīng)變速率可以避免模具和鍛件之間的摩擦熱、由快速塑性變形產(chǎn)生的不均勻再結(jié)晶、組織不穩(wěn)定性以及徑向裂紋的產(chǎn)生。此外，等溫模鍛制造的鍛件可以更接近與零件凈形，節(jié)省后續(xù)機(jī)加工成本。

熱模鍛設(shè)備的加熱方式一般可分為電阻加熱、感應(yīng)加熱和燃?xì)饣鹧婕訜幔?6］。對于鈦基合金的鍛件，模具材料一般可采用鎳基超合金（如IN100）；對于鎳基合金的鍛件，模具材料一般采用鉬合金。熱模鍛時(shí)采用石英粉末作為潤滑劑，一方面起到潤滑作用，另一方面起到隔熱的作用。等溫鍛造需在真空或惰性氣體環(huán)境中，以防止鍛件的氧化。由于等溫鍛造對溫度、模具材料、鍛造環(huán)境的要求，等溫鍛造的設(shè)備價(jià)格較高，加工速率有限。

3 新型IN718替代合金

近年來，隨著對渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的高性能、高效率的要求，發(fā)動(dòng)機(jī)工作溫度被不斷提高。而IN718合金的力學(xué)性能在超過650℃后迅速下降，所以長期以來用IN718制造的零部件的工作溫度被局限于650℃以下。這主要是由于IN718的γ″強(qiáng)化相屬于亞穩(wěn)定狀態(tài)相，當(dāng)溫度超過650℃時(shí)，γ″將迅速變粗并轉(zhuǎn)變成δ相，導(dǎo)致材料強(qiáng)度、蠕變性能迅速下降［17］。尋求一種性價(jià)比相似，而高溫穩(wěn)定性優(yōu)于目前IN718的合金材料一直倍受航空工業(yè)的關(guān)注。新的718合金衍生物需要將材料允許工作溫度上限提高到700℃左右，還需要具有較高的強(qiáng)度和較低的質(zhì)量。

為了達(dá)到上述目標(biāo)，美國自2001年開展了“金屬可 行 性 計(jì) 劃 ”（Metals Affordability Initiative，MAI）［18］。該計(jì)劃由 GE，P＆W，Honeywell，F(xiàn)irth－Rixson，Ladish，Allvac，Carpenter Technology等航空發(fā)動(dòng)機(jī)制造企業(yè)和材料供應(yīng)商合作進(jìn)行，并由美國空軍實(shí)驗(yàn)室資助。計(jì)劃旨在研發(fā)新型的低成本高溫合金材料，其主要指標(biāo)包括：零部件制備價(jià)格低于Waspaloy的75%；在704℃下組織穩(wěn)定性可以與IN718合金在621℃條件下相匹配；在649℃下抗蠕變與抗拉強(qiáng)度優(yōu)于Waspaloy在704℃的性能；在特定條件下的應(yīng)力斷裂性能不低于Waspaloy；在加工溫度下的延展性不低于IN718；在發(fā)動(dòng)機(jī)工作溫度下的延展性不低于Waspaloy；在特定條件下的抗磨損與焊接能力不低于IN718。

圖11（a）為IN718合金出現(xiàn)前后，其衍生替代鎳基高溫合金的發(fā)展歷程。較早期的Waspaloy和Rene41合金可以適用于700℃的工作溫度，但此類合金主要由大量γ′相強(qiáng)化，其硬度較高，而可鍛性和可焊性都相對較差（圖11（b）），容易在熱加工過程中產(chǎn)生裂紋。Waspaloy中含有較高的Mo，Co，Ta，其質(zhì)量和造價(jià)都較高。GE公司在20世紀(jì)80年代末研發(fā)了主要由γ″相強(qiáng)化的Rene220鑄造合金，用來替代IN718在689℃左右高溫下工作，其焊接性能與IN718接近。但是Rene220的Co，Ta含量較高，其造價(jià)與IN718相比沒有優(yōu)勢。991合金是GE在90年代研發(fā)的另一高溫合金，該合金將IN718中的一半Fe元素替換成Co和Ta，即9%Fe，9%Co，1%Ta，其牌號(hào)名稱由此得來。991合金性能與 Waspaloy接近，但造價(jià)略高于Waspaloy的10%。21世紀(jì)初，718Plus合金由美國ATI Allvac公司研制，被證明在700℃的溫度下具有更優(yōu)越的組織穩(wěn)定性，成為最有希望替代IN718合金的下一代全能型鎳基高溫合金。圖11（b）對包括718Plus在內(nèi)的各種高溫鎳基合金的可焊性給出評(píng)價(jià)。表3為718Plus和IN718、Waspaloy、Rene220等合金的名義化學(xué)成分（質(zhì)量分?jǐn)?shù)／%）的對比。

一般來說，鎳基合金的強(qiáng)化相中，γ′的高溫穩(wěn)定性要高于γ″相，因此適當(dāng)增加γ′相可以增強(qiáng)合金的高溫穩(wěn)定性。718Plus合金主要由γ′相強(qiáng)化［21］。合金元素Al、Nb、Ti都可以起到增強(qiáng)γ′的高溫穩(wěn)定性的作用。研究發(fā)現(xiàn)，相對于IN718合金，適當(dāng)增加Al＋Ti的含量可以增加γ′強(qiáng)化相的析出。當(dāng)Al＋Ti的原子比例達(dá)到4%左右，可以顯著提高合金力學(xué)性能在高溫下的穩(wěn)定性［17］。同時(shí) Al／Ti（原子分?jǐn)?shù)／%）比例也是影響合金高溫穩(wěn)定性的重要參數(shù)，這一比例的優(yōu)化值為4。除了強(qiáng)化相的析出，合金的機(jī)體強(qiáng)化元素Co，Mo，Cr，W等元素也可以通過固溶強(qiáng)化、輔助強(qiáng)化相析出，起到增強(qiáng)材料強(qiáng)度的作用。Co元素的加入可以大幅提升合金的應(yīng)力持久壽命和高溫穩(wěn)定性能，實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，Co的強(qiáng)化作用在9%時(shí)達(dá)到飽和（圖12）。高熔點(diǎn)合金元素 Mo（2.8%）和 W（1%）的加入，也對提高合金的持久壽命有顯著作用［17］。

圖11 鎳基高溫合金的發(fā)展歷程，包括IN718和718Plus的合金成分確立時(shí)間（a）［19］和各種合金可焊性能的對比，包括預(yù)測的718Plus范圍（b）［20］Fig.11 Developments leading up to alloy 718and subsequent efforts to improve capability over 718（a）［19］and relative weldability of various superalloys plotted along with anticipated alloy 718Plus behavior based on chemistry（b）［20］

表3 IN718的替代材料的化學(xué)成分（質(zhì)量分?jǐn)?shù)／%）Table 3 Chemical composition of IN718substitute alloys（mass fraction／%）

圖12 Co元素對718Plus高溫應(yīng)力持久壽命的影響［17］Fig.12 Effect of Co content on stress rupture life of 718Plus base alloys［17］

測試表明［19，22］，718Plus的高溫抗拉強(qiáng)度優(yōu)于IN718和Waspaloy，材料延展性與 Waspaloy相當(dāng)（圖13）。在高溫704℃下，718Plus與Waspaloy應(yīng)變控制低周疲勞壽命也明顯超過Waspaloy（圖14）。圖15為在704℃／551MPa高溫靜載應(yīng)力下，718Plus的持久壽命，可以看出718Plus的持久壽命與 Waspaloy相當(dāng)，并且明顯優(yōu)于IN718。同樣條件下718Plus的伸長率要高于IN718和Waspaloy。圖16比較了在650℃和703℃、3s鋸齒形循環(huán)應(yīng)力載荷下，718Plus、IN718和Waspaloy的裂紋擴(kuò)展速率與循環(huán)應(yīng)力強(qiáng)度ΔK的關(guān)系?？梢钥闯?，718Plus在650℃溫度下抵御裂紋擴(kuò)展的能力要優(yōu)于IN718和 Waspaloy合金，其在703℃的裂紋擴(kuò)展速率甚至還要低于IN718和Waspaloy在650℃的裂紋擴(kuò)展速率。

圖13 718Plus與IN718、Waspaloy相比，屈服強(qiáng)度與最大抗拉強(qiáng)度隨溫度的變化［22］Fig.13 Tensile properties of 718Plus alloy as compared to IN718and Waspaloy from another test［22］

綜上所述，718Plus合金已被證明具有可靠的力學(xué)性能，其高溫穩(wěn)定性優(yōu)于IN718和Waspaloy。未來有待進(jìn)一步研究的是718Plus大規(guī)模工業(yè)化生產(chǎn)后的材料性能穩(wěn)定性和材料造價(jià)的控制。近期國際市場Co的價(jià)格攀升，不利于該合金的價(jià)格控制和大規(guī)模推廣。另外，對718Plus合金的可焊性雖然已有很好的評(píng)價(jià)［19］，但是，718Plus比IN718更易產(chǎn)生焊接熱影響區(qū)微裂紋［23］，這與718Plus含有較高的P，B有關(guān)。

4 結(jié)論

本文回顧了IN718合金在航空發(fā)動(dòng)機(jī)工業(yè)的應(yīng)用歷史。對IN718基本力學(xué)性能、高溫穩(wěn)定性能，以及目前國外應(yīng)用的鑄、鍛制造工藝現(xiàn)狀做了綜述。對國外正在研究的新型衍生替代合金，如718Plus合金的發(fā)展現(xiàn)狀進(jìn)行了介紹。

IN718合金在航空發(fā)動(dòng)機(jī)工業(yè)的應(yīng)用已經(jīng)走過了50年，其大規(guī)模的生產(chǎn)供應(yīng)、低廉的成本、良好的可加工性能，使其成為航空工業(yè)不可替代的超級(jí)合金材料。隨著渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)工作溫度的不斷提升，需要尋求一種比IN718合金具有更高溫度穩(wěn)定性、更長壽命的合金材料。本文介紹的幾種新型IN718衍生合金，在性能上都已經(jīng)被證明可以達(dá)到這一要求。但是，新型合金材料完全替代IN718仍然需要漫長的大規(guī)模工業(yè)化過程的檢驗(yàn)，需要航空發(fā)動(dòng)機(jī)制造商、材料供應(yīng)商，以及國家政策上的共同努力與持續(xù)扶持。

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Review of INCONEL 718Alloy：Its History，Properties，Processing and Developing Substitutes

QI Huan
（University of Michigan－Shanghai Jiaotong University Joint Institute，Shanghai Jiaotong University，Shanghai 200240，China）

Since its invention and initial application in gas turbine components in the early 60’s of 20thcentury at INCO Huntington Alloys（now called Special Metals Co.），INCONEL 718alloy（IN718）has become the most widely used nickel based superalloy in the aircraft engine industry.It was used in many critical aircraft engine components，accounting for over 30%of the total finished component mass of a modern aircraft engine.This article reviews IN718alloy development history，its mechanical properties，long－term thermal stabilities，industrial processing methods，and current developing substitute alloys for enhanced thermal stability.

INCONEL 718；nickel－based superalloy；718Plus；aircraft engine

V252

A

1001－4381（2012）08－0092－09

2011－07－12；

2012－01－09

齊歡（1974－），男，博士，副教授，從事先進(jìn)材料激光加工方面研究工作，聯(lián)系地址：上海市閔行區(qū)東川路800號(hào)上海交通大學(xué)密西根學(xué)院208室（200240），E－mail：huan.qi＠sjtu.edu.cn