熱處理對GH6783 合金拉伸性能的影響

■宋 篪 ■遼寧省產品質量監督檢驗院，遼寧 沈陽 110000

用低膨脹高溫合金做薄壁靜子結構部件，如機匣、密封環等，可使控制部件間隙簡單易行，降低發動機重量和成本，提高飛機性能［1］。在現有低膨脹高溫合金中，IN783 合金密度最低，同時還具有良好的抗氧化性和抗缺口敏感性能［1，2］。該合金調整Ni，Fe 和Co 的比率，加入γ'相組成元素Nb 和Ti，并將Al 含量提高到5.4%，形成了γ-γ'-β 三相共存的組織;同時添加3%的Cr，在不顯著影響熱膨脹性能的條件下，來提高抗氧化和抗鹽霧腐蝕能力［2，3］。

相對于其它低膨脹合金，IN783 合金的室溫和高溫拉伸塑性較高，強度較低［1］。IN783 的標準熱處理制度中采用了和IN718 合金相同的時效制度，但IN783 合金Al 含量要高于IN718，其相析出行為也會有所不同。對IN783 合金熱處理的研究［3，4］表明，改變熱處理制度對IN783合金的拉伸、持久和疲勞性能都有影響。但針對IN783 合金的熱處理保溫時間和冷卻速率方面的研究更少。

本文重點考察了改變熱處理制度對拉伸性能的影響。

1 實驗材料與方法

用真空感應熔煉10kg 錠，經均勻化退火、鍛造最后軋成φ18mm 圓棒。試驗用料設計成分(wt-%)為:Fe(bal.)，Ni(28.5)，Co(34.0)，Cr(3.0)，Al(5.4)，Nb(3.0)，Ti(0.1)，C(0.01)。

切取試樣，分別進行以下熱處理，研究對650℃拉伸、室溫拉伸性能的影響:(1)在1150℃固溶1h，水冷;在845 保溫4h，空冷;再分別在740℃，720℃，700℃，675℃保溫8h 后，以55℃/h 冷速爐冷到621℃，再在621℃保溫8h 后空冷。比較高溫固溶產生大晶粒后，第二階段時效開始溫度對拉伸性能的影響。(2)在1115℃固溶1h，水冷;在845℃保溫4h，空冷;再在721℃分別保溫20、14、8、4h，以55℃/h 冷速爐冷到621℃，再在621℃保溫8h 后空冷。比較低溫固溶小晶粒時，721℃時效時間對拉伸性能的影響。(3)在1115℃固溶1h，水冷;在845℃保溫4h，空冷;再在721℃保溫8h 后分別以①空冷、②55℃/h 爐冷到621℃后再空冷、③55℃/h 爐冷到621℃，再在621℃保溫8h，空冷。考察721℃時效后，不同冷卻速率對性能的影響。

2 實驗結果

當固溶溫度較高(1150℃)時，第二階段開始時效溫度對合金650℃拉伸性能的影響見圖1?？梢?，隨著第二階段開始時效溫度的提高，合金的屈服強度和抗拉強度小幅上升，屈服強度在590-610MPa間，抗拉強度在830-865MPa 間，塑性在高于721℃時效降低明顯，都高于20%。

圖1 高溫固溶后，第二階段時效溫度對GH6783 合金650℃拉伸性能的影響

當固溶溫度較低(1115℃)時，第二階段時效開始溫度為721℃時，保溫時間對合金室溫和650℃拉伸性能的影響見圖2 和圖3。隨著時效時間延長，室溫拉伸屈服強度緩慢升高，但抗拉強度有緩慢降低的趨勢;室溫拉伸延伸率有逐漸降低趨勢，但斷面收縮率先增加后降低(圖2)。在721℃時效8h 時，650℃強度最高，而后降低非常緩慢。650℃塑性也出現先增加后降低的趨勢，峰值出現在14h 時。相比于圖1a，低溫固溶后的650℃強度整體高于高溫固溶狀態。綜上選擇721℃保溫8h做為第一階段γ'時效條件對室溫和650℃拉伸性能較為有利。

721℃時效8h 后，不同冷速對室溫強度的影響如圖4 所示。當時效后的冷速由空冷調整為爐冷到621℃再空冷后，強度有明顯增加，屈服強度由730MPa 增加到790MPa，抗拉強度由1150MPa 升高到1200MPa;斷面收縮率稍有增加，延伸率變化不大。當在621℃保溫8h后，屈服強度和抗拉強度再增加30MPa，塑性變化不大。

圖2 低溫固溶后，721℃時效時間對GH6783 合金室溫拉伸性能的影響

圖3 721℃時效時間對GH6783 合金650℃拉伸性能的影響

圖4 721℃時效8 后冷卻條件對GH6783 合金室溫拉伸性能的影響

3 結論

相比于固溶溫度為1150℃時，固溶溫度為1115℃時，合金的拉伸強度更高，塑性無明顯變化。第二階段時效溫度升高，強度緩慢增加，塑性逐漸降低。第二階段時效時間延長后，室溫和650℃強度先增加逐漸降低，塑性緩慢降低。721℃時效后冷速變慢對強度有利。在721℃時效8h 后以55℃/h 冷速爐冷到621℃再保溫8h 后，空冷可以使GH6783 合金獲得良好的強度和塑性配合。

［1］鄧波，韓光煒，馮滌.航空材料學報，2003∶244-249.

［2］Tundermann J H.Huntington:Inco Alloys International Inc.1996∶25705-1771.

［3］Smith S，Heck K A.Superalloys 1996∶TMS-AIME，1996∶91-100.

［4］賈新云，趙宇新，張紹維.材料工程.2006(增刊):165-167.