阅读说明：本技术 一种镍钴基高温合金涡轮盘及其制备方法 (Nickel-cobalt-based high-temperature alloy turbine disc and preparation method thereof ) 是由 张瑞 崔传勇 周亦胄 孙晓峰 于 2020-05-25 设计创作，主要内容包括：本发明是关于一种镍钴基高温合金涡轮盘及其制备方法,主要采用的技术方案为：所述镍钴基高温合金涡轮盘的表层具有微孪晶,且所述表层处于压应力状态。所述镍钴基高温合金涡轮盘的制备方法包括对锻造成型的涡轮盘坯进行表面处理,得到镍钴基高温合金涡轮盘；其中,表面处理包括：对锻造成型的涡轮盘坯进行固溶处理、对固溶处理后的涡轮盘坯进行切削粗加工、对切削粗加工处理后的涡轮盘坯进行时效处理、对时效处理后的涡轮盘坯进行热喷丸处理、对热喷丸处理后的涡轮盘坯进行热机械表面处理,得到镍钴基高温合金涡轮盘。本发明主要用于在涡轮盘的表层中引入微孪晶,以增强涡轮盘表层的抗蠕变、抗疲劳性能,以延长涡轮盘的服役寿命。(The invention relates to a nickel-cobalt-based high-temperature alloy turbine disc and a preparation method thereof, and the technical scheme mainly adopted is as follows: the surface layer of the nickel-cobalt-based superalloy turbine disk is provided with micro twin crystals, and the surface layer is in a compressive stress state. The preparation method of the nickel-cobalt-based high-temperature alloy turbine disc comprises the steps of carrying out surface treatment on a forged and formed turbine disc blank to obtain the nickel-cobalt-based high-temperature alloy turbine disc; wherein the surface treatment comprises: the method comprises the steps of carrying out solution treatment on a forged turbine disc blank, carrying out cutting rough machining on the turbine disc blank after the solution treatment, carrying out aging treatment on the turbine disc blank after the cutting rough machining, carrying out thermal shot blasting treatment on the turbine disc blank after the aging treatment, and carrying out thermal mechanical surface treatment on the turbine disc blank after the thermal shot blasting treatment to obtain the nickel-cobalt-based high-temperature alloy turbine disc. The method is mainly used for introducing the micro twin crystal into the surface layer of the turbine disk so as to enhance the creep resistance and fatigue resistance of the surface layer of the turbine disk and prolong the service life of the turbine disk.)

一种镍钴基高温合金涡轮盘及其制备方法

技术领域

本发明涉及一种涡轮盘技术领域，特别是涉及一种镍钴基高温合金涡轮盘及其制备方法。

背景技术

涡轮盘是现代航空发动机的重要热端部件，其主要作用是固定涡轮叶片和传递动力；涡轮盘是在承受着复杂的温度载荷、离心载荷和气动载荷的极端环境下工作。随着航空发动机逐步向高性能、高可靠、长寿命、大型化的方向发展，对航空涡轮盘等关键部件的承温能力和力学性能要求也不断提高，涡轮盘也常常会因为其内部应力增大、表面质量不合格，在反复载荷作用下导致破裂或变形过大而失效。

为了满足先进航空发动机的发展需求，涡轮盘用高温合金在设计时会添加大量的合金元素，以实现固溶强化和析出强化，从而提高涡轮盘的服役温度。但是，高合金化的同时会增加了涡轮盘的热加工难度。

镍钴基高温合金同其他先进的涡轮盘用合金一样，合金的强度大和导热性差属于难切削加工合金。这类合金机械加工后，表面光洁度差，残留的车刀痕迹会在服役过程中的高温循环应力作用下容易形成裂纹源，严重影响盘件的服役寿命。同时热加工或热处理过程中过高的冷速，使盘件产生大的温度梯度，从而形成热应力，过大的热应力引起的残余应力会导致盘件变形，盘件的尺寸不符合要求会导致最终报废。

在涡轮盘的制备中，对涡轮盘坯的表面处理技术至关重要，其直接会影响涡轮盘的表面性能及服役寿命。而现有技术中的表面处理技术具体为：对热模锻成型的涡轮盘坯依次进行固溶处理、时效处理、切削加工处理后，得到最终尺寸的涡轮盘。但是，本发明的发明人发现：经上述表面处理技术处理后的涡轮盘在服役时容易形成疲劳裂纹，或发生蠕变失效，服役寿命较短。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种镍钴基高温合金涡轮盘及其制备方法，主要目的是在涡轮盘的表层引入微孪晶，以增强涡轮盘表层的抗蠕变、抗疲劳性能，以延长涡轮盘的服役寿命。

为达到上述目的，本发明主要提供如下技术方案：

一方面，本发明的实施例提供一种镍钴基高温合金涡轮盘，其中，所述镍钴基高温合金涡轮盘的表层具有微孪晶，且所述表层处于压应力状态；优选的，所述镍钴基高温合金涡轮盘的表层为富集微孪晶层。优选的，所述表层的厚度≥0.5mm。

优选的，以重量百分含量计，所述镍钴基高温合金涡轮盘包括以下成分：Co 20-35％、Ta 0-5％、Cr 10-25％、Ti 3-7％、Al 0.2-5％、W 0.1-5％、Mo 0.1-5％、Nb 0.1-5％、Mn 0.1-1％、V 0.1-1％、C 0.005-0.2％、Zr 0.01-0.1％、B 0.001-0.1％、余量为Ni和不可避免的杂质。

优选的，所述镍钴基高温合金涡轮盘的表面粗糙度Ra≤0.2μm；

优选的，所述镍钴基高温合金涡轮盘的表面微观硬度≥700HV；所述镍钴基高温合金涡轮盘的尺寸精度至少达到IT5(IT5或更高级尺寸精度)。

另一方面，本发明实施例还提供一种镍钴基高温合金涡轮盘的制备方法，其中，其包括：对锻造成型的涡轮盘坯进行表面处理，得到镍钴基高温合金涡轮盘；优选的，所述锻造成型的涡轮盘坯为热模锻成型的涡轮盘坯或等温锻成型的涡轮盘坯；

其中，所述表面处理包括：

固溶处理：对所述锻造成型的涡轮盘坯进行固溶处理；

切削粗加工处理：对固溶处理后的涡轮盘坯进行切削粗加工；

时效处理：对切削粗加工处理后的涡轮盘坯进行时效处理；

热喷丸处理：将弹丸喷射到所述时效处理后的涡轮盘坯的表面，以在时效处理后的涡轮盘坯的表面锤击出凹陷；

热机械表面处理：对热喷丸处理后的涡轮盘坯进行表面机械加工处理，得到镍钴基高温合金涡轮盘。

优选的，所述固溶处理的步骤包括：使所述锻造成型的涡轮盘坯在0.75-0.95Tm的温度下固溶处理2-10h，冷却后，得到固溶处理后的涡轮盘坯；其中，所述Tm为涡轮盘用镍钴基高温合金的熔点。

优选的，在所述切削粗加工处理的步骤中：切削粗加工的目标尺寸相对于涡轮盘的最终尺寸富余4-10mm。

优选的，所述切削粗加工处理后的涡轮盘坯的表面粗糙度Ra为25-50μm。

优选的，所述时效处理的步骤，包括：

第一步时效处理：将切削粗加工处理后的涡轮盘坯在第一温度下保温第一设定时间，冷却后，得到第一步时效处理后的涡轮盘坯；优选的，所述第一温度为比涡轮盘用镍钴基高温合金的析出相固溶温度低450-550℃的温度；优选的，第一设定时间为15-30h；

第二步时效处理：将第一步时效处理后的涡轮盘坯在第二温度下保温第二设定时间后，得到时效处理后的涡轮盘坯；优选的，所述第二温度为比所述涡轮盘用镍钴基高温合金的析出相固溶温度低350-450℃的温度；优选的，所述第二设定时间为10-30h。

优选的，所述热喷丸处理的步骤在保温箱中进行；优选的，将时效处理后、且未冷却的涡轮盘坯转移至保温箱中进行热喷丸处理；和/或

在所述热喷丸处理步骤中：所述凹陷的深度为2-5mm；和/或

在所述热喷丸处理步骤中：所述弹丸的直径为1.2-2.5mm；和/或

所述热喷丸处理的温度比所述镍钴基高温合金涡轮盘的服役温度高10-50℃。

优选的，所述热机械表面处理的步骤，包括：

将热喷丸处理后的涡轮盘坯进行回炉保温后，转移到保温箱中，利用刀具对热喷丸处理后的涡轮盘坯进行表面机械加工处理，冷却后，得到镍钴基高温合金涡轮盘；

优选的，所述热机械表面处理的温度比所述镍钴基高温合金涡轮盘的服役温度高10-50℃。

优选的，所述锻造成型的涡轮盘坯的制备步骤如下：

1)对原料进行真空感应熔炼、电渣重熔和真空感应自耗熔炼，得到铸锭；

2)对所述铸锭进行均匀化处理；

3)对均匀化处理后的铸锭进行开坯锻造，得到双相细晶棒材；

4)对所述双相细晶棒材进行锻造成型，得到锻造成型的涡轮盘坯。

优选的，以重量百分含量计，所述原料包括以下成分：Co 20-35％、Ta 0-5％、Cr10-25％、Ti 3-7％、Al 0.2-5％、W 0.1-5％、Mo 0.1-5％、Nb 0.1-5％、Mn 0.1-1％、V 0.1-1％、C 0.005-0.2％、Zr 0.01-0.1％、B 0.001-0.1％、余量为Ni。

优选的，在所述步骤2)中：先在1000-1150℃的温度下进行第一步均匀化处理后，再在1100-1250℃的温度下进行第二步均匀化处理。

优选的，在所述步骤3)中：采用软包套工艺在快锻机上对铸锭进行开坯锻造；优选的，开坯锻造的温度为850-1150℃。

优选的，在所述步骤4)中：利用锻造设备对所述双相细晶棒材进行热模锻造，得到热模锻成型的涡轮盘坯，其中，所述热模锻造的温度为900-1150℃；或利用锻造设备对所述双相细晶棒材进行等温锻造，得到等温锻成型的涡轮盘坯，其中，所述等温锻造的温度为900-1150℃。

与现有技术相比，本发明的镍钴基高温合金涡轮盘及其制备方法至少具有下列有益效果：

一方面，本发明实施例提供的镍钴基高温合金涡轮盘的表层具有微孪晶，且表层处于压应力状态，从而使涡轮盘的表层形成高硬度的表层，可以使涡轮盘的抗疲劳、抗蠕变性能协同提高，能抑制裂纹萌生。进一步地，本发明实施例提供的镍钴基高温合金涡轮盘的精度和表面光洁度高，增加了涡轮盘服役过程中疲劳裂纹的萌生难度。因此，本发明实施例提供的镍钴基高温合金涡轮盘的服役寿命长。

另一方面，本发明实施例提供的镍钴基高温合金涡轮盘的制备方法，通过在表面处理步骤中，对涡轮盘坯依次进行固溶处理、切削粗加工、时效处理、热喷丸处理、热机械表面处理，使涡轮盘表层塑性变形以产生大量微孪晶(层错)，并且强化层为压应力状态，使涡轮盘的抗疲劳、抗蠕变性能协同提高，能抑制裂纹萌生；并且上述表面处理步骤使涡轮盘的尺寸精度和表面光洁度高，能增加涡轮盘在服役过程中疲劳裂纹的萌生难度。

进一步地，本发明实施例提供的镍钴基高温合金涡轮盘的制备方法，通过表面处理步骤中的固溶处理，将涡轮盘毛坯完全再结晶和均匀化处理，消除合金内部由于热模锻或等温锻产生的残余内应力，使基体中的γ′相大量回溶，降低合金硬度，以减小下一步切削粗加工的难度。

进一步地，本发明实施例提供的镍钴基高温合金涡轮盘的制备方法，通过表面处理步骤中的切削粗加工，使涡轮盘坯的尺寸和形状接近目标盘件尺寸和形状，能降低涡轮盘件的切削难度，便于后续的精加工处理(即，热表面机械处理)。

进一步地，本发明实施例提供的镍钴基高温合金涡轮盘的制备方法，通过表面处理步骤中的时效处理，使基体中充分析出γ′相，并使γ′相呈多尺度分布，充分发挥沉淀强化效果。

进一步地，本发明实施例提供的镍钴基高温合金涡轮盘的制备方法，通过表面处理步骤中的热喷丸处理，在涡轮盘的表面诱发一定厚度的微孪晶(层错)层，并在微孪晶(层错)层形成压应力状态，具有大量微孪晶(层错)的高硬度表面层，可以使疲劳和蠕变性能协同提高，并抑制裂纹萌生。

进一步地，本发明实施例提供的镍钴基高温合金涡轮盘的制备方法，通过表面处理步骤中的热机械表面处理，以提高涡轮盘的尺寸精度、降低粗糙度，并在表层进一步产生更多体积分数的微孪晶(层错)。在此，热喷丸处理能使涡轮盘产生大厚度的表面强化层，而热机械表面处理增加强化层中微孪晶(层错)含量，两种工艺的协同结合使用，使涡轮盘可以获得优异的服役性能，提高其服役寿命。

上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，并可依照说明书的内容予以实施，以下以本发明的较佳实施例并配合附图详细说明如后。

附图说明

图1是比较例1制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表层微观组织图；

图2是实施例1制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表层微观组织图；

图3是实施例2制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表层微观组织图；

图4是实施例3制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表层微观组织图；

图5是实施例4制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表层微观组织图；

图6是实施例5制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表层微观组织图。

具体实施方式

为更进一步阐述本发明为达成预定发明目的所采取的技术手段及功效，以下结合附图及较佳实施例，对依据本发明申请的具体实施方式、结构、特征及其功效，详细说明如后。在下述说明中，不同的“一实施例”或“实施例”指的不一定是同一实施例。此外，一或多个实施例中的特定特征、结构、或特点可由任何合适形式组合。

本发明主要通过在镍钴基高温合金涡轮盘的表层引入微孪晶结构(即，将涡轮盘的表层诱发成富集微孪晶的强化层)，且使富集微孪晶的强化层处于压应力状态，来改善涡轮盘的表面质量，使涡轮盘表层的抗蠕变、抗疲劳性能协同增强，防止疲劳裂纹的萌生，提高涡轮盘的服役寿命，为先进航空发动机的核心部件提供性能保障，提高航空发动机的推重比。

在此，本发明中的术语“微孪晶”指的是：纳米尺度的孪晶(几个到几十个原子层的厚度)。微孪晶是镍基或镍钴基高温合金的一种重要的变形机制，主要发生在中高温条件下，微孪晶能够阻碍位错运动，达到强化高温合金的效果。

另外，关于本发明的术语“富集微孪晶层”：由于，涡轮盘表层中的微孪晶含量没法量化；“富集微孪晶层”指的是如图2-图6所示的从TEM的表层微观图中看到有大量的片层状结构的表层结构(如图2-图6中的片层状结构为微孪晶)。

一方面，本发明提供一种镍钴基高温合金涡轮盘的制备方法，具体包括如下步骤：

固溶处理：将热模锻成型的涡轮盘坯在0.75-0.95Tm(Tm为镍钴基高温合金的熔点温度)的温度下固溶处理2-10h，随后油冷至室温(在此，热模锻成型的涡轮盘坯也可以用等温锻成型的涡轮盘坯代替)。

切削粗加工处理：将固溶处理后的涡轮盘坯进行切削粗加工，切削粗加工的目标尺寸比涡轮盘最终尺寸富余4-10mm。按照涡轮盘的轮廓图，涡轮盘中心孔位置需要找正，对固溶处理后的涡轮盘坯表面进行粗切削，表面粗糙度Ra为25-50μm。

时效处理：在比涡轮盘用镍钴基高温合金的析出相固溶温度低450-550℃的温度下，对切削粗加工处理后的涡轮盘坯保温15-30h，空冷至室温(即，第一步时效处理)。然后在比涡轮盘用镍钴基高温合金的析出相固溶温度低350-450℃的温度下，对第一步时效处理后的涡轮盘保温10-30h，以进行第二步时效处理。

热喷丸处理：将第二步时效处理后、未冷却的涡轮盘坯转移到保温箱中，对保温箱中的涡轮盘坯进行喷丸处理。利用高压将1.2-2.5mm直径的弹丸喷射到盘件表面，使盘件表面锤击出凹陷，凹陷深度约2-5mm。热喷丸处理的温度高于涡轮盘服役温度10-50℃。

热机械表面处理：对热喷丸后的涡轮盘坯进行回炉保温，然后将涡轮盘坯转移到保温箱中，利用高硬度刀具对盘件进行表面加工处理，得到最终盘件尺寸，最后将盘件空冷至室温，得到镍钴基高温合金涡轮盘。表面处理刀具采用硬质合金，刀具必须通过循环水冷却。热机械表面处理可以是热机械滚压、碾压方法，热机械表面处理后盘件尺寸精度至少达到IT5，表面粗糙度Ra≤0.2μm，表面微观硬度≥700HV。热机械表面处理的温度高于涡轮盘服役温度的10-50℃。

另外，热模锻成型的涡轮盘坯(或等温锻成型的涡轮盘坯)的制备方法包括如下步骤：将原料按照配比分别进行真空感应熔炼、电渣重熔和真空感应自耗熔炼，得到三联冶炼铸锭；随后在1000-1150℃和1100-1250℃两个温度区间进行两步均匀化处理，然后将铸锭进行软包套，利用快锻机在850-1150℃温度区间进行开坯锻造，得到组织均匀的双相细晶棒材；利用锯床进行下料，进一步利用锻造设备在900-1150℃温度区间进行热模锻造(或等温锻造)，最后得到热模锻成型的涡轮盘坯(或等温锻成型的涡轮盘坯)。

较佳地，原料配比如下：以重量百分含量计，原料包括Co 20-35％、Ta 0-5％、Cr10-25％、Ti 3-7％、Al 0.2-5％、W 0.1-5％、Mo 0.1-5％、Nb 0.1-5％、Mn 0.1-1％、V 0.1-1％、C 0.005-0.2％、Zr 0.01-0.1％、B 0.001-0.1％、余量为Ni。

上述配方中，通过Co和Ta的含量来降低合金的层错能，使合金在服役温度区间产生层错(微孪晶)的变形机制，大量的微孪晶或者层错，层错(微孪晶)之间的交互作用、以及层错(微孪晶)与析出相的作用使实现微孪晶强化；而合金在高温变形区间仍然是再结晶变形机制，使合金具备相对优异的塑性加工性能。

另外，需要说明的是：喷丸处理、表面机械处理虽然是常用的金属材料表面处理方法，但是，现有的喷丸处理方法、机械滚压(碾压)处理方法都是在室温下进行。而室温下处理后的涡轮盘件在高温下服役时，盘件表面微观组织可能会产生纳米晶粒或变形晶粒的回复和长大，导致表面强化作用在盘件服役温度区间不明显，因此对寿命的改善不显著。本发明首次将喷丸处理、表面机械处理方法协同组合用在对涡轮盘坯的表面处理工艺中，且首次采用的是热喷丸处理、热表面机械处理。

上述制备方法中，通过热喷丸处理能有效调控涡轮盘表面含有微孪晶(层错)层的厚度、以及表面粗糙度，实现提高涡轮盘的高温强度、硬度、抗蠕变性能和抗疲劳裂纹萌生的目的。

上述制备方法中，固溶处理的目的是为了将涡轮盘毛坯完全再结晶和均匀化处理，消除合金内部由于热模锻(或等温锻)产生的残余内应力，使基体中的γ′相大量回溶，降低合金硬度，减小下一步切削加工难度。固溶温度以及保温时间的选择以消除残余应力、回溶γ′相以及控制晶粒尺寸为依据，故选择在0.75-0.95Tm温度下固溶处理2-10h，对涡轮盘毛坯进行油淬，一方面有充足的时间使得再结晶充分、残余内应力完全回复、以及γ′相大量回溶，另一方面抑制合金晶粒长大，防止晶粒异常长大的发生，同时冷却过程中抑制γ′相的大量析出。

上述制备方法中，切削粗加工的目的是使涡轮盘坯的尺寸和形状接近目标盘件尺寸和形状。与传统涡轮盘件的机械加工相比，本发明在该步骤仅仅是粗加工。涡轮盘用高温合金由于合金化程度高，并含有大量的析出相，合金的硬度大、变形抗力大、导热性差，因此属于难机械加工材料，直接精加工成目标盘件时难以保证盘件表面粗糙度和尺寸精度，表面质量差会使涡轮盘在服役过程中萌生疲劳裂纹，导致盘件失效。此步骤的切削加工是粗加工，故盘件表面粗糙度Ra 25-50μm，尺寸比目标盘件尺寸富余4-10mm即可，显著降低盘件切削难度。

上述制备方法中，时效处理的目的主要是使基体中充分析出γ′相，并使γ′相呈多尺度分布，充分发挥沉淀强化效果，所以进行双重时效处理，具体为：在比镍钴基高温合金的析出相固溶温度低550-450℃的环境中保温15-30h，保证晶粒内部γ′相充分析出，然后继续在比镍钴基高温合金的析出相固溶温度低450-350℃环境中保温10-30h，使第一步时效热处理析出的γ′相部分长大。

上述制备方法中，热喷丸处理的目的主要是在涡轮盘件表面诱发一定厚度的微孪晶(层错)层，并在微孪晶(层错)层形成压应力状态，具有大量微孪晶(层错)的高硬度表面层，可以使疲劳和蠕变性能协同提高，并抑制裂纹萌生。镍钴基高温合金在只有在服役温度区间变形才能产生微孪晶(层错)，并保证微孪晶(层错)层在涡轮盘服役时稳定，故喷丸处理必须在比涡轮盘额定温度高10-50℃的环境中进行。热喷丸处理采用第二步时效处理的余热，不需重新加热，节约能源和降低加工成本。

上述制备方法中，热机械表面处理的目的是为了提高涡轮盘的尺寸精度、降低粗糙度，并在表层进一步产生更多体积分数的微孪晶(层错)。本发明中切削加工和热喷丸处理均是粗加工，盘件尺寸精度和表面粗糙度均未达到使用要求，因此需要最终精加工，机械滚压或碾压是一种工件表面纳米化的方法，本发明中需要在盘件中产生高温下稳定的微观组织，故在比涡轮盘额定温度高10-50℃的环境中进行机械滚压或碾压，目的是使盘件表层产生更多体积分数的微孪晶(层错)，并且改善喷丸后盘件表面光洁度和尺寸精度。热喷丸产生大厚度的表面强化层，热机械滚压或碾压增加强化层中微孪晶(层错)含量，两种工艺结合使用，使盘件可以获得优异的服役性能，提高其服役寿命。

综上，本发明利用热喷丸和热机械表面处理以实现提高镍钴基高温合金涡轮盘的表面强化。与传统涡轮盘的车削和磨铣加工处理相比，本发明使盘件通过表层塑性变形产生大量微孪晶(层错)，并且强化层为压应力状态，盘件表层的微观组织和力学状态均优于传统机械加工；同时对于镍钴基高温合金这种难机械加工材料，本发明中盘坯通过车削粗加工、喷丸和滚压(或碾压)多步工艺逐渐去除合金，降低合金去除难度，使得最终盘件的尺寸精度和表面光洁度高，增加服役过程中疲劳裂纹的萌生难度。与涂层等表面处理方法相比，本发明不会在盘件表面产生明显的界面，更不会由于涂层和基体结合差而导致脱落现象，本发明是一种物理方法，具有环境友好的优势；另外本发明过程均为传统加工手段的协同组合，整个过程步骤少、操作简单，在不改变涡轮盘合金成分的情况下，实现盘件性能的优化，达到提高涡轮盘服役寿命的目的。

下面通过具体实验实施例进一步详细说明如下：

在下述的实施例1-5、比较例1中：镍钴基高温合金涡轮盘的成分如下(以重量百分含量计)：Co 25％、Ta 2％、Cr 15％、Ti 5％、Al 2.5％、W 2％、Mo 2％、Nb 1％、Mn 0.5％、V0.1％、C 0.005％、Zr 0.01％、B 0.01％、余量为Ni。并且，上述成分的镍钴基高温合金的Tm为1400℃，析出相固溶温度为1160℃。

另外，对实施例1-5、比较例1制备的镍钴基高温合金涡轮盘进行如下表征：利用透射电子显微镜TEM观察镍钴基高温合金涡轮盘的表层微观组织结构；测试镍钴基高温合金涡轮盘的表面微观硬度(GB/T 4340.1-2009金属材料维氏硬度试验第1部分：试验方法)；测试镍钴基高温合金涡轮盘的表面粗糙度及尺寸精度(GB/T10610-2009产品几何技术规范(GPS)表面结构轮廓法评定表面结构的规则和方法)。

实施例1

实施例1制备一种镍钴基高温合金涡轮盘，具体步骤如下：

制备热模锻成型的涡轮盘坯：对原料(原料配比参见上述的合金成分)进行真空感应熔炼、电渣重熔和真空感应自耗熔炼，得到三联冶炼铸锭。将铸锭进行切头尾和表面打磨后，先在1120℃的温度下均匀化处理16h、再在1210℃的温度下均匀化处理8h。将均匀化处理后的铸锭进行软包套，利用快锻机进行开坯锻造(其中，始锻温度为1140℃、终锻温度高于850℃)得到组织均匀的双相细晶棒材。利用锯床进行下料，进一步利用锻造设备在1000℃的温度下对双相细晶棒材进行热模锻造，得到热模锻成型的涡轮盘坯。

固溶处理：将热模锻成型的涡轮盘坯在1140℃的温度下固溶处理4h，随后油冷至室温。

切削粗加工处理：对固溶处理后的涡轮盘坯进行切削粗加工，切削加工的目标尺寸比涡轮盘目标尺寸富余8mm，表面粗糙度Ra为30μm。

时效处理：使切削粗加工后的涡轮盘坯在650℃的温度保温24h，空冷至室温后，使涡轮盘坯在760℃的温度下保温16h。

热喷丸处理：将时效处理后的涡轮盘坯转移到保温箱中，对保温箱中的盘件涡轮盘坯进行喷丸处理；其中，弹丸的直径为1.5mm，喷射角呈垂直状态，喷射时间为30min。

热机械表面处理：对热喷丸处理后的涡轮盘坯进行回炉，在800℃的温度下保温1h，然后将涡轮盘坯转移到保温箱中，利用高硬度刀具对盘件进行滚压加工处理，刀具进给速度为5×10^-3mm/rad，得到最终盘件尺寸，最后将盘件空冷至室温，得到镍钴基高温合金涡轮盘。

其中，实施例1所制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表层微观组织如图2所示，从图2可以看出，该镍钴基高温合金涡轮盘的表层中含有微孪晶(层错)。实施例1所制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表面的微观硬度为800HV。实施例1所制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表面粗糙度Ra为0.2μm。实施例1所制备的镍钴基高温合金涡轮盘的尺寸精度为IT5。

实施例2

实施例2制备一种镍钴基高温合金涡轮盘，具体步骤如下：

制备热模锻成型的涡轮盘坯：对原料(原料配比参见上述的合金成分)进行真空感应熔炼、电渣重熔和真空感应自耗熔炼，得到三联冶炼铸锭。将铸锭进行切头尾和表面打磨后，先在1120℃的温度下均匀化处理16h、再在1210℃的温度下均匀化处理8h。将均匀化处理后的铸锭进行软包套，利用快锻机进行开坯锻造(其中，始锻温度为1140℃、终锻温度高于850℃)得到组织均匀的双相细晶棒材。利用锯床进行下料，进一步利用锻造设备在1000℃的温度下对双相细晶棒材进行热模锻造，得到热模锻成型的涡轮盘坯。

固溶处理：将热模锻成型的涡轮盘坯在1140℃的温度下固溶处理4h，随后油冷至室温。

切削粗加工处理：对固溶处理后的涡轮盘坯进行切削粗加工，切削加工的目标尺寸比涡轮盘目标尺寸富余6mm，表面粗糙度Ra为25μm。

时效处理：使切削粗加工后的涡轮盘坯在650℃的温度保温24h，空冷至室温后，使涡轮盘坯在760℃的温度下保温16h。

热喷丸处理：将时效处理后的涡轮盘坯转移到保温箱中，对保温箱中的盘件涡轮盘坯进行喷丸处理；其中，弹丸的直径为1.5mm，喷射角呈垂直状态，喷射时间为40min。

热机械表面处理：对热喷丸处理后的涡轮盘坯进行回炉，在800℃的温度下保温1h，然后将涡轮盘坯转移到保温箱中，利用高硬度刀具对盘件进行滚压加工处理，刀具进给速度为5×10^-3mm/rad，得到最终盘件尺寸，最后将盘件空冷至室温，得到镍钴基高温合金涡轮盘。

其中，实施例2所制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表层微观组织如图3所示，从图3可以看出，该镍钴基高温合金涡轮盘的表层中含有微孪晶(层错)。实施例2所制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表面的微观硬度为850HV。实施例2所制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表面粗糙度Ra为0.1μm。实施例2所制备的镍钴基高温合金涡轮盘的尺寸精度为IT5。

实施例3

实施例3制备一种镍钴基高温合金涡轮盘，具体步骤如下：

制备热模锻成型的涡轮盘坯：对原料(原料配比参见上述的合金成分)进行真空感应熔炼、电渣重熔和真空感应自耗熔炼，得到三联冶炼铸锭。将铸锭进行切头尾和表面打磨后，先在1120℃的温度下均匀化处理16h、再在1210℃的温度下均匀化处理8h。将均匀化处理后的铸锭进行软包套，利用快锻机进行开坯锻造(其中，始锻温度为1140℃、终锻温度高于850℃)得到组织均匀的双相细晶棒材。利用锯床进行下料，进一步利用锻造设备在1000℃的温度下对双相细晶棒材进行热模锻造，得到热模锻成型的涡轮盘坯。

固溶处理：将热模锻成型的涡轮盘坯在1130℃的温度下固溶处理4h，随后油冷至室温。

切削粗加工处理：对固溶处理后的涡轮盘坯进行切削粗加工，切削加工的目标尺寸比涡轮盘目标尺寸富余6mm，表面粗糙度Ra为25μm。

时效处理：使切削粗加工后的涡轮盘坯在650℃的温度保温24h，空冷至室温后，使涡轮盘坯在760℃的温度下保温16h。

热喷丸处理：将时效处理后的涡轮盘坯转移到保温箱中，对保温箱中的盘件涡轮盘坯进行喷丸处理；其中，弹丸的直径为1.5mm，喷射角呈垂直状态，喷射时间为45min。

热机械表面处理：对热喷丸处理后的涡轮盘坯进行回炉，在780℃的温度下保温1h，然后将涡轮盘坯转移到保温箱中，利用高硬度刀具对盘件进行滚压加工处理，刀具进给速度为3×10^-3mm/rad，得到最终盘件尺寸，最后将盘件空冷至室温，得到镍钴基高温合金涡轮盘。

其中，实施例3所制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表面微观组织如图4所示，从图4可以看出，该镍钴基高温合金涡轮盘的表层中含有微孪晶(层错)。实施例3所制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表面的微观硬度为950HV。实施例3所制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表面粗糙度Ra为0.05μm。实施例3所制备的镍钴基高温合金涡轮盘的尺寸精度为IT5。

实施例4

实施例4制备一种镍钴基高温合金涡轮盘，具体步骤如下：

制备热模锻成型的涡轮盘坯：对原料(原料配比参见上述的合金成分)进行真空感应熔炼、电渣重熔和真空感应自耗熔炼，得到三联冶炼铸锭。将铸锭进行切头尾和表面打磨后，先在1120℃的温度下均匀化处理16h、再在1210℃的温度下均匀化处理8h。将均匀化处理后的铸锭进行软包套，利用快锻机进行开坯锻造(其中，始锻温度为1140℃、终锻温度高于850℃)得到组织均匀的双相细晶棒材。利用锯床进行下料，进一步利用锻造设备在1000℃的温度下对双相细晶棒材进行热模锻造，得到热模锻成型的涡轮盘坯。

固溶处理：将热模锻成型的涡轮盘坯在1130℃的温度下固溶处理4h，随后油冷至室温。

切削粗加工处理：对固溶处理后的涡轮盘坯进行切削粗加工，切削加工的目标尺寸比涡轮盘目标尺寸富余6mm，表面粗糙度Ra为25μm。

时效处理：使切削粗加工后的涡轮盘坯在650℃的温度保温24h，空冷至室温后，使涡轮盘坯在760℃的温度下保温16h。

热喷丸处理：将时效处理后的涡轮盘坯转移到保温箱中，对保温箱中的盘件涡轮盘坯进行喷丸处理；其中，弹丸的直径为2mm，喷射角呈垂直状态，喷射时间为50min。

热机械表面处理：对热喷丸处理后的涡轮盘坯进行回炉，在790℃的温度下保温1h，然后将涡轮盘坯转移到保温箱中，利用高硬度刀具对盘件进行滚压加工处理，刀具进给速度为2×10^-3mm/rad，得到最终盘件尺寸，最后将盘件空冷至室温，得到镍钴基高温合金涡轮盘。

其中，实施例4所制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表面微观组织如图5所示，从图5可以看出，该镍钴基高温合金涡轮盘的表层中含有微孪晶(层错)。实施例4所制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表面的微观硬度为1000HV。实施例4所制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表面粗糙度Ra为0.1μm。实施例4所制备的镍钴基高温合金涡轮盘的尺寸精度为IT5。

实施例5

实施例5制备一种镍钴基高温合金涡轮盘，具体步骤如下：

制备热模锻成型的涡轮盘坯：对原料(原料配比参见上述的合金成分)进行真空感应熔炼、电渣重熔和真空感应自耗熔炼，得到三联冶炼铸锭。将铸锭进行切头尾和表面打磨后，先在1120℃的温度下均匀化处理16h、再在1210℃的温度下均匀化处理8h。将均匀化处理后的铸锭进行软包套，利用快锻机进行开坯锻造(其中，始锻温度为1140℃、终锻温度高于850℃)得到组织均匀的双相细晶棒材。利用锯床进行下料，进一步利用锻造设备在1000℃的温度下对双相细晶棒材进行热模锻造，得到热模锻成型的涡轮盘坯。

固溶处理：将热模锻成型的涡轮盘坯在1120℃的温度下固溶处理4h，随后油冷至室温。

切削粗加工处理：对固溶处理后的涡轮盘坯进行切削粗加工，切削加工的目标尺寸比涡轮盘目标尺寸富余6mm，表面粗糙度Ra为25μm。

时效处理：使切削粗加工后的涡轮盘坯在650℃的温度保温24h，空冷至室温后，使涡轮盘坯在760℃的温度下保温16h。

热喷丸处理：将时效处理后的涡轮盘坯转移到保温箱中，对保温箱中的盘件涡轮盘坯进行喷丸处理；其中，弹丸的直径为2.5mm，喷射角呈垂直状态，喷射时间为50min。

热机械表面处理：对热喷丸处理后的涡轮盘坯进行回炉，在770℃的温度下保温1h，然后将涡轮盘坯转移到保温箱中，利用高硬度刀具对盘件进行滚压加工处理，刀具进给速度为1×10^-3mm/rad，得到最终盘件尺寸，最后将盘件空冷至室温，得到镍钴基高温合金涡轮盘。

其中，实施例5所制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表层微观组织如图6所示，从图6可以看出，该镍钴基高温合金涡轮盘的表层中含有微孪晶(层错)。实施例5所制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表面的微观硬度为1050HV。实施例5所制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表面粗糙度Ra为0.05μm。实施例5所制备的镍钴基高温合金涡轮盘的尺寸精度为IT4。

比较例1

比较例1制备一种镍钴基高温合金涡轮盘，具体步骤如下：

制备热模锻成型的涡轮盘坯：对原料(原料配比参见上述的合金成分)进行真空感应熔炼、电渣重熔和真空感应自耗熔炼，得到三联冶炼铸锭。将铸锭进行切头尾和表面打磨后，先在1120℃的温度下均匀化处理16h、再在1210℃的温度下均匀化处理8h。将均匀化处理后的铸锭进行软包套，利用快锻机进行开坯锻造(其中，始锻温度为1140℃、终锻温度高于850℃)得到组织均匀的双相细晶棒材。利用锯床进行下料，进一步利用锻造设备在1000℃的温度下对双相细晶棒材进行热模锻造，得到热模锻成型的涡轮盘坯。

固溶处理：将热模锻成型的涡轮盘坯在1140℃的温度下固溶处理4h，随后油冷至室温。

时效处理：使固溶处理后的涡轮盘坯在650℃的温度下保温24h，空冷至室温；然后使涡轮盘坯在760℃的温度下保温16h，空冷至室温。

机械加工处理：对时效处理后的涡轮盘坯进行切屑加工和研磨加工，得到目标尺寸的盘件，即为镍钴基高温合金涡轮盘。

比较例1制备的涡轮盘的表面微观组织如图1所示，从图1可以看出其表层微观组织中不含微孪晶(层错)。比较例1制备的涡轮盘的表面微观硬度为490HV。比较例1制备的涡轮盘的表面粗糙度Ra为0.4μm。比较例1制备的涡轮盘的尺寸精度为IT7。

从以上实施例1-5及比较例1可以看出：(1)参见图1-图6，本发明实施例制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表层微观组织中含有微孪晶，且含量较多；而比较例1制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表层微观组织中不含有微孪晶；(2)本发明实施例制备的镍钴基高温合金涡轮盘的表面微观硬度高、表面粗糙度小(即，表面光洁度高)、尺寸精度高。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。