镍基合金如合金282的热处理方法、所述合金及其组件
阅读说明：本技术 镍基合金如合金282的热处理方法、所述合金及其组件 (The nickel-base alloy such as heat treatment method of alloy 282, the alloy and its component ) 是由 本特·彼得松 约翰·奥克博恩 于 2018-02-28 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种合金282的热处理方法,所述合金282已经经过初始固溶退火,然后冷却,所述方法包括如下步骤：将所述合金282加热至954℃～1010℃的温度,直至γ’相充分溶解；以及将所述合金282以足够高的冷却速率冷却至足够低的温度,以抑制γ’析出。此外,公开了根据所述方法进行热处理的所述合金以及由所述合金制成的组件、涡轮机排气壳体和燃气涡轮发动机。(The present invention relates to a kind of heat treatment method of alloy 282, the alloy 282 has already passed through initial solution annealing, then cools down, described method includes following steps: the alloy 282 being heated to 954 DEG C~1010 DEG C of temperature, until γ ' mutually sufficiently dissolution；And the alloy 282 is cooled to sufficiently low temperature with sufficiently high cooling rate, to inhibit γ ' to be precipitated.Furthermore there is disclosed the alloy being heat-treated according to the method and the components made of the alloy, gas turbine exhaust shell and gas-turbine unit.)
技术领域
本发明涉及一种合金282的热处理方法，所述合金282已经经历了初始固溶退火，随后冷却。此外，还公开了根据所述方法进行热处理的所述合金以及由所述合金制成的组件、涡轮机排气壳体和燃气涡轮发动机。
背景技术
在诸如飞机喷气发动机、陆基燃气涡轮机、船用和汽车发动机的应用中，目前的技术发展和对成本、燃料效率、发动机性能和环境方面的要求导致需要改进并进一步开发用于在诸如发动机或涡轮机组件的应用范围内使用的不同组件的材料。特别地，最近的发展导致燃气涡轮机的涡轮部分暴露于更高温度的气体下，从而对这些部分中使用的材料提出了特殊要求。因此，这些部件需要高强度合金，其能够承受极端温度和恶劣环境，同时仍然保持这些关键应用所需的高强度和高耐久性。此外，必须将组件的重量和经济成本保持在限度内。
对于飞机发动机的涡轮机部分，尤其是涡轮机排气壳体，能够使用不同的合金，这取决于温度和强度要求，同时还必须考虑诸如重量和成本的因素。因为涡轮机排气壳体的不同部分暴露于不同温度下，所以根据温度要求在不同部分中选择使用不同的合金，从而在满足关于各部分中的耐热性的要求的同时最小化重量和成本。此外，通过在组件的不同部分中组合不同的材料，可以考虑关于强度和蠕变性能的不同要求。然而，问题是不同的合金需要不同的热处理以达到其最佳性能特征。由此，技术挑战是接合不同材料的部件并使它们经受最终热处理，所述热处理在对热处理的响应和所得性能方面满足两种(或更多)材料单独的要求。
因此，需要具有高强度的合金以在高温下使用，这也使得可制造关于性能、耐用性、重量和成本满足其他标准的组件。特别是航空工业在安全和环境问题方面受到高标准的约束。
本发明旨在至少在一定程度上减轻上述问题。
发明内容
本发明提出了一种用于热处理合金的方法，所述方法旨在解决上述问题。
在第一方面，提出了一种合金282的热处理方法。根据该方面，对经过初始固溶退火、然后冷却之后的合金282进行包括如下步骤的方法：
a)在954℃～1010℃的温度下加热所述合金282，直至γ'相充分溶解；以及
b)将所述合金282以足够高的冷却速率冷却至足够低的温度，以抑制γ'析出。
这些步骤称为固溶处理。通过充分溶解伽玛撇相(γ')，能够获得热处理合金所需的拉伸强度和屈服强度性能。更快的冷却将导致合金的强度增加。采用这种方法，与常规应用于合金282的热处理方法中使用的固溶处理相比，所得的机械强度性能得到改善。
根据一个实施方案，在步骤b)中，将合金282冷却至594℃以下的温度。
根据一个实施方案，步骤a)中的加热实施0.5～2小时。
根据一个实施方案，步骤b)中的冷却以等于或高于19℃/min的速率实施。
根据一个实施方案，步骤b)中的冷却以19～25℃/min的速率实施。
根据一个实施方案，步骤a)所限定的加热在954℃下实施。
根据一个实施方案，步骤a)所限定的加热在996℃下实施。这进一步改善了合金282的机械性能。
根据一个实施方案，所述方法还包括如下步骤：
c)将合金282在760℃下加热5小时，然后冷却至650℃；以及
d)将合金在650℃下保持1小时。
这些步骤称为时效硬化。热处理方法的这部分对于所得合金的强度特别重要。
根据一个实施方案，从760℃～650℃的冷却以每小时56℃±8℃的平均速率实施。
根据一个实施方案，在热处理之前，将合金282与合金718接合在一起，由此对组合的单元进行热处理。
根据一个实施方案，合金282和合金718通过焊接或通过自由成形方法接合在一起。
根据一个实施方案，合金282在热处理期间通过钎焊与合金718接合在一起。
根据一个实施方案，合金282或合金718或两者通过锻造、铸造、喷射成形、粉末冶金方法或自由成形方法中的任何方法形成为形状。这提供了可以将合金或合金的组合形成为多种不同形状的可能性。
根据第二方面，描述了一种合金282，所述合金282已经通过根据第一方面的热处理方法进行了热处理。与根据常规用于合金282的方法进行热处理的合金282相比，用该方法热处理的合金282具有改进的强度特性。
根据第三方面，描述了包含根据第二方面的合金282的组件。这种组件受益于合金的改进的机械性能。
根据一个实施方案，在根据第一方面的热处理之前，将合金282与合金718合并。这具有如下优势：将多合金组件经历共同热处理。如下面所详细描述的，开发这种热处理方法，导致合金282和合金718两者的机械性能得以优化。因此，组装的组件能够经历共同的热处理而具有良好的结果。
根据一个实施方案，合金282和合金718通过焊接或通过自由成形方法接合在一起。
根据一个实施方案，在热处理期间通过钎焊将合金282与合金718合并。
根据第三方面的一个实施方案，合金282和合金718已通过锻造、铸造、喷射成形、粉末冶金方法或自由成形方法中的任何方法形成为形状。这提供了将合金或合金的组合形成为多种不同形状的可能性。
根据第四方面，描述了一种包含根据第三方面的组件的涡轮机排气壳体。该涡轮机排气壳体受益于由第一方面的热处理方法产生的改进的机械强度性能。特别地，通过由合金282形成涡轮机排气壳体的一些部分以及由合金718形成其他部分，如下面所详细描述的，实现了能够承受由近期发动机开发产生的非常高的排气温度的涡轮机排气壳体。通过组合不同的合金，涡轮机排气壳体的成本和重量能够保持在限度内，同时仍然实现具有所需温度特性和机械强度性能的涡轮机排气壳体。
根据第五方面，描述了一种燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包含根据第四方面的涡轮机排气壳体。
描述了一种热处理，其中选择了不同特性的合金，它们能够毫无困难地接合，如焊接裂纹(或焊后热处理)，并且其中当单独使用并根据其单独的最佳热处理循环进行热处理时它们能经受相同的(混合)处理而性能很少降低或不降低。
此外，根据所公开的方法，在制造和使用期间能够回收和修复包含不同合金的制造组件。
提供了一种应用于282型合金的镍基合金的特殊热处理方法。这种合金例如作为商品名Haynes 282是已知的。合金282由于其高耐热性而是适用于飞机发动机和燃气涡轮机的材料。通过使用所公开的热处理，与在对该合金实施诸如通常用于合金282的热处理的其他热处理时所报道的相比，能够提高合金282的强度和延展性。
下面给出的方法也能够用于包含接合在一起的几种不同合金的组件，其中将不同的合金在接合在一起之后进行热处理。
特别地，对于通过例如通过焊接而接合在一起的诸如合金282和合金718的不同合金的组合所形成的组件和产物，开发了本文中所述的热处理。开发热处理方法以平衡不同合金的各自热处理要求：
在固溶退火阶段(步骤a)和b))期间，对于作为更热敏的材料的合金718，在仍保持其所需的强度性能的同时，将温度应设定得尽可能高，同时实现合金282的最佳性能，这需要更高的温度以实施适当的固溶退火。
在时效硬化阶段(步骤c)和d))期间，必须将温度设定得足够低，以使两种合金都达到所需的强度。合金718不能承受常规应用于合金282的时效硬化工艺，但同时必须提供时效硬化工艺，这也导致合金282达到所需的强度性能。令人惊讶的是，如下面详细描述的方法导致合金282比经历常规应用于合金282的热处理方法的合金282具有改进的强度性能。
附图说明
下文中将参考附图通过非限制性实例对本发明做进一步解释，其中：
图1示意性显示了飞机发动机的横截面；
图2示意性显示了涡轮机排气壳体(TEC)；以及
图3A和3B示意性显示了描绘与合金718组合的合金282的热处理方法的温度/时间图。
具体实施方式
图1中示意性显示了飞机发动机。飞机发动机1的主要部件是沿轴线2依次排列的风扇部分4、压缩部分5、燃烧部分6和涡轮部分7、8。压缩部分5还包含：低压压缩机，接着是高压压缩机，其对通过入口3进入发动机的至少一部分空气进行压缩，然后使其进入燃烧部分6。例如，通过入口进入的一部分空气可以通过旁路流动路径(未示出)被引导以产生向前的推力。在燃烧部分6中，通过点燃和燃烧空气和燃料的混合物来实施燃烧。使燃烧产物通过涡轮部分膨胀，由此使涡轮围绕轴线2旋转。高压涡轮7和高压压缩机安装在公共轴10上，使得高压涡轮驱动高压压缩机旋转。高压涡轮7之后是低压涡轮8，其安装在与低压压缩机和风扇4共用的轴11上，使得低压涡轮8使风扇4和低压压缩机旋转。两个轴是同心的并且围绕发动机中心轴线2旋转。
在涡轮部分的末端安装有涡轮机排气壳体(TEC)12。涡轮机排气壳体示意性示于图2中。它包含内毂部分15、16，它们通过叶片(空气箔)14连接到外毂13。涡轮机排气壳的功能是通过其外毂为发动机提供机械支撑，并形成热排出气体的出口部分，由此将所述热排出气体穿过涡轮机排气壳体，最终与最终通过旁路流动路径引导的空气混合。如上所述，涡轮机排气壳体的不同部分暴露于不同的温度下，通常叶片14和外毂13暴露于最热的气体下。在制造涡轮机排气壳体期间，下面提供的方法特别适合。
虽然合金718类型的合金通常用于涡轮机排气壳体，但由于发动机开发而导致涡轮机排气壳体暴露于升高的温度，这导致需要使用其他材料，因为合金718由于在更高温度下发生的热不稳定性而不适合在这些高温下使用。随着暴露在这些高温下的时间的推移，强度性能的发展将导致合金718的强度发生不可预测的变化。合金282具有更高的耐热性，即它在这些高温下是热稳定的，因此可以是用于诸如涡轮机排气壳体的高温飞机发动机应用的合适候选者。然而，合金282不如合金718强，特别是在不太高的温度下。因此，如果用合金282的组件完全替换涡轮机排气壳体中的合金718的组件，则需要增加组件的尺寸，尤其是厚度，以达到规定的强度要求。这将导致涡轮机排气壳体的重量和价格的增加。合金718和282将在下面进行更详细地讨论。
解决这个问题的一种方法是，涡轮机排气壳体的仅暴露在超过合金718合金能够承受的温度下的部分由合金282形成，而其他部分由合金718制成。例如内毂和外壳部分可以包含合金718，而叶片和外壳的连接叶片的部分可以包含合金282。涡轮机排气壳体的外部部件由此由适用于承受最高温度的合金制成，而对于不需要承受如此高温的内部部件，能够使用718合金，因为它具有内部部件所需的性能。通过对组件的不同部分使用不同的合金，在本实施方案中，对于特定部分使用合金282且对于涡轮机排气壳体的其他部分使用合金718，能够满足关于温度要求的不同标准，而同时满足关于发动机的性能和耐久性的标准，以及成本和重量的经济性。
然而，挑战在于如下事实：不同的合金需要经历不同的热处理以达到其最佳性能。对于合金282和合金718这些合金也是这种情况，其中合金282的已知和常规应用的热处理方法不同于合金718的已知和常规应用的热处理方法。
下面将介绍合金282和合金718的含义。首先，在US 8,066,938B2中对合金282进行了定义。这种合金的一个实例已知的是由AMS标准5951定义的商标Haynes 282，其中在AMS标准5951的表1中给出了化学组成。Haynes 282是镍基合金，具有以下标称化学组成(重量百分比，重量％)：Ni(57重量％)、Cr(20重量％)、Co(10重量％)、Mo(8.5重量％)、Ti(2.1重量％)、Al(1.5重量％)、Fe(1.5重量％)、Mn(0.3重量％)、Si(0.15重量％)、C(0.06重量％)、B(0.005重量％)。在本发明中，尽管有利地使用Haynes 282，但术语“合金282”应解释为具有这些规格的任何合金。Haynes 282合金是为高温应用如飞机发动机和陆基燃气涡轮机而开发的。对于合金282，已经在高达927℃(1700℉)的温度下显示出良好的强度性能。
在初始固溶退火之后，合金282可成形为组件和产品，所述初始固溶退火对于合金282通常在1121～1149℃(2050～2150℉)的温度范围内实施，然后冷却，优选快速冷却或淬火。初始固溶退火也可以在更低的温度下实施。该初始固溶退火通常通过在1121～1149℃的温度下加热约1小时，然后快速冷却或淬火来实施。将合金块放入已经处于所需温度的炉中，并使整个合金材料的温度在该温度下均衡。达到所需温度之后，在该温度下保持设定的时间，通常为1小时。材料在其整个结构中达到该温度所花费的时间取决于其尺寸。对于“快速冷却”，此处理解为，冷却速率应足够快以在固溶退火之后导致清洁的晶界和晶粒内部没有二次析出，即即使存在也存在很少的伽玛撇(γ')相。在实践中，例如通过在诸如油浴的浴中冷却，使材料尽可能快地冷却。在该初始固溶退火之后，合金是柔软且可延展的，并且能够形成所需的形状。
在固溶退火条件下提供Haynes 282合金的特殊实例。在组件制造之后，能够对合金进行热处理，包括γ'固溶处理(也用作“碳化物稳定化处理”)，随后实施时效硬化，以使合金处于其高强度状态。Haynes 282的已知和常规应用的时效硬化处理是在1010℃(1850℉)下加热2小时，然后空气冷却或快速冷却，随后在788℃(1450℉)下加热8小时，然后再次实施空气冷却。
其次，作为也是镍基合金的合金718是已知的，其商品名为例如INCONEL 718和Allvac 718。INCONEL 718具有以下标称化学组成(重量百分比，重量％)：Ni(加Co)(50～55，重量％)、Cr(17～21，重量％)、Fe(剩余物)、Nb(加Ta)(4.75～5.50，重量％)、Mo(2.80～3.30，重量％)、Ti(0.65～1.15，重量％)、Al(0.20～0.80，重量％)、Co(最大1.00，重量％)、C(最大0.08，重量％)、Mn(最大0.35，重量％)、Si(最大0.35，重量％)、P(最大0.015，重量％)、S(最大0.015，重量％)、B(最大0.006，重量％)、Cu(最大0.30，重量％)。合金718由标准AMS 5662(棒/锻件)、AMS 5596和AMS 5383(铸件)定义(对于化学组成，参见各自标准的表1)，并且已在例如US 3,046,108中进行了描述。在本发明中，术语“合金718”应解释为符合这些规格的任何合金。合金718通常用于各种组件，例如用于飞机发动机和其他燃气涡轮机。然而，如上所述，合金718不具有发动机应用中最近发展所需的温度特性，即，合金718不能承受长期暴露于飞机发动机的某些部件所暴露的高温。合金718暴露于这样的温度下，随着时间的推移，将由于合金718在这些温度下不是热稳定的而导致微观结构不稳定，导致合金的机械强度降低。温度越高，强度损失发生得越快。在约675℃的温度下开始产生热不稳定性，在此温度下，微观结构变化相对缓慢地发生，使得它能够承受暴露在该温度下并持续约1000小时的量级，而在760℃以上，迅速发生微观结构变化，导致在几小时内强度急剧下降。
如上所述，组件可以由不同合金的组合形成，这取决于例如组件的不同部分中的不同温度要求。根据下面详细描述的一个实施方案，组件能够由与合金718合并的合金282形成。其他组合可以是合金282与合金718Plus或合金282与C263。一个应用领域是用于飞机发动机的组件，例如涡轮机排气壳体。
将根据优选实施方案的对包含合金282和合金718的组件进行热处理的方法示于图3A和3B中。
图3A显示了热处理的旨在溶解γ'的称作固溶处理的部分并使得在接下来的老化步骤中实施最佳再析出。此外，能够使材料中可能由先前的机械处理或焊接应力引起的残余应力松弛。
如图3A所示，根据本文中公开的方法，将组件在954～1010℃(1750～1850℉)的固溶处理温度下加热并保持在该温度下，直至伽玛撇(γ')充分溶解。此外，减轻材料的由制造过程引起的可能的内部应力。术语“充分溶解”应理解为与在完成热处理之后材料所得的拉伸强度和屈服强度相关。应理解，在按此处关于图3A和图3B所述完成热处理之后，应达到如下表1和表2所示的机械强度性能。通常，合金282应在规定温度下加热约0.5小时～2小时的时间。确切的时间取决于温度。在温度区间的高端实施固溶退火将需要更短的时间以实现γ'相的充分溶解。在图3A中，显示了根据优选实施方案的996℃的固溶处理温度。随后，在足够高的冷却速率下将其冷却至足够低的温度，以抑制γ'析出。例如，通过快速冷却能够将其冷却至至少593℃(1100℉)。高冷却速率是有利的，因为它能够提高合金材料的强度。然而，能够使用的最大冷却速率取决于应用，即取决于要处理的材料块或组件。当对由一种或多种合金形成的组件进行冷却时，应该以优选19～25℃/min(35～45℉/min)的速率来实施冷却。如果以比优选的19～25℃/min更快的速率冷却组件，则必须注意避免组件开裂和变形的问题。最终，可以将其冷却至室温。
如图3A中所示意性显示地，在将组件从起始温度如室温加热到固溶退火温度的期间，温度逐步升高。温度升高通常在一个或多个水平停止，所述水平为所谓的温度均衡水平，其中炉温保持恒定，使得组件中的温度均衡。这种温度均衡水平由图3A中的第一平坦平台示出。必须尽可能快地通过包含在组件中的合金的时效硬化温度区域，以防止材料过早硬化。这通过图3A的曲线的直线技术来说明。随后可使组件在高于时效硬化温度区域的温度下温度均衡，但低于固溶退火温度，然后最终将温度升高至所需的固溶退火温度。
如图3A中所公开的，固溶处理可以与图3B中公开的热处理(将其称作时效硬化)部分分开，或者可以在固溶处理之后直接实施时效硬化。时效硬化工艺影响合金的所得强度。
图3B显示了根据本实施方案的热处理的时效硬化部分。在此，将组件加热至760℃(1400℉)并在该温度下保持5小时。随后，将其以每小时56℃±8℃(100℉±15℉)的平均速率冷却至650℃(1200℉)的温度，其中将其保持1小时。随后将其冷却至室温。这种冷却能够以任何速率实施，但实际上，将组件以相当于空气冷却或更快的速率冷却。
尽管开发了根据如参考图3A和3B所述的优选实施方案实施的热处理以提供用于包含由合金282制成的部分以及由合金718制成的部分两部分的组件的热处理方法，其中将整个组件进行热处理，但是所公开的方法当然也能够单独用于这些合金中的任何一种。特别令人惊讶的是，它能够用于合金282的热处理，同时仍然实现该合金已知的有利技术特性。它能够用于合金718的热处理。
下面对用于合金718的常规热处理方法进行描述，也如标准AMS5596、AMS 5662和AMS 5383所明确的。
对于合金718，应在至少915℃、更优选至少927℃的温度下实施固溶处理，以溶解伽玛两撇(γ”)相，使得能够将冷却之后的材料有效地硬化，并且控制能够限制晶粒生长的δ相。对于合金718，该步骤优选在954℃下实施，以优化合金的机械性能。温度越高可能导致晶粒生长，导致强度降低。对于合金718，控制晶粒生长的δ相在约980～1010℃下溶解，取决于合金718的具体类型及其热机械加工历史。因此，根据本领域的偏见，合金718的固溶处理步骤应在低于该温度下实施。
例如在标准AMS 5951中明确了合金282的常规热处理方法。合金282的主要强化相是γ'相，其对应于合金718中的γ”相。γ'相在约940℃的温度下开始受到影响。合金282的γ'溶解温度为约995℃。因此，对于合金282，根据本领域的偏见，固溶处理步骤应在高于995℃、优选1010℃的温度下实施，以确保有效地发生随后的时效硬化步骤。
根据此处公开的方法，固溶处理步骤在954～1010℃的温度范围内实施。优选地，它在996℃(1825℉)的温度下实施，以在合金282与合金718的优选固溶热处理温度之间达到平衡。以此方式，热处理也适合于优化包含合金282和合金718两者的组件的所得机械性能，所述合金282和合金718两者在一起加工之后经历共同的热处理。以此方式，能够确保合金282的所需强度，同时由于这种稍微升高的温度对合金718的强度的不利影响是有限的。得到的合金718组件的强度主要取决于从固溶温度冷却的速率和时效硬化步骤，如图3B所示。
应注意，所提及的温度值和时间指示具有一定的公差。根据这些公差，由于炉子的精度而使得时间值的精度为±10分钟，且温度值的精度为±14°。对于热处理方法中的不同温度指示的保持时间涉及整个组件处于规定温度期间的时间段。因此，组件保持在特定温度下的总时间取决于组件的大小。
在表1和2中，显示了对于根据本领域已知的常规方法热处理的Haynes 282合金和用如本文中所述方法热处理的Haynes 282得到的机械强度值的比较。
表1.作为片材的Haynes 282的机械强度性质
RT：室温
UTS：极限拉伸强度
YS：屈服强度
EL：伸长率
表2Haynes 282锻件的机械强度性质
RT：室温
UTS：极限拉伸强度
YS：屈服强度
EL：伸长率
从表1和表2中能够看出，与根据Haynes 282的常规方法热处理的Haynes 282的相应特性相比，用本文中所述方法处理之后Haynes 282的极限拉伸强度和屈服强度得到改善。
相应地，与合金718的常规热处理方法相比，通过使用升高的固溶退火温度，合金718的极限拉伸强度和屈服强度特性仅可忽略地降低。
如上参考图3A和3B所述的热处理方法的具体优势是它能够应用于包含与合金718的部分合并的合金282的部分的组件，因为它产生了其中组合的两种不同合金的各自性能得到优化的组件。热处理方法能够应用于其中将合金282通过焊接或通过任何其它合适方法如通过使用诸如螺栓或螺钉的紧固件、或通过夹紧而接合到合金718的组件。或者，两种合金能够在热处理期间通过钎焊接合在一起。在焊接或钎焊之前，例如通过锻造、铸造、喷射成形或者通过使用能量束(电子、钨非活性气体(TIG)、激光等)的粉末冶金方法或自由成形方法，能够将不同的部分成形为所需的形状，其中材料以线材或粉末的形式添加并且其中小体积的熔化的材料逐渐沉积以形成独立的结构或形状。自由成形方法还使得不同材料部分彼此叠加形成。由此，通过首先形成合金718部分并随后在合金718的部分上形成合金282部分，能够制造包含多种合金的组件。或者，合金718的一部分可以自由地形成在合金282的一部分上。根据此处给出的方法，在两个部分接合在一起之后对组件进行热处理，从而对所述两个部分实施共同的热处理。如本文所述的自由成形方法也能够称为金属沉积或添加制造。
如此处所述的热处理能够在安装在发动机内之前应用于包含多种合金的涡轮机排气壳体。在通过将合金282的部分与合金718的部分接合成所需部分而形成之后，将完成的涡轮机排气壳体根据如参考图3A和3B所述的方法进行热处理。由此得到了涡轮机排气壳体，其能够在同时满足关于性能、重量、成本和环境方面的要求的同时在所需的极端温度下运行。
本文中描述的方法不限于图1中所示的飞机发动机类型的组件，所述飞机发动机优选具有图2的涡轮机排气壳体，但所述方法也能够用于其他类型的飞机发动机的应用。此外，它不限于飞机发动机领域，而是也能够用于制造用于其他涡轮机、涡轮发动机、陆基燃气涡轮机、汽车或船舶应用的组件，即需要在高温下使用的高强度合金的任意类型的应用，尤其是必须由两种以上不同类型的合金形成的组件。然后能够对这种多合金组件实施如上所述的热处理。
在权利要求书的范围内对热处理方法和将所述热处理方法应用于各种合金所产生的产物和组件的进一步改进对于本领域技术人员来说是显而易见的。