航空发动机用GH4169高温合金结构件锻造-热处理全流程工艺试验研究，结合数值模拟实现变形均匀控制，系统表征化学成分高温持久性能，验证满足航空构件技术条件

GH4169属于Ni-Cr-Fe基沉淀硬化型变形高温G合金，由于基体和沉淀相之间的共格畸变能比较大，使得该高温合金在-253℃到650℃的温度范围内能够保持性能和组织稳定，成为深冷温度到高温这一相当宽温度范围内应用最广泛的高温合金。该合金对应美国牌号为Inconel718，是航空发动机领域广泛应用的镍基高温合金。GH4169合金是以y"相为主要强化相的时效硬化型高温合金，在达到一定温度时，亚稳的y相会转变为正交有序结构的稳定δ相;当温度继续升高时，δ相含量逐渐减少直到完全消失;δ相的形貌、分布和含量对GH4169合金的组织和性能有很大影响，大小、数量和形状适当的δ相可影响GH4169锻件晶粒尺寸，提高冲击韧性和塑性，晶界上的δ相还能够推迟裂纹的形成与扩展。该合金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650℃温度以下，其力学性能具有很高的稳定性。GH4169高温合金在我国最初主要应用于圆盘形锻件，随着变形工艺的发展，研究了变形量、变形温度、变形道次、形变速率、变形方式以及冷却方式、包套、润滑等多种因素对合金中各类析出相的形态、分布、数量和材料力学性能的影响。随着使用范围的不断扩大，GH4169产品类型也相继扩大到环形件、盘形锻件、棒材、板材、管材、丝材、带材等几乎包含所有的冷成形产品和热成形产品。随着航空领域高强度结构件设计水平提高，较高的综合性能要求促使GH4169在航空结构件中的应用需求日益增加。

本文选取GH4169典型结构件，通过数值模拟等方式制定了锻件工艺方案，开展了锻件研制，并分析了锻件化学成分、金相组织和力学性能等，验证了锻造工艺的可行性。

一、试验材料及方法

1、典型锻件选取

选取典型锻件为GH4169合金的异形板状结构件采用胎模锻方式成形，锻件规格参数如表1所示，锻件结构示意图如图1所示。

表1典型锻件规格参数

2、试验方案设计

(1)锻造工艺。

本研究采用胎模锻造方式在大型液压机上进行锻造，通过优化截面形状来保证变形量分布均匀;锻造加热温度选择在δ相的溶解温度范围内，为1000℃~1020℃;锻造前对坯料进行包套。典型锻件的成形过程仿真流程如图2所示，采用∅300mm规格的棒材原材料，2火次模锻成形。

(2)热处理工艺。

GH4169高温合金典型锻件采用“固溶+时效”热处理制度。

固溶工艺参数:(950~980)℃±10℃，保温1h~1.5h，油冷;

时效工艺参数:(700~740)℃±10℃，保温6h~10h，以(40~60)℃/h冷速炉冷至600℃~640℃，保温6h~10h，空冷。

固溶出炉时迅速将锻件转移至淬火油槽中，淬火油初始温度≤35℃，全程油温≤60℃，淬火过程开启搅拌。淬火后及时检查变形情况。时效过程中应均匀升温或降温，以达设定温度开始计算保温时间，但炉冷至第二阶段以到达620℃开始计算。

3、试验过程

试验材料取自GH4169典型锻件,试验项目包括化学成分、纵横向室温拉伸、高温拉伸、高温持久，金相组织。金相组织打磨抛光后进行腐蚀，腐蚀液的成分为高锰酸钾和盐酸，热煮10s~15s，再用草酸水溶液清洗检测面后，选择高倍显微镜观察组织形貌。

二、试验结果及分析

1、化学成分

GH4169高温合金典型锻件化学成分如表2所示，三批次产品的成分均较为均匀。

表2锻件化学成分(%，质量分数)

金相组织

GH4169高温合金典型锻件晶粒度如图3所示，晶粒度均达到8级，远高于标准要求的平均晶粒度为4级或更细,允许个别2级晶粒存在的要求,说明锻造变形充分，组织细化充分。

典型锻件显微组织如图4所示，GH4169高温合金主要强化相为γ"相，其稳定温度为650℃，强化相开始固溶温度为840℃~870℃，完全固溶温度为950℃。δ项的开始析出温度为700℃，析出峰值为940℃，完全溶解温度为1020℃。图中δ相呈短棒状分布于晶界，该组织能够降低锻件缺口敏感性，提升锻件疲劳性能，且晶界析出的δ相分布均匀，能够起到晶界钉扎作用，阻碍晶粒粗化，提升材料力学性能。

力学性能

经3批次锻件力学性能检测表明，典型锻件纵向室温抗拉强度分布区间1435MPa~1496MPa，平均1470MPa，高出标准值195MPa;横向室温抗拉强度分布区间1429MPa~1489MPa，平均1452MPa，高出标准值212MPa;纵向高温抗拉强度分布区间1174MPa~1223MPa，平均1199MPa，高出标准值199MPa;横向高温抗拉强度分布区间1157MPa~1187MPa，平均1176MPa，高出标准值176MPa。纵向室温屈服强度分布区间 1088MPa~1236MPa，平均 1193MPa，高出标准值158MPa;横向室温屈服强度分布区间1157MPa~1205MPa，平均1178MPa，高出标准值143MPa;纵向高温屈服强度分布区间 962MPa~ 1048MPa，平均1024MPa，高出标准值164MPa;横向高温屈服强度分布区间969MPa~1029MPa，平均1005MPa，高出标准值145MPa。

从检测数据分析，抗拉强度与屈服强度满足标准要求，其中屈服强度数据具有一定的波动性，均具有充足的性能富余量。纵向室温延伸率分布区间17%~23.5%，平均20.2%，高出标准值8.2%;横向室温延伸率分布区间13%~21.5%，平均18.2%，高出标准值8.2%;纵向高温延伸率分布区间16.5%~42.5%，平均28.4%，高出标准值16.4%;横向高温延伸率分布区间15%~36%，平均23.9%，高出标准值11.9%。纵向室温断面收缩率分布区间33%~36%，平均34.5%，高出标准值19.5%;横向室温断面收缩率分布区间25%~33%，平均29.5%，高出标准值17.5%;纵向高温断面收缩率分布区间58%~69%，平均62.6%，高出标准值47.6%;横向高温断面收缩率分布区间56%~65%，平均59.1%，高出标准值44.1%。具体检测数据见表3、表4、图5。

表3拉伸性能标准值

表4持久性能检测结果

高温持久性能数据分布见图6，高温持久断后延伸率分布区间 14.7%～27.7%,平均 19.7%,高出标准值14.7%。断后延伸率满足标准要求，数据具有一定的波动性,但均具有充足的性能富余量。

结论

通过开展典型结构锻件工艺实验,并经过化学成分、组织、力学性能等分析,得出如下结论:

(1)GH4169高温合金制备航空结构件适用于胎模锻锻造;

(2)制备航空结构件应采用优质成分 GH4169高温合金，采用II类热处理制度，可提高结构件疲劳性能，满足航空结构件需求。

（注，原文标题：GH4169高温合金航空结构件热加工行为研究_蔡森）