[发明专利]预测通过高变形工艺形成的部件中的淬火裂纹的方法

说明书

相关申请的交叉引用

本申请要求2011年12月29日申请的美国临时申请No.61/581354的优先权，该申请的内容通过引用合并到本文中。

背景技术

本发明大体上涉及通过锻造工艺制造且随后被热处理以获得期望微观结构的部件。更具体地，本发明致力于一种用于避免例如用于形成涡轮机旋转部件的类型的高度合金化镍基合金中的淬火裂纹的方法，其工艺包括能够获得最佳微观结构的热处理参数。

燃气涡轮发动机的燃烧器和涡轮区段内的部件通常由超合金材料形成，以便获得高温下可接受的机械性能，该高温由燃烧器中产生的热燃烧气体导致。在现代高压力比的燃气涡轮发动机中，较高的压缩机出口温度也需要使用具有高性能的超合金以用于压缩机部件，包括叶片、轮轴(spool)、盘(轮)和其他部件。给定部件的适当合金成分和微观结构依赖于该部件经受的特定温度、应力和其他条件。例如，旋转硬件如涡轮盘和压缩机轮轴和盘通常由必须经过精密控制的锻造、热处理和表面处理的合金形成，以产生受控的晶粒结构和期望的机械性能。

在这些应用中使用的合金的著名示例包括伽马一级(γ′)相析出强化镍基超合金，其含有铬、钨、钼、铼和/或钴作为主要元素，该主要元素与镍结合以形成伽马(γ)相基体，并且含有铝、钛、钽、铌和/或钒作为主要元素，该主要元素与镍结合以形成γ′析出强化相，特别是Ni₃(Al，Ti)。γ′相镍基超合金的具体示例包括René88DT(R88DT；美国专利No.4957567)和René104(R104；美国专利No.6521175)、以及按商标和市售的某些镍基超合金。R88DT以重量百分比计包括以下成分：约15.0-17.0％的铬，约12.0-14.0％的钴，约3.5-4.5％的钼，约3.5-4.5％的钨，约1.5-2.5％的铝，约3.2-4.2％的钛，约0.50-1.0％的铌，约0.010-0.060％的碳，约0.010-0.060％的锆，约0.010-0.040％的硼，约0.0-0.3％的铪，约0.0-0.01％的钒和约0.0-0.01％的钇，余量为镍和偶存杂质。R104以重量百分比计具有以下公称成分：约16.0-22.4％的钴，约6.6-14.3％的铬，约2.6-4.8％的铝，约2.4-4.6％的钛，约1.4-3.5％的钽，约0.9-3.0％的铌，约1.9-4.0％的钨，约1.9-3.9％的钼，约0.0-2.5％的铼，约0.02-0.10％的碳，约0.02-0.10％的硼，约0.03-0.10％的锆，余量为镍和偶存杂质。盘和其他关键的燃气涡轮发动机部件通常由通过粉末冶金(P/M)、常规铸造和精制(wrought)工艺、以及喷铸或晶核(nucleated)铸造技术获得的坯料锻造成。锻造通常在具有促进成形性的细小晶粒微观结构的坯料上进行，随后常常进行热处理以导致均匀的晶粒生长(粗化)，从而优化性能。该热处理在超固溶温度下进行，也就是说，在合金的γ′析出相进入固体溶液中的固溶温度以上。锻件随后根据特定冷却工艺进行冷却，以在盘内获得所需的析出强化微观结构。

图1中表示现有技术中已知类型的涡轮盘10。涡轮盘10大体上包括外轮缘12、中央轮毂或镗部(bore)14、以及在轮缘12和镗部14之间的辐板16。根据已知实践，轮缘12配置成用于涡轮叶片(未示出)的附连。呈通孔形式的镗孔18位于镗部14的中心，以用于将盘10装配到轴上，且因此镗孔18的轴线与盘10的旋转轴线重合。盘10为一体锻件，且代表用于航空发动机中的涡轮盘，该航空发动机包括但不限于高旁通(high-bypass)燃气涡轮发动机，例如通用电气公司生产的和商用发动机。