[发明专利]航空器发动机壳体用Ni基超耐热合金及由其制成的航空器发动机壳体有效
| 申请号： | 201980017707.4 | 申请日： | 2019-09-26 |
| 公开（公告）号： | CN111819300B | 公开（公告）日： | 2022-04-01 |
| 发明（设计）人： | 松井孝宪;福田正 | 申请（专利权）人： | 日立金属株式会社 |
| 主分类号： | C22C19/05 | 分类号： | C22C19/05;F01D25/24;F02C7/00;C22F1/00;C22F1/10 |
| 代理公司： | 北京林达刘知识产权代理事务所(普通合伙) 11277 | 代理人： | 刘新宇;李茂家 |
| 地址： | 日本*** | 国省代码： | 暂无信息 |
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| 摘要： | |||
| 搜索关键词： | 航空器 发动 机壳 体用 ni 耐热合金 制成 发动机 壳体 | ||
1.一种航空器发动机壳体用Ni基超耐热合金，其特征在于，其由如下组成：
以质量％计组成为：
Co：4.0～11.0％、
Cr：12.0～17.0％、
Al：2.0～4.0％、
Ti：2.0～4.0％、
Al+Ti：4.6～6.7％、
Mo：大于5.5％且为10.0％以下、
W：1.1～4.0％、
B：0.001～0.040％、
C：0.02～0.06％、
Zr：0.05％以下、
Mg：0.005％以下、
P：0.01％以下、
Nb：1.0％以下、
Ta：1.0％以下、
Fe：2.0％以下，
余量为Ni和不可避免的杂质，
通过CALPHAD法由基于所述Ni基超耐热合金的所述组成的热力学计算而算出的M6C型碳化物的固溶温度T1与γ’相的固溶温度T2之差(T1-T2)满足-30℃≤(T1-T2)≤+40℃，
在依据ASTM E21的高温拉伸试验中，所述Ni基超耐热合金在750℃下的拉伸强度为1000MPa以上。
2.根据权利要求1所述的航空器发动机壳体用Ni基超耐热合金，其特征在于，所述组成的Al+Ti为5.2～6.7％。
3.根据权利要求1或2所述的航空器发动机壳体用Ni基超耐热合金，其特征在于，其在750℃下的总应变范围为0.6％的低循环疲劳试验中的破坏循环数为1.0×105以上。
4.一种航空器发动机壳体，其特征在于，其由权利要求1或2所述的航空器发动机壳体用Ni基超耐热合金制成。
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