[发明专利]一种高温高强低碳马氏体热强钢及其制备方法

说明书

本发明提供了一种高温高强低碳马氏体热强钢及其制备方法，其中低碳马氏体热强钢的化学成分质量百分比为：C：0.10～0.25wt％、Cr：10.0～13.0wt％、Ni：2.0～3.2wt％、Mo：1.50～2.50wt％、Si≤0.60wt％、Mn≤0.60wt％、W：0.4～0.8wt％、V：0.1～0.5wt％、Co：0.3～0.6wt％、Al：0.3～1.0wt％、Nb：0.01～0.2wt％，其余为Fe，其余为Fe，本发明热强钢通过同时析出纳米共格碳化物和金属间化合物实现高温强化，具有优良韧性，可用于航空发动机等特殊工况下某些结构零件，提高其使用寿命和使用温度。

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，特别是涉及一种高温高强低碳马氏体热强钢及其制备方法。

背景技术

航空发动机是飞机中精密的机械结构之一，由于航空发动机在工作中通常处于复杂工况，为了满足飞行的安全性，其可靠性要求很高，其中，航空发动机吊挂作为航空发动机的一种结构件，用于承载航空发动机，其经常处于高温、潮湿、高应力及腐蚀性介质等苛刻工作环境中，这就对航空发动机吊挂等特殊工况用结构件的高温强度、韧性及耐腐蚀性等性能有了更高的要求。

现有技术中常用的航空发动机结构件用钢主要为Cr含量12％的马氏体热强钢，其具有高强度、良好的耐热性、抗高温氧化性等优点。热强钢是一类在高温下具有良好抗氧化能力且具有较高的高温强度的钢，其中1Cr12Ni2WMoVNb(下文简称GX-8热强钢)、1Cr11Ni2W2MoV(下文简称ЭИ961热强钢)为性能良好的马氏体型热强钢，可制造航空发动机吊挂及其他600℃以下潮湿环境中工作的承力构件。GX-8热强钢虽具有高强高韧性，但是工作温度限于最高600℃。随着现代先进航空发动机推力的不断增大，航空发动机吊挂等承力构件的服役温度可达到600℃以上，此时GX-8热强钢、ЭИ961热强钢的高温强度已严重不足，其700℃下抗拉强度仅约200MPa，难以满足承力构件的强度安全要求。

因此亟需一种具有更高高温强度和更高使用温度，同时兼顾良好的室温塑韧性的高温高强马氏体热强钢，以应用于航空发动机的结构件中。

发明内容

本发明的目的在于提供一种高温高强低碳马氏体热强钢及其制备方法，以提高用于航空发动机结构件的热强钢材料的高温强度。具体技术方案如下：

本发明的第一方面提供了一种高温高强低碳马氏体热强钢，其化学成分质量百分比为：

C：0.10～0.25wt％、Cr：10.0～13.0wt％、Ni：2.0～3.2wt％、Mo：1.50～2.50wt％、Si≤0.60wt％、Mn≤0.60wt％、W：0.4～0.8wt％、V：0.1～0.5wt％、Co：0.3～0.6wt％、Al：0.3～1.0wt％、Nb：0.01～0.2wt％，其余为Fe；

所述低碳马氏体热强钢在700℃时的抗拉强度为390～480MPa。

在本发明的一种实施方案中，Ni、Co及Al之间的质量比满足以下关系：([Ni]+[Co]-1.5)/[Al]≥2。

在本发明的一种实施方案中，Mo和W之间的质量比满足以下关系：2≤[Mo]/[W]≤5。

在本发明的一种实施方案中，所述C：0.18～0.23wt％，Mo：2.0～2.30wt％。

在本发明的一种实施方案中，S含量小于0.02wt％，P含量小于0.02wt％。

在本发明的一种实施方案中，所述低碳马氏体热强钢在室温下的延伸率为12～14％，断面收缩率为58～70％，室温冲击韧性为71～85J。

本发明的第二方面提供了一种上述第一方面所述的高温高强低碳马氏体热强钢的制备方法，包括以下步骤：

冶炼步骤：按以下质量百分比配制原料：