[发明专利]一种耐高温合金钢及其制备方法

说明书

本发明公开了一种耐高温合金钢，按质量百分比，由以下原料制成：C：0.2～0.25％、Si：0.2～0.3％、Mn：3.2～3.5％、Cr：2～3％、Ni：0.1～0.5％、Nb：1～1.5％、Ti：1～1.8％、Mg：2～2.8％、Re：0.05～0.08％、V：0.1～0.4％、W：0.2～0.3％、Co：1.2～1.5％、P≤0.008％、S≤0.0015％、As≤0.0008％、Sb≤0.0008％、Bi≤0.00003％、Sn≤0.0005％、Pb≤0.0008％、O≤12PPM、N 0.2～0.28％、余量为Fe；其制备步骤如下：成分设计→电炉冶炼→真空碳脱氧→LF精炼→VD真空→浇注→钢锭→钢锭加热→锻造→锻后热处理→探伤检验。综合大变形量多向墩拔和各工步温度梯降的耦合效应，控制析出相和晶粒度；采用固溶处理和分级时效处理，优化γ″相和γ′相析出行为；所获锻件显微组织无Laves相，晶粒度7级；室温和650℃性能优异。

技术领域

本发明专利涉及钢铁冶金制造技术领域，尤其涉及一种耐高温合金钢及其 制备方法。

背景技术

高温合金因其在高温工作环境下的突出性能，被广泛应用于航空、航天发 动机、舰船和工业用燃气轮机的核心热端部件，在现代航空发动机中的用量占 到发动机质量的40％-60％，被誉为“先进发动机的基石”。就航空发动机所用 的高温合金各类毛坯而言，锻造高温合金约占高温合金毛坯总重量的75％，铸 造高温合金约占20％，粉末高温合金约占5％。

军用发动机通常以推重比综合评定其技术水平，提高涡轮前温度是提高推 重比最直接的途径。从第一代航空发动机发展至目前的第五代发动机，涡轮前 温度已经由最初的1200-1300K提高到了1850-2000K。随着涡轮前温度的逐步 提高，对高温合金的依赖越来越大，对其性能要求越来越苛刻。高温合金已成 为决定航空发动机技术发展进程的关键因素。

为了达到先进航空发动机超高速、大升限、长航时、远航程的 要求，发动机燃烧室温度设计指标进一步升高，现有高温合金零部 件无法充分满足先进航空发动机的性能要求。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：提供一种耐高温合金钢。

为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案为：一种耐高温合金钢， 按质量百分比，由以下原料制成C：0.2～0.25％、Si：0.2～0.3％、Mn：3.2～ 3.5％、Cr：2～3％、Ni：0.1～0.5％、Nb：1～1.5％、Ti：1～1.8％、Mg：2～2.8％、 Re：0.05～0.08％、V：0.1～0.4％、W：0.2～0.3％、Co：1.2～1.5％、P≤0.008％、 S≤0.0015％、As≤0.0008％、Sb≤0.0008％、Bi≤0.00003％、Sn≤0.0005％、Pb ≤0.0008％、O≤12PPM、N 0.2～0.28％、余量为Fe；

所述的耐高温合金钢，微组织无Laves相，晶粒度7级；室温拉伸性能： Rm≥1300MPa，Rp0.2≥1080MPa，A≥15％，Z≥25％，Kv≥38J；650℃拉伸性能： Rm≥1080MPa，Rp0.2≥900MPa，A≥16％，Z≥30％。

优选的，所述的一种耐高温合金钢，其特征在于：所述的耐高温合金钢， 按质量百分比，由以下原料制成C：0.23～0.25％、Si：0.2～0.25％、Mn：3.2～ 3.4％、Cr：2.4～2.8％、Ni：0.3～0.4％、Nb：1.2～1.4％、Ti：1.3～1.6％、 Mg：2.3～2.5％、Re：0.06～0.08％、V：0.3～0.4％、W：0.22～0.3％、Co： 1.4～1.5％、P≤0.006％、S≤0.0012％、As≤0.0006％、Sb≤0.0006％、Bi≤ 0.00002％、Sn≤0.0004％、Pb≤0.0006％、O≤10PPM、N 0.2～0.23％、余量为Fe。