[发明专利]一种密度低于8.0g/cm3

说明书

本发明提供一种密度低于8.0g/cmsupgt;3/supgt;的变形高强高温高熵合金及其制备方法，属于低密度变形高温高熵合金领域，包括Ni、Co、Fe、Cr、Mo、Al、Ti、Nb、C、B、Zr元素，其合金成分的质量百分比(wt.％)如下，Co：9.3～15.5、Fe：5.8～11.8、Cr：15.5～17.8、Mo：2.5～3.0、Al：2.5～3.5、Ti：2.0～3.0、Nb：0.98～3.0、C：0.02～0.05，B：0.005～0.015、Zr：0.02～0.03、Ni：余量，且(Ti+Nb)/Al的原子百分数比例为0.5～1。本发明通过合金设计实现了合金密度低于8.0g/cmsupgt;3/supgt;，同时L1subgt;2/subgt;‑γ′相粒子在FCC‑γ基体上共格析出，γ′相总体积百分数为30～45％，在750℃长期时效后表现出优异的γ/γ′共格组织稳定性，无其他有害相析出，使该合金拥有良好的力学性能和优异的加工变形能力，室温塑性超过18％，750℃屈服强度超过800MPa，是一种新型的低密度变形高强高温高熵合金。

技术领域

本发明属于低密度变形高温高熵合金领域，特别是一种密度低于8.0g/cm³的变形高强高温高熵合金及其制备方法，能够在750℃长期时效后保持FCC-γ/γ′共格组织稳定，且在该温度下的高温强度超过800MPa。

背景技术

高温合金是指以Fe，Co，Ni为基，通常在600～1200℃的高温及复杂的应力作用下工作，恶劣的环境对合金的各项物理、化学及力学性能要求严格。高温合金必须具备较高的耐热强度、良好的塑性、抗高温氧化性、耐腐蚀性和长期组织热稳定性。随着航空航天工业迅速发展，飞行器推重比增大，发动机部件的工作温度不断提高，推动了涡轮盘用变形高温合金的研发与应用。为满足航空发动机的工况要求，涡轮盘用高温合金承温能力已经上升到700℃以上。为了提高合金的服役性能，满足高温强度需求，会在高性能涡轮盘用变形高温合金中添加大量的固溶强化元素(W、Mo)、γ′相形成元素(Al、Ti、Nb)和降低层错能元素(Co、Ta)。然而，高合金化程度不仅提高了合金的制备成本，而且增加了合金加工变形和组织性能调控难度，同时由于添加W，Ta等比重大的元素以及为增加析出相含量以提升合金强度，会提高Ti/Al比，这都会大大增加合金的密度，而提高飞行器推重比，减重是关键技术手段之一。

我国现有涡轮盘用变形高温合金材料难以突破750℃，同时高合金化元素，使得合金密度较高，普遍在8.2g/cm³以上。例如，以In 718为代表性的变形高温合金，具备优异的加工变形能力，得益于高Nb含量(4.75～5.50wt.％)，Nb元素扩散慢，析出相形核速率慢，析出温度低，热加工窗口大，但Nb含量偏高也容易造成合金元素偏析，同时In718合金使用温度受限于650℃，温度一旦升高，此时会发生相转变，主要强化相四方结构的γ″-Ni₃Nb会转变成正交结构的δ-Ni₃Nb，由于失去了与基体FCC-γ相的共格关系，大幅降低合金性能；随后In 718Plus合金通过增加Co、W等承温元素，同时提升Al含量，使得在FCC-γ基体上析出有序的L1₂-γ′纳米粒子，形成高温组织稳定的FCC-γ/γ′共格组织，从而将合金的耐温能力提升至700℃，但是其加工变形能力弱于In 718，尤其是冷轧板材断后延伸率10％；日本国立材料科学研究所研发的Ni-Co基TMW高温合金承温能力可以达到725℃，其中Co含量为20～31wt.％，Ti含量为5.1～7.4wt.％，W含量1.0～2.0wt.％，一定程度上提升合金承温能力，但当Ti含量高于6.0wt.％时，会析出η-Ni₃Ti有害相，影响合金性能，并且该合金密度8.0g/cm³，加之其γ′粒子含量已经达到45～50％，此时γ′相析出温度高，热加工窗口窄，已属难变形高温合金的范畴。