用于小型燃气轮机的先进镍基高温合金

https://www.researchgate.net/publication/272320216

️<引言>

镍基高温合金材料在航空和工业燃气涡轮发动机的热涡轮部件中有着广泛的应用。传统上，️热端燃气涡轮合金的开发始于现有合金无法满足的发动机需求，例如更高的温度、强度或耐久性要求。铸造镍基高温合金提供了适合这些要求的独特性能组合，这也适用于小型涡轮机和导弹发动机。

高温合金是一组基于镍、铁或钴的合金，在 538°C（1000°F）或更高的工作温度下用于结构部件。️高温合金具有优异的高温性能，用于燃气轮机中温度最高和 / 或应力最大的应用，最显著的是涡轮叶片（或斗叶）、涡轮导向叶片（或喷嘴）、整体叶轮、涡轮盘和燃烧室部件。除了在接近熔点 85% 的工作温度下保持高强度外，这些材料还表现出燃气轮机环境所需的良好的热腐蚀和抗氧化性能。此外，高温合金可以️经济地铸造成具有复杂形状和 / 或内部结构且微观结构可控均匀的部件。

高温合金在第二次世界大战期间首次被引入军用燃气涡轮发动机，自那时以来技术有了巨大的进步。随着铸造工艺的发展和优化合金的相互促进，材料不断取得渐进式的进步，从而提高了整体材料性能。️这些进步包括传统铸造的等轴（EQ）合金、定向凝固（DS）和单晶（SX）铸造部件。本文将讨论每种铸造技术的特点和应用，以及合金和性能的实例。

️铸造高温合金涡轮叶片和导向叶片的最初应用是传统铸造的等轴（EQ）合金。等轴铸件用于大多数应用，包括静态和旋转部件、整体叶轮和结构部件。性能要求包括高温蠕变和疲劳强度、制造和修复所需的延展性和可焊性。

️定向凝固的引入使得铸件具有与旋转部件高应力加载方向平行的柱状晶粒（图 1）。由于消除了与高应力加载轴横向的晶界，并且定向凝固技术固有的缓慢移动凝固前沿减少了微孔，这些铸件在蠕变断裂强度和低周疲劳寿命方面取得了显著提高。定向凝固合金通常用于旋转部件应用，如二级和三级涡轮叶片，在这些应用中等轴合金无法提供足够的蠕变强度。

️定向凝固铸造技术的进一步扩展是单晶工艺的引入，由普惠飞机公司率先开发，它消除了所有晶界，从而不需要晶界强化元素，如 C、B、Hf 和 Zr。由于这些元素会降低熔点，单晶合金的温度性能得到了显著提高。单晶合金用于要求最苛刻的高应力 / 高温发动机应用，️如一级涡轮叶片、导向叶片和燃烧室部件。单晶铸件的优点包括提高的️蠕变断裂、疲劳、氧化和涂层性能，从而实现卓越的涡轮发动机性能和耐久性。此外，随着壁厚的减小，单晶合金能保持更高比例的厚截面断裂寿命（图 2）。

️<先进高温合金材料>

先进的高温合金材料被引入以满足行业对改进合金性能的需求。等轴合金 CM 939 可焊接、CM 247 LC 和 CM 681 LC，定向凝固合金 CM 247 LC 和 CM 186 LC，以及单晶合金 CMSX - 4 是这些改进的代表。

️<CM 939 可焊接合金>

IN 939 合金（表 1）由国际镍公司在 20 世纪 60 年代末开发。这种含 22% 铬（Cr）的耐热腐蚀合金在工业燃气轮机（IGT）市场中广泛用于等轴导向叶片、扇段和燃烧器喷嘴。然而，由于延展性有限和相关的合金化学设计，IN 939 铸件难以进行焊接修复。

由于这些困难，坎农 - 马斯基根公司开发了一种改进版本的 IN 939 合金，以提高修复焊接性和机械性能，重点是合金的延展性。设计了一种优化的目标化学成分，与标准 IN 939 相比，显著降低了 Al、Ti、Ta 和 Cb（因此，降低了 γ′相的体积分数），优化了 B、Zr 和 C 含量，并大幅提高了合金的纯度（S、P、N、O 和 Si）。这种专有成分被指定为 CM 939 可焊接合金。

对 CM 939 可焊接合金进行了广泛的热处理和微观结构评估，以评估替代的热处理工艺。出现了两种商业上理想的热处理选项：️一个五步生产周期，将典型的行业多阶段热处理周期与涂层扩散周期相结合；以及一个简单的三步热处理周期（也包含涂层扩散步骤）。

CM 939 可焊接合金铸态和热处理后的典型微观结构分别如图 3 - 4 所示。请注意，铸态微观结构中存在极少量的 η 相，并且热处理后的微观结构中不存在 η 相。η 相，Ni₃(Ti, Cb, Ta)，是一种不希望存在的脆性相，常见于高 Ti、Cr、Ta 含量的合金中，与低延展性有关。️热处理后晶界碳化物微观结构的高倍扫描电镜照片显示出细小的离散碳化物，这是获得良好合金强度和延展性的关键（图 5）。

CM 939 可焊接合金的典型拉伸性能如表 2 所示；典型的应力断裂性能如表 3 和图 6 所示。在有数据的情况下，列出了标准 IN 939 和 GTD 222 合金的对比性能。GTD 222 合金（表 1）是由通用电气公司开发的替代合金，常用于与 IN 939 合金类似的应用。GTD 222 具有比标准 IN 939 合金更好的延展性，但强度较低。对比数据的分析表明，CM 939 可焊接合金具有与 IN 939 合金相似的强度，同时具有更好的延展性，并且与 GTD 222 相比，强度显著提高，同时保持良好的延展性。换句话说，CM 939 可焊接合金在这三种合金中提供了强度和延展性的最佳组合。

作为替代方案，三步热处理周期更短、更简单，因此铸造后的加工成本更低。该选项的机械性能数据显示，与五步周期相比，强度有所提高，延展性略有降低，但仍然可以接受。除了断裂寿命的整体提高外，通过这种热处理还观察到达到 1% 蠕变的时间显著增加。

CM 939 可焊接合金的延展性和可焊性的改进通过一系列由英国剑桥 TWI 有限公司在多种预焊接热条件下进行的试验进行了评估，包括铸态、过时效和热处理态。良好的焊接实践包括在焊接前进行铸后退火或过时效处理；纳入其他条件是为了将合金延展性与焊接微裂纹的发生（或不发生）相关联。️使用 Alloy 625、C263 和 Haynes 282 合金填充丝进行的平板堆焊试验表明，在焊接态和焊后热处理条件下均未发现热影响区（HAZ）开裂的证据（图 7）。这项工作以及多个铸造厂对铸造部件的常规修复焊接（没有开裂问题的迹象）证实了 CM 939 可焊接合金的可焊性得到了改进。最近为提高强度性能而进行的开发成功生产出了 CM 939 可焊接填充丝，该填充丝可从俄亥俄州辛辛那提的 Polymet 公司商业购买，并用于 CM 939 可焊接铸件的焊接修复。

由于性能评估良好，️CM 939 可焊接合金正在取代 IN 738 LC 和 IN 713 LC 合金，用于小型高性能涡轮喷气发动机中的结构部件，如燃烧室和涡轮机匣以及导向叶片环。

️<CM 247 LC 合金>

早期的定向凝固铸件由等轴叶片合金如 MAR M 002、MAR M 200 和 MAR M 247 制成；然而，️这些合金中的许多表现出低延展性和沿定向凝固晶界的开裂。这促使开发优化的合金以利用定向凝固工艺。CM 247 LC 合金（表 4）是 MAR M 247 合金的改进版本，旨在减少薄壁复杂型芯铸件的定向凝固晶界开裂。

️CM 247 LC 合金的化学改进包括降低 Zr 和 Ti 含量，以及更严格地控制 Si 和 S，这提高了铸造性能。降低 C 含量改善了碳化物微观结构、碳化物稳定性以及室温到中温的延展性。与标准 MAR M 247 合金相比，CM 247 LC 合金的延展性提高了 2 倍。W、Mo 和 Cr 含量的降低是为了补偿较低的 C 含量，以平衡合金的成分设计。这些变化对等轴铸件也有益，导致热撕裂和热裂纹减少；因此，CM 247 LC 合金也被选用于许多等轴应用，如轴向和离心整体叶轮、涡轮叶片和导向叶片扇段。

️<含铼合金>

合金发展的下一个重要进展是将铼（Re）引入等轴、定向凝固和单晶合金（表 5）。️这些所谓的 “第二代” 合金由于铼的加入，在蠕变断裂性能方面有了显著提高，铼偏析到 γ 基体中，延缓了 γ′（强化）相的粗化并增加了 γ/γ′错配。铼 “团簇” 作为位错运动的障碍，从而提高了合金强度。

️<CM 681 LC 合金>

坎农 - 马斯基根公司开发了 CM 681 LC 合金，用作高性能整体铸造涡轮叶轮合金。这种合金是一种抗氧化的氧化铝形成剂，具有相对较高的钽（Ta）、低钛（Ti）、3% 的铼（Re）和 1.5% 的铪（Hf）（表 5）。️CM 681 LC 合金作为小型涡轮发动机先进材料（AMSTE）团队美国国家航空航天局航空航天工业技术计划（AITP）项目的一部分进行了评估，该项目证实了铸造厂在低热撕裂 / 热裂纹敏感性和整体叶轮质量评估方面的性能。CM 681 LC 合金与等轴 MAR M 247 和等轴 CM 247 LC 合金的典型室温拉伸性能如表 6 所示，展示了在良好延展性下强度有所提高。CM 681 LC 和 MAR M 247 断裂寿命的比较如图 8 所示。

️CM 681 LC 合金已开发或设想的应用包括用于巡航导弹、无人机和辅助动力装置（APU）涡轮发动机的具有成本效益的高性能整体铸造轴向涡轮叶轮，以及用于分布式发电的微型涡轮机。径向涡轮叶轮应用也在开发之中。

️<CM 186 LC 合金>

CM 186 LC® 是一种含铼的定向凝固（DS）合金（见表 5），其机械性能接近第一代（不含铼）单晶（SX）高温合金。为 DS CM 247 LC 合金开发的出色铸造性能得以保留，并且 CM 186 LC 合金可在铸态 + 双时效条件下使用，降低了制造成本并防止了固溶热处理引起的再结晶（RX）缺陷。如图 9 所示，在对应于 982°C（1800°F）的蠕变 / 应力断裂测试条件下，CM 186 LC 合金的拉森 - 米勒（Larson - Miller）断裂寿命与第一代 SX 合金 CMSX - 2/3 相当。在更高温度下的强度介于 DS CM 247 LC 和 CMSX - 2/3 之间。

近年来，️单晶（SX）技术的优势（由于卓越的疲劳、蠕变、氧化和涂层性能而延长部件寿命）有时会因铸造特征的复杂性导致铸造成品率较低而被抵消。由于消除了所有晶界强化元素，对铸造异常（如低角度和高角度晶界（LAB/HAB））的容忍度非常低。典型的 SX 铸件在铸件应力最高的位置将 LAB 缺陷限制在 6-8.5°。

含铼的定向凝固（DS）合金（如 CM 186 LC）有时被用来替代第一代 SX 合金（如 CMSX - 2/3），因为其铸造成品率较高从而节省成本。️然而，由于非翼型区域（特别是多翼型扇段的内、外护罩）存在晶界，DS 部件不如 SX 叶片铸件有利。因此，对 SX 铸造 CM 186 LC 合金以生产具有更宽松晶粒规格的单晶铸件的概念进行了评估，目的是放宽晶粒要求以提高铸造成品率。️这已在罗尔斯 - 罗伊斯 AE3007 和 AE1107C Liberty 二级叶片扇段中成功实施，这些部件拥有 3500 万小时 / 飞行循环的发动机使用经验，部件寿命通常为 20000 小时 / 循环（图 10）。

️<CMSX - 4 合金>

CMSX - 4 是第二代含铼镍基单晶高温合金，在文献中已有广泛研究和记载。其名义化学成分见表 5。自 1991 年以来，CMSX - 4 合金已成功用于众多航空和工业燃气涡轮应用中。这些应用，如高压涡轮叶片和密封件，在广泛的发动机使用中展现出高温强度、良好的相稳定性、抗氧化、抗热腐蚀和涂层性能的出色组合。到目前为止，已生产了近 1000 万磅（1200 炉次）的 CMSX - 4 合金。

随后引入了 CMSX - 4 [La + Y] 合金，以满足对热端涡轮部件不断增长的发动机设计要求。特别关注的是提高裸合金的氧化性能，以最大程度减少叶尖和内部氧化，并提高热障涂层（TBC）的附着力。对活性元素添加的评估表明，通过添加镧（La）和钇（Y），裸 CMSX - 4 合金（硫含量≤2ppm）的氧化行为可以得到显著改善（图 11）。这些活性元素将硫和磷结合成稳定的硫化物 / 磷化物，这对氧化铝膜的附着力有有益影响。

在 1050°C（1922°F）下进行蠕变断裂测试后观察到的显著表面微观结构显示了添加 La + Y 的好处（图 12）。️经过 1389 小时后，形成了 8 微米厚的两层氧化膜，并且完全没有 γ′相耗尽的迹象。如果没有添加 La + Y，预计在该温度下长时间暴露会导致显著的 γ′相耗尽。如图 13 所示，这种行为转化为电子束物理气相沉积（EB - PVD）热障涂层寿命的大幅提高。

CMSX - 4 (SLS)[La + Y] 合金是 CMSX - 4 的改进版本，预先合金化了 La 和 Y，且具有稳定的低硫含量（1ppm）。用预先合金化的 CMSX - 4 (SLS)[La + Y] 铸锭进行的铸造试验表明，与传统的在铸造炉中附着在炉料增量上的镍箔包裹添加包相比，对 La + Y 含量的控制和保留得到了改善。添加包的有效性取决于熔化过程以及浇注前的后续感应搅拌。️铸锭预合金化可使熔融合金中活性添加物的一致性更好，并减少了结合残余硫所需的保温时间，从而最大程度减少重熔过程中活性元素的损失。此外，由于 CMSX - 4 (SLS)[La + Y] 具有稳定的低硫含量，只需较少的 La + Y 保留量就能获得相同的优异裸氧化性能和涂层 / 热障涂层寿命。️CMSX - 4 合金非常适合用于导弹和小型涡轮发动机最热应用中的小型实心非冷却部件。CMSX - 4 (SLS)[La + Y] 在裸合金和 / 或涂层条件下提供了更好的抗氧化性。

️<总结>

️镍基铸造高温合金提供了出色的性能组合，这对于小型微型涡轮机、涡轮喷气发动机、涡轮增压器和导弹发动机部件来说是理想的。本文讨论了️等轴、定向凝固和单晶铸造部件的代表性性能和应用。潜在的优势包括提高温度性能和耐久性，以及这些发动机项目️复杂结构的经济制造。