一种抗800℃高温氧化的高强塑性钛合金

摘要

本发明提供一种抗800℃高温氧化的高强塑性钛合金，属于新材料技术领域，它包括Ti、Al、Sn、Zr、Hf、Mo、Ta、Nb和Si元素，其合金成分的重量百分比为Al：5.7～6％，Sn：2.7～3％，Zr+Hf：3.5～6.9％，Mo+Nb+Ta：0.2～0.9％，Si：0.3～0.4％，余量为Ti。本发明有益效果为通过合金设计，使钛合金的组元元素添加含量配比合理，在保证Ti合金具有单一HCP‑α相结构基础上，获得的合金在800℃下具有优异的抗高温氧化能力和优异的综合力学性能，是一种低成本航空航天用发动机材料。

说明书

技术领域

本发明属于新材料技术领域，涉及一种抗800℃高温氧化、高耐蚀、以及具有优异综合力学性能的航空航天发动机用高温钛合金结构材料。

背景技术

高温近α-Ti合金具有密度小、抗高温氧化性强、耐蚀性强和综合力学性能优异等优点，是航空航天发动机的主要结构材料。高温钛合金使用温度随着航空发动机设计要求不断提到，目前使用温度最高为600℃，表1列出了使用温度500℃以上的典型高温钛合金牌号及成分，可以看出，为确保Ti合金在高温下的使役性能，通常需要加入多个微量元素进行合金化，如Al、Sn、Zr、Mo、Si和Ta等，使得合金在HCP-α固溶体基体上存在少量BCC-β相。最为重要的是，必须使得多个共同添加的合金化元素合理匹配，以保证高温Ti合金的结构稳定性。但高温钛合金在高温长期热暴露情况下会产生α₂-Ti₃Al脆性相，将显著降低合金的塑性以及高温热稳定性，因此高温钛合金的结构稳定性和抗氧化性是制约合金使用温度两个最重要条件。

目前高温钛合金使用温度仅为600℃，对于使用温度更高的工作环境只能采用其它高温材料或者使用高温涂层，不利于结构件减重。表1中列出的牌号钛合金仍无法满足更高温度下(>600℃)的航空航天领域对材料高温高强塑性的要求。故寻找使用温度高于600℃以上的钛合金将对航空航天领域发展起到至关重要的作用。

表1典型高温钛合金牌号及合金成分

发明内容

本发明的目的是针对高温钛合金现有使用温度不能超过600℃的不足，提供一种抗800℃高温氧化、高耐蚀、以及具有优异综合力学性能的航空航天发动机用高温钛合金结构材料。

本发明采用的技术方案是：一种抗800℃高温氧化的高强塑性钛合金，该高强塑性钛合金包括Ti、Al、Sn、Zr、Hf、Mo、Ta、Nb和Si元素，其合金成分的重量百分比分别为，Al：5.7～6％，Sn：2.7～3％，Zr+Hf：3.5～6.9％，Mo+Nb+Ta：0.2～0.9％，Si：0.3～0.4％，余量为Ti。

实现上述技术方案的构思是：利用申请人的“团簇+连接原子”结构模型设计Ti-Al-Sn-Zr-Hf-Mo-Ta-Nb-Si合金成分。“团簇+连接原子”结构模型从原子化学可将固溶体结构看作由团簇和连接原子两部分构成，团簇成分式为[团簇](连接原子)_x。高温钛合金母相为BCC结构的β相，故采用BCC结构团簇模型，在该模型中，14个Zr原子占据第一壳层形成CN14多面体团簇，其它合金化元素在团簇式中的占位原则是：与Ti具有最大的负混合焓的元素Al占据团簇心部，具有强交互作用，形成[Al-Ti₁₄]团簇；Sn、Mo、Ta、Nb、Si与Ti原子易分离，具有弱交互作用，作为团簇结构模型中连接原子；与Ti混合焓为0的元素Zr、Hf，为Ti的同族组元，可替代团簇壳层上的Ti。故在Ti-Al-Sn-Zr-Hf-Mo-Ta-Nb-Si体系合金中，形成的团簇成分通式为[Al-(Ti,Zr,Hf)₁₄]M₁(M为Al、Sn、Mo、Ta、Nb、Si)。根据此成分式设计合金成分，然后转化成重量百分比。设计的原则是保证各合金化元素添加含量的最优配比，以保证合金在BCC团簇结构模型上体现出强抗氧化性能和综合力学性能。

本发明的成分合金采用高纯度组元元素按重量百分比合金成分进行配比；然后利用非自耗电弧熔炼炉在Ar气保护下对配比的混合物进行多次熔炼，以得到成分均匀的合金锭，然后利用铜模吸铸快冷工艺将合金锭制备成直径为6mm的合金棒，用作抗氧化性、力学性能、耐蚀性能实验测试样品；利用XRD(Cu K_α辐射，λ＝0.15406nm)检测合金结构；利用显微维氏硬度计测试钛合金的硬度；利用MTS试验机测试常温和高温力学性能；利用马弗炉测试抗氧化性能；利用Gamry电化学工作站测试合金耐蚀性能。由此确定出本发明中具有抗800℃高温氧化、高耐蚀性和优异综合力学性能的航空航天发动机用高温钛合金结构材料，其合金成分的重量百分比为，Al：5.7～6％，Sn：2.7～3％，Zr+Hf：3.5～6.9％，Mo+Nb+Ta：0.2～0.9％，Si：0.3～0.4％。材料性能指标为：硬度HV＝320-380kgf·mm^-2，室温拉伸强度σ_b＝990-1200MPa，650℃拉伸强度σ_b＝550-600MPa，650℃塑性ε＝30-60％，800℃氧化100h后氧化增重G⁺＝1.5～6mg/cm²，在3.5％NaCl溶液中自腐蚀电压E_corr＝-0.3～-0.2V，腐蚀速率R＝1.5～5μm/a。

与现有技术相比，本发明的优点在于：本发明是根据一种我们自行发展的团簇合金设计方法来设计并发展出了一种抗800℃高温氧化的高强塑性钛合金，通过合金设计确保添加的合金化元素含量配比达到最优，屏蔽了目前“炒菜式”的经验繁琐的成分方法，具有材料设计的先导性；由此获得的钛合金具有高的结构稳定性、优异的800℃高温抗氧化能力、以及优异的室温和高温综合力学性能及耐蚀性能，其典型性能指标为：硬度HV＝320-380kgf·mm^-2，室温拉伸强度σ_b＝990-1200MPa，650℃拉伸强度σ_b＝550-600MPa，650℃塑性ε＝30-60％，800℃氧化100h后氧化增重G⁺＝1.5～6mg/cm²，在3.5％NaCl溶液中自腐蚀电压E_corr＝-0.3～-0.2VV，腐蚀速率R＝1.5～5μm/a。

本发明有益效果：①保证Ti合金具有单一HCP-α相结构基础上，获得的Ti-Al-Sn-Zr-Hf-Mo-Ta-Nb-Si合金并具有优异的抗高温氧化性能和综合力学性能；②通过合金设计，使得钛合金的组元元素添加含量配比合理，从而实现合金在800℃下具有优异的抗高温氧化能力和高温下的高强大塑性；③发展出的钛合金在具有优异综合性能的同时，是一种低成本航空航天用发动机材料。

具体实施方式

以下结合技术方案详细说明本发明的具体实施方式。

实施例1：Ti_86.47Al_6.01Sn_2.82Zr_3.61Ta_0.72Si_0.37合金

步骤一：合金制备

Ti_86.47Al_6.01Sn_2.82Zr_3.61Ta_0.72Si_0.37合金，此成分源自团簇式[Al-(Ti_13.7Zr_0.3)](Al_0.69Sn_0.18Si_0.1Ta_0.03)。Ti、Al、Sn、Zr、Ta、Si纯金属按照给定的合金重量百分比成分进行配料；将混合料放在电弧熔炼炉的水冷铜坩埚内，采用非自耗电弧熔炼法在氩气的保护下进行熔炼，如此反复熔炼3次，得到成分均匀的合金锭；然后将熔炼均匀的合金锭最后熔化，并利用铜模吸铸工艺将熔体吸入圆柱形铜模型腔中，得到φ6mm的棒材，将φ6mm合金棒在950℃固溶处理保温1h后水淬，并在560℃进行时效处理保温6h。

步骤二：合金结构和性能测试

利用XRD检测合金结构，确定为单一HCP-α固溶体结构；利用显微维氏硬度计、马弗炉、MTS试验机及Gamry电化学工作站测试其性能参数，分别为：硬度HV＝354kgf·mm^-2，800℃氧化100h后氧化增重G⁺＝1.8mg/cm²，室温拉伸强度σ_b＝990MPa，650℃拉伸强度σ_b＝560MPa，650℃塑性ε＝38％，在3.5％NaCl溶液中自腐蚀电压E_corr＝-0.26V，腐蚀速率R＝3.0μm/a。

实施例2：Ti_86.64Al_6.02Sn_2.82Zr_3.61Ta_0.36Nb_0.18Si_0.37合金

步骤一：合金制备

Ti_86.64Al_6.02Sn_2.82Zr_3.61Ta_0.36Nb_0.18Si_0.37合金，[Al-(Ti_13.7Zr_0.3)](Al_0.69Sn_0.18Si_0.1-Ta_0.015Nb_0.015)。同实施例一中的步骤一。

步骤二：合金结构和性能测试

利用XRD检测合金结构，确定为单一HCP-α固溶体结构；利用显微维氏硬度计、马弗炉、MTS试验机及Gamry电化学工作站测试其性能参数，分别为：硬度HV＝378kgf·mm^-2，800℃氧化100h后氧化增重G⁺＝3.9mg/cm²，室温拉伸强度σ_b＝1032MPa，650℃拉伸强度σ_b＝580MPa，650℃塑性ε％＝51％，在3.5％NaCl溶液中自腐蚀电压E_corr＝-0.23V，腐蚀速率R＝2.1μm/a。

实施例3：Ti_86.67Al_6.03Sn_2.82Zr_3.62Mo_0.13Ta_0.24Nb_0.12Si_0.37合金

步骤一：合金制备

Ti_86.67Al_6.03Sn_2.82Zr_3.62Mo_0.13Ta_0.24Nb_0.12Si_0.37合金，[Al-(Ti_13.7Zr_0.3)](Al_0.69Sn_0.18-Si_0.1Mo_0.01Ta_0.01Nb_0.01)。同实施例一中的步骤一。

步骤二：合金结构和性能测试

利用XRD检测合金结构，确定为单一HCP-α固溶体结构；利用显微维氏硬度计、马弗炉、MTS试验机及Gamry电化学工作站测试其性能参数，分别为：硬度H_V＝376kgf·mm^-2，800℃氧化100h后氧化增重G⁺＝5.6mg/cm²，室温拉伸强度σ_b＝1190MPa，650℃拉伸强度σ_b＝580MPa，650℃塑性ε％＝60％，在3.5％NaCl溶液中自腐蚀电压E_corr＝-0.27V，腐蚀速率R＝1.7μm/a。

实施例4：Ti_83.77Al_5.82Sn_2.73Hf_6.84Mo_0.12Ta_0.23Nb_0.12Si_0.36合金

步骤一：合金制备

Ti_83.77Al_5.82Sn_2.73Hf_6.84Mo_0.12Ta_0.23Nb_0.12Si_0.36合金，[Al-(Ti_13.7Hf_0.3)](Al_0.69Sn_0.18-Si_0.1Mo_0.01Ta_0.01Nb_0.01)。同实施例一中的步骤一。

步骤二：合金结构和性能测试

利用XRD检测合金结构，确定为单一HCP-α固溶体结构；利用显微维氏硬度计、马弗炉、MTS试验机及Gamry电化学工作站测试其性能参数，分别为：硬度HV＝323kgf·mm^-2，800℃氧化100h后氧化增重G⁺＝2.2mg/cm²，室温拉伸强度σ_b＝995MPa，650℃拉伸强度σ_b＝570MPa，650℃塑性ε％＝53％，在3.5％NaCl溶液中自腐蚀电压E_corr＝-0.22V，腐蚀速率R＝2.7μm/a。

实施例5：Ti_85.19Al_5.92Sn_2.78Zr_1.79Hf_3.48Mo_0.12Ta_0.24Nb_0.12Si_0.36合金

步骤一：合金制备

Ti_85.19Al_5.92Sn_2.78Zr_1.79Hf_3.48Mo_0.12Ta_0.24Nb_0.12Si_0.36合金，[Al-(Ti_13.7Zr_0.15Hf_0.15)]-(Al_0.69Sn_0.18Si_0.1Mo_0.01Ta_0.01Nb_0.01)。同实施例一中的步骤一。

步骤二：合金结构和性能测试

利用XRD检测合金结构，确定为单一HCP-α固溶体结构；利用显微维氏硬度计、马弗炉及Gamry电化学工作站测试其性能参数，分别为：硬度HV＝365kgf·mm^-2，800℃氧化100h后氧化增重G⁺＝4.6mg/cm²，室温拉伸强度σ_b＝1200MPa，650℃拉伸强度σ_b＝600MPa，650℃塑性ε％＝48％，在3.5％NaCl溶液中自腐蚀电压-0.24V，腐蚀速率R＝4.5μm/a。