Inconel718鎳基高溫合金1.名稱 稱Inconel718，又名 Alloy 718，AllOy 718C，Udimet 718，Lescalloy 718.二、概 述InConel 718 以身心四方 NiNb（r"）和面心立方Ni（Al，Ti，Nb）（r鎳鐵基合金，在低溫和700℃屈服強度高，抗拉強度和耐久強度高，在650—760℃塑性好。合金組織穩定，元素擴散速度低，定，元素擴散速度低，時效硬化反應慢，焊接性好。合金組織穩定，元素擴散速度低，及時硬化反應慢，在固體溶解或及時狀態下焊接良好。自20世紀50年代末以來，合金主要用于復雜的板焊接結構、壓縮板、渦輪板、軸、葉片等高溫部件A-286合金被用作低溫和超低溫結構件，是美國最大的合金之一。三、化 學 成 分表22.1 化 學 成 分 %

　　元素GEINCONEL718AMSLescalloy718AllOy 718C典型成分C≤0.10≤0.10≤0.08≤0.08≤0.100.05SI≤0.75≤0.75≤0.35≤0.15≤0.500.30MN≤0.50≤0.50≤0.35≤0.10≤0.250.20S--≤0.015≤0.015--CU≤0.75≤0.75≤0.10≤0.10≤0.50-CR17.0-21.017.0-21.017.0-21.017.0-21.017.0-21.019.0NI50.0-55.050.0-55.050.0-55.050.0-55.050.0-55.053.0MO2.8-3.32.8-3.32.8-3.32.8-3.32.0-4.03.0AL0.2-1.00.2-1.00.2-0.80.4-0.60.4-1.00.7TI0.3-1.30.3-1.30.65-1.150.9-1.150.4-1.31.0NB=TA4.5-5.754.5-5.754.5-5.55.0-5.54.5-5.755.3B---0.002-0.006-0.006*FE余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余余GE——美國通用電氣公司。Inco——國際鎳公司。Inco——國際鎳公司。AMS——美國航字材料標準。Co≤1.0%，P≤0.015%.Lescalloy 718——Tatrobe Stl Company產品牌號*計算加入量。四、品 冷軋板、熱軋及鍛棒、帶材、精密鑄件、冷拉線、擠壓件、鍛件等 理 制 國際鎳公司推薦兩種熱處理系統∶1.1065℃，1小時，空冷 760℃，10小時，以55℃/小時冷卻至650℃，8小時，空冷。 2.950-980℃，1小時，空冷 720℃，8小時，以55℃每小時冷卻至620℃，8小時，空冷。650℃耐久性稍高，但缺口耐久性差，第二種系統處理材料，650℃ 持久強度略低，但缺口持久性好。六、物理化學性能1. 密度：8.212.導熱率(圖 22.1）圖22.1 合金導熱率圖22.2 合金平均熱膨脹系數表22(圖中數字表示不同文獻號).2 宇 航 材 料 標 準（AMS）規 定 的 室 溫 性 3.熱膨脹系數(圖) 22.2）可與墨@4.電阻：強火： 1250 微歐姆/厘米；時效狀態；∶11.0 微歐姆/厘米。5.在陰極充電條件下，耐腐蝕合金具有良好的耐腐蝕性（Cathodic Charging Conditions）合金對氫-應力腐蝕裂紋不敏感，七、機 械 性 能（表22.2—22.4）表 22.3 宇航材料標準號及品種表：22。宇航材料標準規定的室溫性能

　　AMS5383538953905596A55975662A和5663A955564鑄態固溶處理℃ 1/2小時沉淀硬化固溶處理1065℃ 1/2小時沉淀硬化固溶處理955℃ 1/2小時沉淀硬化固溶處理1065℃固溶處理955沉淀硬化處理℃ 固溶處理1065小時沉淀硬化℃ 沉淀硬化處理厚度及方向外徑1-2小時≥3.2毫米或壁厚≥3.9毫米≤4.7毫米≤4.7毫米 縱向橫向 拉伸強度，≥公斤/mm²87.9-130.0-119.3--126.5-126.5-130126.5-126.5拉伸強度，≤公斤/mm²-109.0-102.0-98.4105.4-98.4-屈服強度，≤公斤/mm²77.3-105.4-102.0--105.4-105.4-105.4105.4-105.4屈服強度，≥公斤/mm²-66.8-59.8-56.263.2-52.7-25.延伸率為4mm或4倍"直徑，%≥5-可與1*347*278*799*0連接-延伸率50.8mm，%≥-30123015-50.850.8毫米或4倍"直徑，%≥-----3040153015-1210-10面縮率，%≥10 ----------1512-12硬度，RC≥硬度為34-36-36-38，RC≤硬度為44-25-25，RB≤-----硬度為100-248，HB≥-----------331331-341硬度，HB≤----------277----注∶(1)外徑小于3.2m或厚度小于3.9mm供需雙方協商材料的性能.（2）955℃，1/2小時?？绽?720℃，8小時 爐冷到620℃，(3)1065℃，1/2小時，空冷+760℃，10小時 爐冷到650℃，(4)955℃，1小時，空冷 720℃，8小時以55℃每小時冷卻至620℃，8小時，空冷。(5)固溶處理時間取決于厚度.（6）955℃，1小時，空冷 720℃，8小時以55℃/小時，爐0/小時℃，8小時，空冷.（7）1065℃，1-2小時，空冷 760℃，10 爐冷到650小時℃，保溫(總時效時間 20 小時)空冷。(5)固溶處理時間取決于厚度.（6）955℃，1小時，空冷 720℃，8小時以55℃/小時，爐0/小時℃，8小時，空冷.（7）1065℃，1-2小時，空冷 760℃，10 爐冷到650小時℃，保溫(總時效時間 20 小時)空冷。(8)棒材、鍛件、閃光焊接環的延伸率不小于12%，面縮率不小于15%。表22.3 航天材料標準號和品種

　　AMS5589管5383精密鑄造，955管℃ 固溶5590管，1065管℃ 5596厚板、薄板、帶材5597厚板、帶材1065固溶處理℃ 5662棒662棒材、鍛件及環件，固溶5663棒材、鍛件及環件，5664棒材、鍛件、環件、1065固溶沉淀硬化處理℃ 5832線材表22固溶處理.4 通用電氣公司是對的inconel718精密鑄件規定的室溫拉伸性能

　　品種精密鑄件固溶 時效厚度，mm6.4拉伸強度，kg/mm²81.0屈服強度，公斤/mm²60.0延伸率4倍"直徑，%5面縮率，1.室溫機械性能(1)拉伸性能(表) 22.5—22.8）表22.5 各種產品的室溫拉伸性能(廠家數據)

　　12.直徑16厚1.5熱處理系統980品種鍛造棒冷軋板尺寸mm直徑203直徑152直徑1.5厚度℃，1小時 720℃以下保溫時間為930℃，1小時 720℃8小時16小時8小時8小時8小時8小時8小時8小時8小時8小時8小時8小時16小時拉伸強度，公斤/mm²137.8132.0129.3123.7148.3143.4135.6141.3135.6130.0130.0134.4123.7屈服強度，公斤/mm²112.4103.3106.897.7122.3121.6108.2120.0112.498.4108.9106.196.3延伸率4倍"直徑，$2428322319232620321322.523.5面縮率，3344242402936.5505254-硬度，RC-------4142-4143-*以55℃每小時冷卻至620℃，保溫8小時，空冷。*以11℃每小時冷卻至620℃，空冷表 22.6 鍛餅的室溫拉伸性能(廠家數據)

　　狀態退火 時效尺寸直徑203mm試驗方向徑向切割到頂部邊緣中心底部邊緣的拉伸強度mm²A126132124135138B128138130147148屈服強度，公斤/mm²A103103102110112B111112112127125延伸率4倍"直徑，?024142120B1024161918面縮率，?234163236B10.5331927.529.5沖擊值，公斤A3.93-3.53.92.3-33.9-3.2B---2.3-3.93.9注 1.（A）980℃，1小時 720℃，8小時以55℃每小時冷卻至620℃ 620℃，8小時。（B）980℃，1小時 720℃，16 小時.2.拉伸速度∶ 0.05厘米/厘米/分拉0.2% 屈服點，然后以0.05厘米/厘米/分拉斷.表 22.7 晶粒板的不同厚度和拉伸性能

　　狀態1095℃，1小時，空冷 980℃，1小時空冷 720℃，16 mm0.8和1小時厚度.50.4.0.6晶粒度，ASTM12拉伸強度，kg/mm².109113屈服強度，公斤/mm²86.595.6延伸率4倍"直徑， .512.5面縮率，%.020.0表22.8 爐冷鑄件的及時性和拉伸性能(不給厚度)

　　時效爐的冷拉伸強度為公斤/mm².109121屈服強度，公斤/mm²86.591.4延伸率4倍"直徑， .513.0面縮率，%.015.各種因素對室溫拉伸性能的影響(圖22).3-22.14）圖22.3 冷加工對板材和帶材室溫拉伸性能的影響圖22.4 退火溫度對室溫拉伸性能的影響圖22.5 最后，時效溫度對板材室溫拉伸性能的影響圖22.6 時效對屈服強度的影響圖22.7 室溫下鎳含量屈服強度為705℃影響持久強度的圖22.8 鋁含量對室溫屈服強度的影響(延伸率幾乎不變)圖22.9鋁含量和第一時效溫度對熱軋棒室溫屈服強度的影響圖22.10 鋁含量和第一時效溫度對熱軋棒研究屈服強度的影響圖22.11 鉭含量對室溫機械性能的影響圖22.12 棒材室溫為-195℃拉伸性能影響圖22.13 室溫和-195棒材退火溫度℃缺口拉伸強度影響圖22.14 固溶處理溫度(1065)℃）冷卻至第一次時效溫度(730)℃）速度對拉伸性能的影響圖22.15 時效時間對時效退火板硬度的影響(3)硬度(圖22.15-22.17）可與021*67898711聯系索取圖22.17 鋁鈦含量對退火棒及時反應的影響圖22.17 2.不同溫度的機械性能(1)拉伸性能(表22).9;圖22.18—22.26）表22.9 棒材瞬時拉伸性能(完全熱處理)

　　試驗溫度，℃拉伸強度，kg/mm².屈服強度，kg/mm² 延伸率（50.8 毫米），%

　　面縮率，%-240186.3162.01523-130168.7147.61830-18158.0130.0203395147.6126.52235205145.5125.02236315143.4123.02237430140.6121.62237540133.

　　5119.52338650123.0106.1244276087.885.73057圖22.18 不同熱處理對鍛件拉伸性能的影響圖22.19 應力時效影響板的室溫和高溫拉伸性能圖22.20 試驗溫度影響兩種熱處理系統板的拉伸性能.21 試驗溫度影響冷軋后直接時效板的拉伸性能.22 試驗溫度對熱軋棒拉伸性能的影響圖22.22 棒的軋制溫度和固溶退火溫度為650℃拉伸性能影響圖22.22 冷加工及時螺栓材料-255-315℃壓縮性能(圖22).27）可與021*67898711聯系索取圖22.25 試驗溫度影響鑄造試棒的拉伸性能.26 試驗溫度影響精密鑄件的拉伸性能.27 熱加工溫度范圍內棒材拉壓屈服強度圖22.28 室溫和低溫拉伸性能圖22.29 試驗溫度和試驗方向對試樣斷裂強度和屈服強度的影響(3)缺口性能(圖22).28—22.30）可與021*67898711聯系索取圖 22.30 試驗溫度對有缺口和疲勞裂紋的樣品屈服強度和斷裂強度的影響 22.31 兩種熱處理狀態板光滑試樣540℃和650℃持久強度曲線圖22.32 經955℃退火板缺口試樣540℃持久強度曲線3持久性和蠕變性能(圖) 22.31—22.54;表22.10）圖22.33 經955℃退火及時性板的缺口試樣為650℃持久強度曲線圖22.34 冷加工和時效板的尖銳缺口為540℃和650℃持久強度曲線圖22.35 冷加工缺口和光滑樣品在直接時效狀態下為650℃和540℃持久強度曲線圖22.36 及時退火。（Kt=6），在540℃和(缺口形狀見圖 22.32）650℃持久強度曲線圖22.37 兩種熱處理狀態的光滑和間隙（K，=6.3)730板材試樣℃持久強度曲線圖22.38 退火及時性板材尖銳缺口試樣430—650℃持久強度曲線表22.10 650鍛餅和棒材℃，70公斤/mm².比較條件下的持久性能

　　鍛餅熱軋棒65℃，70公斤/mm&sup二、厚度或直徑，mm20316光滑，小時91.4?97.3?97.3?69.4?60.缺口，小時502.8D?473.8D?83.1?33.3?延伸率，".5?35.0?10.0?5.5?面縮率，a.5?61.0?12.0?9.0??.980℃，1小時 720℃，爐冷(55)8小時℃/小時）到620℃ 620℃，8小時 可與021*67898711聯系索取?.980℃，1小時 720℃， 16 小時。D.中止。圖22.39 米勒持久強度曲線圖22不同溫度.40 退火溫度對板材壽命的影響圖22.41 退火溫度對棒材耐久性的影響圖22.42 水平板在靜載荷下產生0.25-2.0%總蠕變所需的應力和時間關系圖.43 在縱向板的靜載荷下產生0.25—2.0% 總蠕變所需的應力與時間的關系。圖22.45 水平板在靜載荷下產生0.2-1.0%總螺變所需的應力和時間關系圖.46 垂直板在靜載荷下產生0.4.疲勞性能(圖) 22.55—22.72）圖 22.55 板的室溫和低溫反復彎曲疲勞曲線圖 22.56 板的室溫和低溫反復彎曲疲勞曲線圖 22.57 板的室溫和低溫反復彎曲疲勞曲線圖 22.58 室溫旋轉彎曲的疲勞曲線圖 22.59 板材在室溫和低溫下的拉壓疲勞曲線圖 22.60 2.在室溫和低溫下，5mm板材缺口疲勞曲線圖 22.61 室溫和低溫拉壓疲勞曲線圖、缺口和光滑板樣品 22.62 板材室溫低溫拉壓疲勞曲線圖 22.63 室溫疲勞應力范圍曲線圖和光滑板樣品 22.64 樣品540缺口和光滑板℃疲勞應力范圍曲線圖 22.65 試樣650個缺口和光滑板℃疲勞應力范圍曲線圖 22.66 樣品760缺口和光滑板℃疲勞應力范圍曲線圖 22.67 不同應力時效系統對合金板不同溫度疲勞性能的影響圖22.68 不同應力時效系統對合金板不同溫度疲勞性能的影響圖22.69 焊接接頭室溫懸臂旋轉彎曲疲勞性能圖22.70 室溫旋轉彎曲疲勞性能圖22.71 1.拉-壓疲勞條件3mm板材，疲勞裂紋傳播曲線圖22不同溫度.72 不同溫度下疲勞裂紋的傳播速度與交變-平均應力比的關系(在) 20 測量mm裂紋長度裂紋生長速度圖22.73 5.測試溫度對泊松比的影響. 彈性模量(圖 22.73—22.75）可與021*67898711聯系索取圖 22.74 合金彈性模量圖 22.75 合金剛性模量八、工 藝術合金可采用四種冶煉工藝∶真空感應；非真空感應加真空自耗重熔；真空感應加電渣重熔；真空感應加真空自耗重熔。真空感應爐加電渣爐重熔工藝可用于制造大型鍛件，消除點狀偏析。真空感應爐加電渣爐重熔工藝可用于制造大型鍛件，消除點狀偏析。鍛造溫度為 980—1135℃;軋制溫度為1010—1120℃;溫度為980—1010℃.運動后空冷。溫加工后冷卻緩慢，可提高鍛件強度。在用低硫燃料加熱還原氣氛，防止火焰直接加熱。鍛造前鍛造應預熱至205-260℃.模鍛的最終變形應大于20% 10%.合金在退火或及時性下容易機械加工，但在及時性下，切屑容易破碎，零件光度好。處理退火狀態的材料和刀具使用壽命長.無論是固溶狀態還是及時狀態，合金都具有良好的焊接性能，但在及時狀態下，焊接熱影響區比基體金屬軟。退火后合金硬度低，可保證合金成型焊接性好。合金也可多次焊接，無裂紋。焊接后最好是930—980℃ 消除焊接應力。930用作發動機復雜焊接部件℃，1小時，空冷 720℃，空冷處理16小時。若零件剛度小，可節省中間退火，以獲得更高的強度。焊接薄板時，應采用惰性氣體保護。惰性氣體保護焊以母材為填料，易于焊接。 焊接厚度應小于13mm. 厚度小于6mm氬弧焊和氬氣保護背面的零件 6—13 氦弧焊度為13的零件可采用氦弧焊和氦背面保護—18.18.電子束焊mm零件。 因此，為了保證一定剛度的接頭質量，一些其他合金必須使用熔點較低的填料，如 HastellyX 和 Hastelloy W 也可作填料.室溫到700℃ 接頭的拉伸強度超過母材的90%，760℃接頭的拉伸強度為母材的85%.圖中列出了各種因素對焊接板的影響 22.76—22.92.圖22.76 試驗溫度對不同填料焊接的薄板和中板接頭強度的影響圖22.77 焊接不同填料的板材 650℃和730℃ 持久強度曲線圖22.78 室溫軸向拉伸疲勞性能圖22.79 室溫和高溫對閃光焊接棒拉伸性能的影響圖22.80 熱處理溫度和樣品尺寸對焊接板拉伸性能的影響圖22.81 電子束焊和惰性氣體鎢極焊接的試驗溫度為7s合金/Rene'41 和718 合金機械性能影響圖22.82 焊后時效溫度對惰性氣體鎢極焊接板接頭拉伸性能的影響圖22.83 焊效溫度對惰性氣體鎢弧焊板接頭強度的影響圖22.84 低溫對惰性氣體鈉極焊板拉伸性能的影響圖22.85 試驗溫度及去除焊點對惰性氣體鎢極焊板光滑度及缺口試樣拉伸強度的影響圖22.86 試驗溫度對惰性氣體鎢極焊板拉伸性能的影響圖22.87 室溫和低溫拉壓疲勞強度曲線圖22.88 試驗溫度對惰性氣體鎢極焊板疲勞強度的影響圖22.89 熔化焊接板的室溫圖22不同系統的應力及時性.90 熔化焊接板的室溫應力時效不同，205℃ 和345℃ 疲勞性能影響圖22.91 釬焊對板材拉伸性能的室溫和高溫影響圖22.92 9.組 1.鑄態組織合金中有鑄態組織（Nb、Ta）C，TiN，Ni，Nb 和Laves 相（圖 22.93）NiNb 和Laves 相在 1120℃ 基體在加熱和熱加工過程中溶解.2. 變形合金(950)組織熱處理后℃，1小時， 720℃，爐冷到8小時 620℃，8小時，空冷)后晶粒細，按 ASTM 評級圖為7-8級(圖) 22.94）.圖 22.93 Inconel 718 合金鑄態組織圖 22.94 顯微組織合金 ×200合金經980℃，2小時，空冷+720℃ 8小時，以55℃/小時爐冷到 620℃，空冷處理后8小時，組織中有γ'【Ni;（Al、Ti、Nb）】，Ni;Nb，（Nb、Ta）C 和少量的 TiN．γ′與彌散分布的面心立方結構相比，在合金中起著主要的強化作用；Ni;Nb 屬斜方晶系結構，于 980℃，局部富鈮區晶界和雙晶界在固溶過程中沉淀，形狀為短粗片狀，化學式為 Ni，（Nbo，sTi∶），不強化合金；（Nb、Ta）C 和少量的 TiN 熔煉過程中形成，（Nb、Ta）C 的化學式為（Nb.8Ta.;）C.典型組織見圖 22.95.3. 長期時效后的組織合金為680℃，100小時后組織不變，γ相小(圖) 22.96）;在790℃，時效 大量出現在100小時后γ'，Ni-Nb（由γ'相轉變為 NiNb 過渡相)和 NisNb 相，而且γ相和NiNb 已開始粗化(圖22.97）;在870℃，時效100小時后，主相粗化 Ni，Nb 和 NiNb，還有幾個保留的大塊γ'相（圖 22.98）。4. 應力時效后顯微組紙的組織和性能基本不變，"富鈮偏析區仍有950個短組片狀℃此外，合金中還有大的圓形顆粒MLG型碳化物(圖22.99）在590℃，應力為65.4 10.606小時長期應力時效后，kg/mm，合金中有小片 NiNb和在980℃熱處理時形成的大片狀NiNb(圖22。在相同的溫度下，基體中的基體經過60.5kg/mm、3390小時的長期應力時效后 NiNb 同時，在滑移線上進一步成長，雙晶界沉淀 Ni-Nb（圖 22.100）.圖22.98 試樣在870℃顯微組織時效1小時和100小時 ×7500圖22.99 試驗在540℃，83kg/mm，21，583 小時應力時效后的顯微組織 ×7000圖 22.100 試樣在590℃，65.4公斤/底米，10，606 長期作用后的顯微組織 ×7000圖 22.101 試樣經540℃，60.5 公斤/毫米，3990 顯微組織在小時后工作 ×7000圖22.102 試樣在650℃，顯微組織在長期作用后的不同應力 ×700圖 22.103 試祥經705℃26.0公廳/mm6048小時顯微編織 ×7000圖22.104 705渦輪盤試樣℃，35 公廳/mm500小時顯微組織工作 ×7500在650℃，應力為61.1kg/mm，經過747小時的長期作用，基體中只有γ相.X射線分斯指出，晶界有微量σ中等數量相和α相(富鉻體心立方固溶體)(圖22).102a）.在同一溫度下，應力為 54.8 經過3131小時的長期作用，公斤/公斤/毫米γ相和 NiNb，晶界有少量

　　的Laves相和較多的α相（圖22.102b）;長時間雕刻7262小時后，應力降至478公廳/mm(圖2).102e）長期作用1023小時(圖22)后，應力降至44.3公廳/mm.102d）、晶內均有了r，NiNb晶界更多 Lavers相，以α相和少最多σ相臺金在705℃的相變和在 650℃同樣，轉換速度加快，小片狀 NiNb變長（圖 21m3)；晶界大片 NiNb消耗部分和 NiNb同時進入晶體，附近出現貧窮帶(圖22).103；22.隨著時間的推移，γ相尺寸增加，數量減少；晶界也有α'，σ 和 Laves 相. 只是出現得早。在540-705℃ 不同應力的長期作用除外 705℃ 應力時效后強度略有下降，塑性略有提高，其他溫度下的拉伸強度和塑性無顯著變化。在540-705℃ 不同應力的長期作用除外 705℃ 應力時效后強度略有下降，塑性略有提高，其他溫度下的拉伸強度和塑性無顯著變化。 餅期應力時效對餅材（φ533×25）室溫和650℃ 拉伸性能的影響列在表中 22.11.經X射線衍射分析后，試樣結果與上述電子顯微鏡觀察一致。X 表22列出了射線相鑒定結果.12．從表 22.從溫度、應力、時間和相變之間的關系可以看出 595℃，60 公斤/毫米，390 經過長時間的工作，合金的主要強化階段仍然是γ，只有微量的γ變成盤狀 Ni，Nb(有些文獻稱之為γ"或身心四方結構NiNb），這種相也起著強化作用。它與面心立方基體有什么關系？可聯系134727879-90.當r當相轉換為斜方晶系時 NiNb（δ相)強度明顯下降。可聯系134727879-90.當r當相轉換為斜方晶系時 NiNb（δ相)強度明顯下降?！?，61kg/mm，經過747小時的長期時效，合金合金的主要強化階段都是γ經絡在同一溫度下 44.3 10、233小時后，公斤/毫米，部分γ轉變成Ni，Nb。在705℃，38.7kg/mm，長時間808小時后，會出現一些問題 NiNb26.在同一溫度下 6048小時后，大部分公斤/毫米γ'相和 Ni，Nb都轉變成NigNb.從705℃， 兩個樣品和808小時 兩個6048小時的樣品也可以看到應力對相變的影響， 總之，應力，能促進溫度和應力時效 r'→ NiNb → NiNb 的轉變.斜方晶系出現在合金中 NiNb 持久強度開始下降(圖22) γ'→ Ni.Nb→NiNb 合金組織可以認為是穩定的 650℃，44.3 可在公斤/毫米條件下使用 10，000 小時以上。綜上所述，Inconel718 主要是合金強化階段γ，長期應力時效后出現在使用溫度下 NiNb 還起到強化作用。但由于合金組織復雜，除上述論點外，對化學機制的研究較多，除上述論點外，D.F.Paulonis以人為代表的X射線衍射法不適用于合金γ和γ"衍射線很薄，我們無法區分這兩個階段的結構。金屬研究合金的強化機制通過電子顯微鏡暗場和電子衍射直接觀察，證明完全熱處理(950)℃，1小時，空冷 760℃，8小時，以55℃/小時冷卻至650℃，8小時后，空冷）合金的主要強化是體心四方結構γ"相，二是少量球形γ相（圖22.106）.γ"晶格常數也可以通過強化作用聯系墨(聚)客服γ"實現共格畸變。γ"的化學式是 NiNb（和δ相的化學式NiNb 相同）.γ"在電子顯微鏡暗場下，平均直徑為600A厚度為50—90 A．合金中r'加r"數量為19%(重量)。表22.11長期應力時效（φ53×25）室溫和650℃ 拉伸性能的影響(980℃，2小時，空冷 720℃，8小時，55℃每小時冷卻至620℃，8小時，空冷）圖22.105 Inconel718 合金持久強度曲線圖22.106 718完全熱處理后 合金001顯微組織方向 ×93300合金完全熱處理后，650處理℃，100小時后，r數量增加，r稍粗化，直徑由600變為725，數量不變，仍占主導地位，合金經760、840，870℃100小時效化后， r快速粗化。與650℃長期時效比760℃時效樣品中，r進一步致富后，數量開始粗化，部分溶解，同時出現一定數量的斜方晶結構NINB， r870也開始溶解 ℃,100小時效后，r全部溶解、γ部分落解。不同溫度強化相的生長見表22.13.表22.12 X射線衍射分析結果表222.13 不同溫度長期時效后強化相的生長

　　狀態γ"相（球狀）γ"250600相(盤狀)完全熱處理 650℃，100 300725小時完全熱處理 760℃，100 6003000小時完全熱處理 840℃，100 7503500小時完全熱處理 870℃，100 3500合金小時固溶7600℃，強度在100小時后下降，主要是因為γ"粗化，斜方晶系NiN5的形成和 γ，r"部分溶解.VRmswamy，R．Cozar 等人在研究 Inconel718 合金組織指出，合金的主要強化是體心四方結構γ"相，與 Poulonis 等人的研究結果是一致的。V.Ramaswamy還指出合金經12000℃，2小時，水淬+750℃，后晶界沉淀20小時NbC，并出現在它附近γ"貧帶(圖22.107）。R.Cozar 指出，γ非常適合基體界面γ"因此，生核的位置總是存在的γ表面沉淀{100}.108）.除γ'和γ"此外，晶界還有碳化鉻（M，C。R.Cozar 指出，γ非常適合基體界面γ"因此，生核的位置總是存在的γ表面沉淀{100}.108）.除γ'和γ"此外，晶界還有碳化鉻（M，C。型)和碳化鈮（NbC）。沿著這些晶界，有一個 0.5 微米寬的γ"貧乏帶（圖22.109）.圖 22.108 Inconel718 電子透視圖合金(12000℃，30 分鐘退火 700℃，524小時時效)圖 22.109 Inconel718 電子透射圖(745)型合金℃，24 小時 700℃.120小時)10.用途合金適用于低溫和700℃ 火箭發動機火箭發動機和噴氣發動機 50 年 主要用于復雜焊接板構件 60 年初應用壓氣機盤和渦輪部件，使用壽命可達數萬小時.廣泛應用于渦輪盤、軸、葉片、導向葉片等高溫部件，也可用作超音速運輸機的蒙皮材料 TF渦輪風扇發動機用作渦輪、壓縮機部件、軸承密封裝置高溫固定件等，使用壽命可達1.5萬元 小時以上. 在 TF-41-Al和 TF-41-AIT #501發動機用作渦輪底盤和尾噴筒，T56-A-14，TS6-A-15和 T56-A-16 發動機用作壓氣軸、渦輪葉片、燃燒室外村及支架、渦輪盤及軸. 在通用電氣公司生產 GE4 發動機用作高壓壓氣機后五級葉片，其他發動機用作壓氣機盤、渦輪機架和結構件外殼. 在普拉特惠特尼生產IT3D-3B 在 JT9D 發動機用作一級隔斷，其它發動機用于進氣箱、噴嘴外套、渦輪箱和尾噴嘴外殼。此外，它還用于美國的液體火箭部件 J-2.火箭發動機用作燃燒室蒙皮、燃料導管、平噴嘴、渦輪板、軸等部件 M1 用于燃料渦輪泵和液氧渦輪泵的一、二次轉子和定子、燃料燃氣導管等部件。參 考 文 獻[1] Aerospace Struetural Metals Handbook,Vol.IIA,Non-Ferrous Alloys,1970.[2]J.F.Barker,E. W.Ross and J.F.Radavich,"Long Time Stability of Inconel718n,J．ofMetals, Vol. 22, No.1, p.31-41,1970.[3]W. J. Boesch and H.B. Canada,"Preipitation Reactions and Stability of NiNb in Inconel718,J.of Metals,Vol.21,No.10,p. 34-38,1969.[4]R. S Cremisio."The Effect of Thermomechanical History on the Stability of Alloy 718',J．ofMetals,Vol. 21,No.11,p. 5561,1969.[5]J.P. Stroup,Effect of Grain Size Variations on the Long-Time Stability of Alloy 718',J．ofMetals, Vol. 21,No.11,,p. 46—54,1969.[6] Francis J.Clauss,Engineer's Guide to High-Temperature Materials,Addison-Wesley,p.171,1969.[7] E. Rich Rohlhaas Alfred Figcher,Zur Metallographie der Superlegierungen",Praktische Metal-lographie,Band 8,Ireft 1,S. 3,1971.[8] C. P. Sullivn and M.J. Donachic Jr.Microstructures and Mechanical Properties of Iron-Base(-Containming)Superalloys', Metals Engincering Quarterly,Vol. 11,No.4, p.1,1971.[9]D. F. Paulonig,Precipitation in Nickei-Base Alloy 718,ASM Trans. Quarters,Vol.62,No.3, p.611-622,1969.[10] Lomurd G.Jobeph and G. Robert Muman,u4Elctroflux Remelting Improves Propetis of Inconel718"Metals Progress,Vol. 91, No.6, p. 139,1967.[11]R. F.Gil and R. M.Goihof, Analyis of LongTime Crep Data for Determining Jong-TermStrength",Metals Engiering Quartery,Vol.10,No.3,p.30-39,1970.[12] F u. Riz。Aad .pB Buzanel,4 fct of Chemitry Variaton on teStructuralSabilt ofAly 713",J. of Mctais, Vol. 2,No.10,p.34-38,1969.[13] "hmeond aldy f8faloYg Pace Hde's Wly", Mctl Prores,vol.3, No.2,p.147,1968[14] AtalsEatera, 8keej,Vo. l, No. 4, 1971;[15] V.Ramsmmy.P.R.Swann and D.R.F,Wes,"O

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