K465等轴晶铸造高温合金
K465是镍基沉淀硬化型等轴晶铸造高温合金，加入的钨元素较多，使用温度在1050度以下。合金具有较高的高温强度和较好的耐热腐蚀性能，适用范围宽，综合性能优。合金的铸造性能良好，可铸出形状复杂的精铸件。适合于制作1050度以下工作的燃气涡轮导向叶片，1000度以下的燃气涡轮工作叶片和整体涡轮导向器等。
应用及特性：
K465合金已经用于制作多种型号航空发动机的燃气涡轮工作叶片、涡轮导向叶片以及整体涡轮导向器。采用K465合金研制的某型号发动机涡轮工作叶片。涡轮导向叶片已经通过长期试车考核。
材料技术标准:
Q/6S 1966 K465合金锭规范
Q/KJ.J02.33 K465铸造高温合金母合金锭
K465化学成分元素（wt%）：
熔炼与铸造工艺：
采用真空感应炉熔炼母合金，真空感应炉重熔浇注熔模铸造零件和试棒。
K465镍基沉淀硬化型等轴晶铸造高温合金
K465是镍基沉淀硬化型等轴晶铸造高温合金，加入的元素较多，使用温度在1050℃以下。合金具有较高的高温强度和较好的耐热腐蚀性能，适用范围宽，综合性能优越。合金的铸造性能良好，可铸出形状复杂的精铸件。适合于制作1050℃以下工作的燃气涡轮导向叶片，1000℃以下工作的燃气涡轮工作叶片和整体涡轮导向器等。
合金已经用于制作多种型号航空发动机的燃气涡轮工作叶片、涡轮导向叶片以及整体涡轮导向器。采用K465合金研制的某型号发动机涡轮工作叶片、涡轮导向叶片已经通过长期试车考核。
零件表面处理工艺可采用低压气相渗Al或气相沉积工艺。渗AISi、NiCr-CrAl渗层或NiCrAlYSi涂层，可进一步提高零件的抗热腐蚀的能力。合金经长期时效后无有害相析出。
材料牌号
K465。
相近牌号
KC6y(俄)。
材料技术标准
Q/6S 1966K465合金锭规范
Q/KJ.J 02.33
K465 铸造高温合金母合金锭
熔炼与铸造工艺
采用真空感应炉熔炼母合金，真空感应炉重熔浇注熔模精密铸造零件和试棒。
K465化学成分
元素 C Cr Ni Co W Mo
质量分数/% 0.13～0.20 8～9.50 余 9.00～10.50 9.5～11.00 1.20～2.40
元素 Al Ti Nb B Zr Fe
质量分数/% 5.10～6.00 2.00～2.90 0.8～1.2 ≤0.035 ≤0.04 ≤1
元素 Ce Y Si P S Mn Pb Bi
质量分数/% ≤0.02 ≤0.01 ≤0.4 ≤0.015 ≤0.01 ≤0.4 ≤0.001 ≤0.0005
凯泓金属1368-1651-108
摘自Q/6S 1966和Q/KJ.J 02.33，合金的标准热处理制度为：1210℃10℃×4h，空冷或真空控温冷却；合金也可铸态使用。
品种规格与供应状态
摘自Q/6S 1966和Q/KJ.J02.33。
品种规格
母合金铸成圆形长棒，其直径范围为25mm～90mm，长度不小于250mm。
供应状态
母合金以铸态供应，精密铸件以铸态或经热处理后供应。
物理、弹性和化学性能
熔化温度范围
初熔点：1250℃(金相法)，1300℃～1338℃(差热分析法)2]。
密度
p=8.341g/cmCll。
磁性能
合金无磁性。
Bi重退火对激光增材制造TC18钛合金组织和性能的影响
导读
利用拉伸试验机、扫描电镜和金相显微镜等手段研究了Bi重退火工艺（890℃×1h/FC+750℃×2h/AC，570℃×4h/AC ）对激光增材沉积和修复两种状态的TC18钛合金的组织和力学性能的影响，并与原始锻件TC18钛合金进行比较。结果表明,激光增材修复试样微观组织为典型的类铸态组织，主要由层状β晶粒组成。激光增材修复试样经Bi重退火后为魏氏组织，原始β晶界仍清晰可见，晶内分布着交错的（a+β）集束。经Bi重退火后，激光增材沉积试样强度低于原始锻件，塑性高于原始锻件，激光增材修复试样的性能介于两者之间，激光增材修复的冲击性能比锻件的冲击性能高约60%。激光增材沉积、激光增材修复两种状态经退火热处理后力学性能都能达到了TC18锻件规定值。
激光增材制造(Laser Additive Manufacturing)技术是通过激光熔化/快速凝固逐层沉积“生长制造”，由零件CAD 模型一步完成致密、高性能钛合金零件的“近净成形制造”。相对于传统的“锻造+机械加工”制造技术，在薄壁、内腔等复杂结构件上，激光增材制造有着巨大优势，主要体现在显著提高材料利用率、降低成本、节约生产周期等方面。但是激光增材制造为非平衡凝固过程，容易产生组织应力及热应力，出现变形和开裂等现象。所以激光增材制造的后处理就显得尤为主要。现在激光增材制造最常见的后处理方式是热处理。通过热处理，能够达到改善激光增材制造金属构件组织、消除缺陷、优化性能的目的。
随着工业的发展，对激光增材修复工件的需求越来越强烈。李秋歌等采用激光增材技术修复了损坏的K465镍基高温合金航空发动机涡轮叶片，效果良好。刘江红等采用激光增材修复技术对Ti5Al2.5Sn ELI材料进行修复，发现修复区域力学性能不低于粉末冶金制备的材料基体。窦磊等研发专用合金粉末,采用激光增材技术对轴承座内孔磨损区进行修复，经性能测试表明激光增材区的力学性能和组织结构都达到与基材相当的水平。但是当前对TC18钛合金激光增材沉积、激光增材修复及经热处理后组织和力学性能是否满足使用要求研究较少。本课题对激光增材沉积、激光增材修复和原始锻件3种状态的TC18钛合金进行Bi重退火处理，对比3种状态的组织、力学性能、冲击、断裂韧度和裂纹拓展速率，并对拉伸试样和冲击试样进行断口分析。
1试验材料和方法
熔覆材料为等离子旋转电极法制备的球形TC18钛合金粉末，粉末粒径为45~185μm。TC18粉末的化学成分符合GJB2744A-2007标准的要求。激光增材制造在LSF-V型设备上进行，该设备包括4000W光纤激光器、数控工作台、工作室、水冷冷却系统、净化系统、气氛控制系统等。激光成型工艺参数为：激光功率为1000 kW，扫描速度为480mm/min，光斑直径为3mm，层厚为0.4mm，送粉量为12N/min，氧含量≤100ppm。成形基材为TC18钛合金锻件，表1为用光谱法测定的TC18钛合金锻件基材化学成分。可以看出，基材化学成分符合GJB2744A-2007的要求。
激光增材修复试样的力学性能取样是指平行于锻件L方向（即50%原锻件和50%的激光沉积态）。激光增材沉积、激光增材修复和原始锻件3种状态的TC18钛合金经线切割、车削、磨削等机械加工成标准拉伸试样等力学性能测试试样后，再经“890℃×1h/FC+750℃×2h/AC，570℃×4h/AC ”Bi重退火真空热处理。采用AG 2501CNE试验机进行拉伸测试，采用JNS-300试验机进行冲击测试，采用MTS-SANSCMT500试验机进行断裂韧度测试，利用INSTRON8801试验机进行裂纹扩展速率测试，断口微观形貌观察与分析在Hitachi S4300扫描电镜上进行，金相微观组织观察与分析在XJP-6A金相显微系统上进行。
2试验结果与讨论
2.1 微观组织
图1为TC18钛合金原始锻件和激光增材修复进行Bi重退火处理后微观组织。可以看出，TC18钛合金原始锻件微观组织为Bi态组织，既有锻造过程产生的等轴α组织，又有锻造完成后热处理产生的短棒状α组织（见图1a）。原始锻件经Bi重退火处理后，Bi态组织特征基本消失，锻件组织主要由β晶粒+晶内α细片层+晶界α粗片层组成（见图1b）。激光增材修复态微观组织为具有典型的铸态特征。合金组织有似层状β晶粒组成。由于激光修复过程中冷却速度较快，β晶粒内部组织较细，在金相组织中未能能明显分辨。激光增材修复态组织经Bi重退火处理后，合金微观组织转变成魏氏组织，原始β晶界仍清晰可见，晶内分布着交错的（a+β）集束（见图1d）。
图1 TC18钛合金不同状态的微观组织
2.1拉伸性能
对经Bi重退火热处理的激光增材沉积试样、激光修复试样及原始锻件进行室温拉伸试验，结果见表1。可以看出，激光增材制造沉积试样的拉伸强度（约为1083MPa）和屈服强度（约为1004MPa）均低于激光增材修复试样（拉伸强度约为1095MPa和屈服强度（约为1017MPa），伸长率相差不大，但是收缩率略高于激光增材修复试样（收缩率分别为约为52%和42%）。激光增材修复的综合力学性能较好。从表1还可看出，激光增材制造沉积和修复试样的强度和塑性均低于锻件试样，但能满足GJB2744A-2007的力学性能指标要求。
1-2-1和1-4-1号的试样断口形貌见图2。可以看出，激光增材修复试样断裂时均发生明显颈缩，锻件试样的断口较为平整，无明显颈缩。在扫描电镜下对激光增材修复试样室温拉伸断口进行了观察，可看到断口出现大量韧窝，说明塑性较好。对锻件试样室温拉伸断口进行观察，可以看出，低倍形貌出现河流状扇形特征，同时高倍下韧窝形貌消失，表明锻件存在解理断裂的特征，塑性较差。
（a1）宏观断口形貌 （a2）断口低倍形貌 (a3)断口高倍形貌
（a）激光修复试样的断口形貌
（b1）宏观断口形貌（b2）断口低倍形貌（b3）断口高倍形貌
（b）锻件的断口形貌
图2 不同类型试样的断口形貌
2.2冲击性能
表3为Bi重退火热处理工艺后不同类型试样的冲击试验结果。可以看出，热处理后激光增材制造、激光修复和锻件母材的冲击性能均能达到标准要求，并且都优于未热处理的锻件。激光修复的冲击性能比锻件的冲击性能高约60%。锻件经热处理后，与未热处理的锻件性能接近，提高仅约13.5%。
2.3断裂韧度
表4为Bi重退火热处理后不同类型试样的断裂韧度试验结果。可以看出，在热处理后，激光修复和锻件的断裂韧度都低于原始锻件的。其中，激光修复KIC值与锻件的KIC较为接近。
2.4裂纹扩展速率
裂纹扩展速率试验分在空气条件下进行。分别测试Bi重退火热处理制度下，激光修复件的裂纹扩展速率，同时测试了锻件原始状态的裂纹扩展速率，见图5。试验在室温，R=0.5（这是什么数值），频率为15Hz；试验参照GB/T6398-2000标准。测试项目为对应试验条件下的da/dN-△K曲线。可以看出，4种试样的da/dN-△K曲线相似，说明4种试样的疲劳裂纹扩展机理是相似的。此外，4种试样da/dN-△K曲线的疲劳裂纹扩展门槛值具有一定差别。锻件原始态试样和Bi重退火态疲劳裂纹扩展门槛值分别约为12，MPam0.5和14 MPam0.5。与锻件Bi重退火态相比，激光增材制造、修复Bi重退火态的疲劳裂纹扩展门槛值略有降低，分别约为12 M Pam0.5和11 M.Pam0.5，这是由于激光增材制造和修复试样存在冶金缺陷，增加了材料疲劳裂纹的萌生和扩展。
（a）锻件—原始状态（b）锻件—Bi重退火态
(c) 激光增材制造—Bi重退火态（d）激光修复—Bi重退火态
图5不同类型试样的裂纹扩展速率
3结论
（1）激光增材修复试样微观组织为典型的类铸态组织，主要由层状β晶粒组成，经Bi重退火后为魏氏组织，原始β晶界仍清晰可见，晶内分布着交错的（a+β）集束。
（2）经Bi重退火后，激光增材制造试样强度低于原始锻件，塑性高于锻件，激光修复试样的性能介于两者之间；激光修复的冲击性能比锻件的冲击性能高约60%。
（3）增材成形、增材修复两种状态经退火热处理后力学性能都能达到了TC18锻件规定值。
文献引用：张颖，胡生Bi，郑超，等. Bi重退火对激光增材制造TC18钛合金组织和性能的影响[J].特种铸造及有色合金，2021,42（8）：1006-1009.