Inconel 718执行标准

Inconel 718

一、Inconel718概述 

Inconel718合金是以体心四方的γ"和面心立方的γ′相沉淀强化的镍基高温合金，在-253～700℃温度范围内具有良好的,650℃以下的屈服强度居变形高温合金的*,并具有良好的、抗辐射、、耐腐蚀性能,以及良好的加工性能、焊接性能和组织稳定性，能够制造各种形状复杂的零部件，在宇航、核能、石油工业中，在上述温度范围内获得了为广泛的应用。

该合金的另一特点是合金组织对热加工工艺特别敏感，掌握合金中相析出和溶解规律及组织与工艺、性能间的相互关系，可针对不同的使用要求制定合理、可行的工艺规程，就能获得可满足不同强度级别和使用要求的各种零件。供应的品种有锻件、锻棒、轧棒、冷轧棒、圆饼、环件、板、带、丝、管等。可制成盘、环、叶片、轴、紧固件和弹性元件、板材结构件、机匣等零部件在航空上使用。

1.1Inconel718材料牌号Inconel718

1.2Inconel718相近牌号Inconel718(),NC19FeNb(法国)

1.3Inconel718材料的技术标准

GJB2612-1996《焊接用高温合金冷拉丝材规范》

HB6702-1993《WZ8系列用Inconel718合金棒材》

GJB3165《航空承力件用高温合金热轧和锻制棒材规范》

GJB1952《航空用高温合金冷轧薄板规范》

GJB1953《航空发动机转动件用高温合金热轧棒材规范》

GJB2612《焊接用高温合金冷拉丝材规范》

GJB3317《航空用高温合金热轧板材规范》

GJB2297《航空用高温合金冷拔（轧）无缝管规范》

GJB3020《航空用高温合金环坯规范》

GJB3167《冷镦用高温合金冷拉丝材规范》

GJB3318《航空用高温合金冷轧带材规范》

GJB2611《航空用高温合金冷拉棒材规范》

YB/T5247《焊接用高温合金冷拉丝》

YB/T5249《冷镦用高温合金冷拉丝》

YB/T5245《普通承力件用高温合金热轧和锻制棒材》

GB/T14993《转动部件用高温合金热轧棒材》

GB/T14994《高温合金冷拉棒材》

GB/T14995《高温合金热轧板》

GB/T14996《高温合金冷轧薄板》

GB/T14997《高温合金锻制圆饼》

GB/T14998《高温合金坯件毛坏》

GB/T14992《高温合金和金属间化合物高温材料的分类和牌号》

HB5199《航空用高温合金冷轧薄板》

HB5198《航空叶片用变形高温合金棒材》

HB5189《航空叶片用变形高温合金棒材》

HB6072《WZ8系列用Inconel718合金棒材》

1.4Inconel718化学成分该合金的化学成分分为3类：标准成分、优质成分、高纯成分，见表1-1。优质成分的在标准成分的基础上降碳增铌，从而减少碳化铌的数量，减少疲劳源和增

加强化相的数量，提高性能和材料强度。同时减少有害杂质和气体含量。高纯成分是在优质标准基础上降低和有害杂质的含量，提高材料纯度和。

核能应用的Inconel718合金，需控制硼含量（元素成分不变），具体含量由供需双方协商确定。当ω（B）≤0.002%时，为与宇航工业用的Inconel718合金加以区别，合号为Inconel718A。

表1-1[1]% 

续表1-1% 

1.5Inconel718热处理制度合金具有不同的热处理制度，以控制晶粒度、控制δ相形貌、分布和数量，从而获得不同级别的力学性能。合金热处理制度分3类：

Ⅰ：(1010～1065)℃?10℃，1h，油冷、空冷或水冷 720℃?5℃，8h，以50℃/h炉冷至620℃?5℃，8h，空冷。

经此制度处理的材料晶粒粗化，晶界和晶内均无δ相，存在缺口敏感性，但对提高冲击性能和抵抗低温氢脆有利。

Ⅱ：(950～980)℃?10℃，1h，油冷、空冷或水冷 720℃?5℃，8h，以50℃/h炉冷至620℃?5℃，8h，空冷。

经此制度处理的材料有δ相，有利于消除缺口敏感性，是常用的热处理制度，也称为标准热处理制度。

Ⅲ：720℃?5℃，8h,以50℃/h炉冷至620℃?5℃，8h，空冷。

经此制度处理后，材料中的δ相较少，能提高材料的强度和冲击性能。该制度也称为直接时效热处理制度。

1.6Inconel718品种规格和供应状态可以供应模锻件（盘、整体锻件）、饼、环、棒（锻棒、轧棒、冷拉棒）、板、丝、带、管、不同形状和尺寸的紧固件、弹性元件等、交货状态由供需双方商定。丝材以商定的交货状态成盘状交货。

1.7Inconel718熔炼和铸造工艺合金的冶炼工艺分为3类：真空感应加电渣重熔；真空感应加真空电弧重熔；真空感应加电渣重熔加真空电弧重熔。可根据零件的使用要求，选择所需的冶炼工艺，满足应用要求。

1.8Inconel718应用概况与特殊要求制造航空和航天发动机中的各种静止件和转动件，如盘、环件、机匣、轴、叶片、紧固件、弹性元件、燃气导管、密封元件等和焊接结构件；制造核能工业应用的各种弹性元件和格架；制造石油和化工领域应用的零件及零件。

近年来，在对该合金研究不断深化和对该合金应用不断扩大的基础上，为提高质量和降低，发展了很多新工艺：真空电弧重熔是采用氦气冷却工艺，有效减轻铌偏析；采用喷射成型工艺，生产环件，降低生产和缩短生产周期；采用超塑成型工艺，扩大产品的生产范围。

二、Inconel718物理及化学性能 

2.1Inconel718热性能

2.1.1Inconel718熔化温度范围1260～1320℃。

2.1.2Inconel718热导率见表2-1。

表2-1[2] 

2.1.3Inconel718比热容见表2-2。

2.1.4Inconel718线膨胀系数见表2-3；

2.2Inconel718密度ρ=8.24g/cm3。

2.3Inconel718电性能

表2-2[2] 

表2-3[2] 

2.4Inconel718磁性能合金无磁性。

2.5Inconel718化学性能

2.5.1Inconel718性能在空气介质中试验100h后的氧化速率见表2-4。

表2-4 

三、Inconel718力学性能 

优质棒材技术标准规定的性能见表3-1。

表3-1[1] 

注：热处理制度：Ⅱ。

四、Inconel718组织结构 

4.1相变温度γ"相是该合金的主要强化相，其高稳定温度是650℃，开始固熔温度为840～870℃，*固熔温度是950℃，γ′相也是该合金的强化相，但数量少于γ"相，其析出温度是600℃，*熔解温度是840℃；δ相的开始析出温度是700℃，析出峰温度是940℃，980℃开始熔解，*熔解温度是1020℃。

4.2时间-温度-组织转变曲线见图4-1。

4.3合金组织结构

4.3.1合金标准热处理状态的组织由γ基体、γ′、γ"、δ、NbC相组成。γ"(Ni3Nb)相是主要强化相，为体心四方有序结构的亚稳定相，呈圆盘状在基体中弥散共格析出，在时效或应用期间，有向δ相转变的趋势，使强度下降。γ′(Ni3(Al、Ti))相的数量次于γ"相，呈球状弥散析出，对合金起一部分强化作用。δ相主要在晶界析出，其形貌与锻造期间的终锻温度有关，终锻温度在900℃，形成针状，在晶界和晶内析出；终锻温度达930℃，δ相呈颗粒状，均匀分布；终锻温度达950℃，δ相呈短棒状，分布于晶界为主；终锻温度达980℃，在晶界析出少量针状δ相，锻件出现持久缺口敏感性。终锻温度达到1020℃或更高，锻件中无δ相析出，晶粒随之粗化，锻件有持久缺口敏感性。锻造过程中，δ相在晶界析出，能起到钉扎作用，阻碍晶粒粗化。

4.3.2L相是变形Inconel718合金中不允许存在的相，该相富铌，存在于铸锭枝晶间，降低铸锭初熔点，铸锭中L相固溶温度和均匀化时间的关系见图4-2。

4.3.3晶粒度

4.3.3.1合金在高温固熔（保温2h）时的晶粒长大倾向见图4-3。

4.3.3.2棒材（原始晶粒9～9.5级）经不同温度加热并以不同变形量锻造变形后，再经过标准热处理（固溶温度965℃，1h），其晶粒度的变化见表4-1。

4.3.3.3锻件技术标准规定，普通锻件平均晶粒度为4级，允许个别2级，高强锻件平均晶粒度为8级，允许个别2级；直接时效锻件平均晶粒度应为10级或更细。

4.3.4直接时效的锻件在600～700℃时效500h后，析出相数量的变化见表4-2。

表4-1[19] 

表4-2[11] 

五、Inconel718工艺性能与要求 

5.1成型性能

5.1.1因Inconel718合金中铌含量高，合金中的铌偏析程度与冶金工艺直接相关。电渣重熔和真空电弧熔炼的熔炼速度和电棒的质量状态直接影响材质的优劣。熔速快，易形成富铌的黑斑；熔速慢，会形成贫铌的白斑；电棒表面质量差和电棒内部有裂纹，均易导致白斑的形成，所以，提高电棒质量和控制熔速及提高钢锭的凝固速率是冶炼工艺的关键因素。为避免钢锭中的元素偏析过重，至今采用的钢锭直径不大于508mm。

均匀化工艺必须确保钢锭中的L相*熔解。钢锭两阶段均匀化和中间坯二次均匀化处理的时间，根据钢锭和中间坯的直径而定。均匀化工艺的控制与材料中的铌偏析程度直接相关。

目前生产中采用的1160℃，20h?1180℃，44h的均匀化工艺，尚不足以消除钢锭中心的偏析，因此建议采用以下均匀化工艺：

1.1150～1160℃，20～30h＋1180～1190℃，110～130h；

2.1160℃，24h＋1200℃，70h[20]。

5.1.2经均匀化处理的合金具有良好的热加工性能，钢锭的开坯加热温度不得超过1120℃。锻件的锻造工艺应根据锻件使用状况和应用要求，结合生产厂的生产条件而定。开坯和生产锻件是，中间退火温度和终锻温度必须根据零件所要求的组织状态和性能来确定，一般情况下，锻造的终锻温度控制在930～950℃之间为宜。各类锻件的锻造温度和变形程度见表5-1。

表5-1[17] 

5.1.3与板材冷成形有关的性能见表5-2。

5.1.4锻件的变形程度、终锻温度和晶粒尺寸之间的关系见图5-1。

5.1.5合金动态再结晶见图5-2。

5.1.6发动机叶片模锻件由顶锻和终锻二道工序模锻而成，不同的锻造加热温度对叶片的影响见表5-3，以1020℃顶锻和终锻的叶片组织性能为。

5.1.7合金在高温下的变形抗力曲线见图5-3。

5.2焊接性能合金具有满意的焊接性能，可用氩弧焊、电子束焊、缝焊、点焊等方法进行焊接。

对直接时效状态的零部件，推荐采用惯性摩擦焊以保持其强化效果，选用合适的摩擦焊工艺参数，在保留细晶组织的同时，焊缝边缘及热影响区还可以保留强化相γ′和γ"以及δ相，因此对接头性能无明显影响，对直接时效的锻件，可在锻造状态进行摩擦焊，焊后再进行直接时效处理（制度Ⅲ），可获得持久强度很高的焊接接头[21]。

表5-2 

表5-3[19] 

5.3零件热处理工艺航空零件的热处理通常按1.5条规定的Ⅱ、Ⅲ两种制度，即标准热处理制度和直接时效热处理制度进行。再有技术依据的条件下，也可采用制度热处理。按标准制度热处理时，固溶处理可在950～980℃范围内，在选定的温度?10℃下进行。

5.4表面处理工艺必要时可对零件表面局面进行喷丸强化、孔挤压强化或螺纹滚压强化工序，使零件在交变载荷条件下工作的寿命成倍增长。

对要求喷涂耐磨封严涂层的零件，可采用等离子喷涂或喷涂工艺，以喷涂为佳，喷涂涂层与基体结合强度高，涂层致密、硬度高、孔隙率低，耐磨性好。

5.5切削加工与磨削性能合金可满意地进行切削加工。

机械加工时必须确保圆弧达到设计要求和平滑过渡，不允许在机械加工、装配或运输中出现尖角、坑与划伤缺口，因为在这些缺陷出，可形成过量的应力集中，在使用中会导致事故的发生。

六、Inconel718(GH169)低温抗拉及屈服性能（含热处理工艺） 

表6-1—温度对热轧棒材的拉伸性能影响

表6-1 

注：以上样品热处理工艺：980℃?5℃退火，1小时 720℃?5℃时效，8小时，空冷至620℃?5℃，在620℃?5℃保温到总时效时间达到18小时， 空冷

表6-2—锻件（短横向实验）的低温性能

表6-2