摘要　高温合金是一类在高温及一定应力条件下长期工作的高温金属材料，具有良好的综合性能，被广泛地应用于航空航天等领域。适当的热处理工艺通过改变合金的微观组织来提升其性能。

总结了近几年高温合金热处理工艺的研究进展，详细论述了变形高温合金、铸造高温合金和粉末高温合金的热处理工艺及热处理对其组织和性能的影响，并阐述了高温合金热处理工艺的发展趋势。

高温合金具有优异的高温强度、良好的抗氧化和抗热腐蚀性能、优异的蠕变性能、良好的疲劳性能和断裂韧性等综合性能，已成为航空和工业用燃气轮机的涡轮叶片、导向叶片、涡轮盘等高温部件不可替代的关键材料。高温合金按制备工艺可分为变形高温合金、铸造高温合金和粉末冶金高温合金。

随着航空发动机的发展，对高温材料的性能要求也不断提高。热处理是高温合金不可缺少的工艺过程，高温合金热处理工艺如图１所示，通过改变工件内部的显微组织或改变工件表面的化学成分，提高韧性及抗蚀性能，消除应力与软化，提高强度。因此，为优化显微组织所进行的热处理研究一直是合金研制及应用过程中的重要环节之一。

１　高温合金热处理工艺

高温合金热处理工艺是指高温合金材料在固态下，通过加热、保温和冷却的方式，以获得预期组织和性能的一种金属热加工工艺。近年来对于高温合金研究比较深入、系统的是固溶热处理和时效热处理。固溶热处理是指在高于高温合金组织内析出相的全溶温度，使合金中各种分布不均匀的析出相充分溶解至基体相中，从而实现强化固溶体并提高韧性及抗蚀性能，消除残余应力的作用，以便继续加工成型，并为后续时效处理析出均匀分布的强化相做准备。

时效热处理是指在强化相析出的温度区间内加热并保温一定时间，使高温合金的强化相均匀地沉淀析出，碳化物等均匀分布，从而实现硬化合金和提高其强度的作用。

２　变形高温合金热处理工艺研究进展

２．１　铁基变形高温合金ＧＨ２１３２合金具有突出的抗松弛能力、耐腐蚀能力和良好的综合性能，适于作航空紧固件。目前使用的ＧＨ２１３２合金达不到１１００ＭＰａ高强度要求来满足工作条件和保证航空安全，因而需要进行一定的热处理。

陈琪等采用两种热处理方式：一是固溶加时效热处理工艺为９００℃固溶２.５ｈ油冷，７２０℃×１６ｈ＋６６０℃×１６ｈ空冷，保证δ＞２２％时，抗拉强度能达到１２４０ＭＰａ；二是直接时效热处理工艺为６８０ ℃能保证δ＞１３％时，将ＧＨ２１３２合金的抗拉强度提高到１４００ＭＰａ。热处理后合金得到了更加优异的综合性能。

ＧＨ６９６合金属于沉淀强化型铁基变形高温合金，在高温条件下具有较高持久蠕变强度，良好的抗氧化、抗腐蚀等综合性能。它的表面硬度和耐磨性限制了在航空方面的应用范围。王淑新对ＧＨ６９６合金进行了表面热处理工艺的研究，采用气体渗氮法，以氨气作为渗氮剂，以氯化铵作为催渗剂。渗氮前试样先进行固溶处理，工艺为（１０００～１１００）℃×（１～２）ｈ油冷；固溶处理后进行两次时效处理，一次时效处理工艺（７５０～７８０）℃×１６ｈ空冷；二次时效处理工艺（６９０～７１０）℃×１６ｈ空冷。

表面热处理提高了合金的表面硬度、耐磨性和抗腐蚀性能，并且渗氮层深度和渗氮保温时间符合扩散型控制的抛物线法则。

２．２　镍基变形高温合金ＧＨ１４５合金主要用于制造航空发动机在８００ ℃以下工作并要求强度较高的耐松弛的平面弹簧和螺旋弹簧。ＧＨ１４５合金主要靠第二相γ′强化，其力学性能与固溶处理温度和时间关系密切。王增友等［５］采用了（１１３５±１０）℃×２ｈ微量风冷固溶处理，（８４５±１０）℃×２４ｈ炉冷至（７２０±１０）℃×１９ｈ空冷时效处理，得到了较为满意的力学性能。

采用一次固溶，二次时效获得了较为满意的综合力学性能和持久性能。ＧＨ１４５合金经较长时间时效处理后，γ′相中合金元素的溶解度会随着时效温度的不同而略有变化，但与时效时间关系不大。高温合金ＧＨ４１４５／ＳＱ是以γ′［Ｎｉ３（Ａｌ，Ｔｉ，Ｎｂ）］为主要强化相的镍基时效硬化型合金，主要用于３００ ＭＷ 或６００ＭＷ 汽轮机高中压内缸法兰螺栓。

此种材质螺栓经过高温运行后，会发生显微组织及位错组态变化、强化相析出等，导致材料的蠕变和持久性能下降。阎光宗等为了改善其性能，对运行后硬度值为３３３ＨＢＷ 的螺栓进行恢复热处理，热处理工艺为固溶＋两次时效，固溶工艺为１１３０℃×１ｈ油冷；时效为８4５℃×２４ｈ，第二次时效为７０７℃×２０ｈ空冷。

采用此工艺对硬度值超标螺栓进行恢复热处理后，其硬度值降至标准要求范围内，虽然强度值有一定程度的下降，但是塑性及韧性显著提升，证明恢复热处理工艺极其有效。ＧＨ４１６９合金是含Ｎｂ的高强度镍-铬-铁基高温合金，主要用于制造航空发动机的高温部件。张尊礼等研究了热处理制度对ＧＨ４１６９冷轧叶片组织性能的影响。

采用９７０～９９５℃软化处理制度，软化处理后进行中间处理和固溶时效处理，中间处理制度为９００ ℃ 空冷，固溶时效处理制度为１０１０℃空冷＋７２０℃×８ｈ炉冷至６２０ ℃×８ｈ空冷。软化处理可以使硬度明显降低，有利于第二次冷轧的进行；采用９９５℃进行软化处理，可以得到更好的软化效果，且对合金组织性能无影响；ＧＨ４１６９合金冷轧变形后，软化处理对力学性能影响很小，而中间处理和最终固溶时效热处理是决定力学性能的重要工序。张毅峰等对叶片锻件用ＧＨ４１６９合金的３种热处理工艺进行了研究。

（１）（１０１０～１０６５）℃±１０℃×１ｈ水冷＋（７２０±５）℃×８ｈ，以５０ ℃／ｈ炉冷至（６２０±５）℃×８ｈ空冷。此制度处理后晶界和晶内均无δ相，对提高冲击性能和抵抗低温氢脆有利。

（２）（９５０～９８０）℃±１０℃×２ｈ水冷＋（７２０±５）℃×８ｈ，以５０ ℃／ｈ炉冷至（６２０±５）℃×８ｈ空冷。此制度处理后有δ相，有利于消除缺口敏感性，也称为标准热处理制度。

（３）（７２０±５）℃×８ｈ，以５０℃／ｈ炉冷至（６２０±５）℃×８ｈ空冷。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。

加入微量元素Ｐ 和Ｂ 后，ＧＨ４１６９ 合金改称为ＧＨ４１６９Ｇ合金，承温能力进一步提高。合金中γ′、γ′′和δ相具有不同的形态、体积分数、晶格常数和错配度。因此，合金具有不同的力学和蠕变性能，相转变机制尚不清楚。田素贵等研究了热处理对ＧＨ４１６９Ｇ合金相组成和分布规律的影响：（１）直接时效处理是７２０℃×８ｈ，随后以５０℃／ｈ的冷速随炉冷却至６２０℃×８ｈ空冷；（２）长期时效处理是直接时效后，在６８０℃×３００ｈ空冷。直接时效处理ＧＨ４１６９Ｇ合金由少量γ′相、大量γ′′相和γ 基体组成，而长期时效处理ＧＨ４１６９Ｇ合金由少量γ′相、大量γ′′相和γ相及针状δ相组成。ＧＨ７３８合金具有良好的耐腐蚀能力、较高的屈服强度、疲劳性能和理想的蠕变性能，广泛用于燃气轮机和航空发动机涡轮盘等承力部件及高温部件。

姚志浩等研究了固溶及稳定化处理工艺对ＧＨ７３８合金碳化物及γ′强化相析出规律的影响。以标准热处理：１０２０℃×４ｈ空冷＋８４５℃×４ｈ空冷＋７６０℃×１６ｈ空冷和１０８０℃×４ｈ空冷＋８４５℃×２４ｈ空冷＋７６０℃×１６ｈ空冷为基础，调整稳定化阶段保温时间。经过１０２０℃×４ｈ水冷固溶处理后的合金，在８４５℃下稳定化时间延长，晶界碳化物逐渐呈现短棒状分布；经１０８０℃×４ｈ水冷固溶处理后的合金，经相同稳定化工艺处理，晶界碳化物逐渐呈现连续状态分布。

３　铸造高温合金热处理工艺

铸造高温合金分为等轴晶、定向和单晶合金３大类。在成分既定的情况下，其力学性能和工艺因素密切相关。通过热处理工艺，可以显著改善合金性能，提高工作可靠性。

３．１　等轴晶高温合金Ｋ４８０合金是γ′相沉淀强化的镍基铸造高温合金，具有良好的组织稳定性和优异的耐热腐蚀等综合性能。陈昊等对Ｋ４８０的热处理工艺进行了研究。合金经过１１３０℃亚固溶处理后，组织为大小两种尺寸的γ′相；经过１１９０ ℃、１２１０℃和１２３０℃过固溶处理后空冷，析出均匀的γ′相，并且随着固溶温度的升高，碳化物和共晶的含量逐渐降低。一次时效处理，固溶态γ′相平均尺寸随时效温度升高而增大，二次时效和全时效过程中，细小的３次γ′相又重新溶解到基体或周围的大尺寸γ′相中。Ｋ４１６９镍基铸造高温合金具有良好的中温强度和较好的机加工性。

安蓓等研究了半固态等温热处理对Ｋ４１６９合金组织和性能的影响。最佳热处理工艺为加热温度１３１０℃×９０～１２０ｍｉｎ，或加热温度１３２０ ℃×４５～６０ｍｉｎ。半固态等温热处理对Ｋ４１６９合金压缩强度的影响与合金的组织形态有关，硬度与铸态相比有所降低，铸态组织中的枝晶转变为球形晶粒组织，在升温过程中晶界处部分γ相溶解，随着温度的升高，γ＋γ′共晶相开始熔化，初生γ相在等温处理中逐渐演变为球状。

３．２　定向凝固高温合金ＤＺ１２５合金具有较高的力学性能和良好的可铸性，是航空发动机研制的定向凝固高压涡轮叶片材料。佘力等对ＤＺ１２５热处理工艺进行了研究，采用一步工艺（１２１０℃×２ｈ空冷＋８７０℃×３２ｈ空冷）和三步工艺（１１８０℃×２ｈ空冷＋（１２３０±１０）℃×３ｈ空冷＋１１００℃×４ｈ空冷＋８７０℃×２０ｈ空冷）进行热处理。采用三步热处理工艺明显改善了显微组织，１１８０℃预处理消除了合金中的低熔点相，有效地抑制了合金的初熔，提高了合金的固溶温度。随着固溶温度的提高，元素枝晶偏析减轻；１１００℃高温时效调整了细小γ′相的尺寸和形状，使合金中温、高温持久寿命比一步热处理有不同程度的提高。ＤＺ１２５Ｌ是高性能定向凝固镍基高温合金，主要应用环境为推重比７～８涡转发动机一级涡轮叶片。激光金属成形组织细密，形成过饱和固溶体且抑制γ′相析出，在晶界析出点状不连续ＭＣ碳化物，无法满足高温合金使用要求。胡小华等研究了热处理工艺对激光金属成形ＤＺ１２５Ｌ 高温非平衡组织及硬度的影响。对铸造标准热处理工艺进行改进，均匀化和固溶处理十分必要，但需要控制相应时间，可以适当缩短时效处理时间。ＤＺ４１７Ｇ是定向凝固镍基铸造高温合金，具有中温强度高、蠕变性能好和组织稳定等优点，适用于制作导向叶片等高温用部件。

彭志江等对ＤＺ４１７Ｇ的热处理进行了研究。采用１２２０℃×４ｈ空冷（固溶）＋９８０℃×１６ｈ空冷（时效）完全热处理和１６００～１６２０ ℃高温熔体过热处理３～５ｍｉｎ工艺，碳化物、硼化物明显变小，在晶内、晶界上呈弥散状态分布，柱状晶生长状态、枝晶间咬合好，能获得良好的力学性能。ＤＺ６８合金是一种含铼的定向高温合金，加入铼会在合金铸态中引起严重的偏析，因此对ＤＺ６８合金热处理工艺的研究至关重要。刘恩泽等研究了ＤＺ６８的热处理工艺，其最佳热处理工艺为：１２４０℃×０．５ｈ＋１２６０℃×０．５ｈ＋１２８０℃×２ｈ空冷＋１１２０ ℃×４ｈ，炉冷１ｈ至１０８０ ℃×４ｈ空冷＋９００℃×４ｈ空冷。采用该工艺处理后的ＤＺ６８合金减少了元素偏析，并且具有优异的持久性能。

３．３　单晶高温合金当合金中含有难熔元素Ｒｅ、Ｗ时，由于元素Ｒｅ、Ｗ具有较低的扩散系数，因此需要较高的固溶温度和较长的扩散时间。王明罡等对含元素Ｒｅ、Ｗ单晶合金进行了３种不同温度的固溶处理，固溶温度分别为１３００℃、１３１０℃、１３２０℃。不同温度下固溶处理，合金具有不同的蠕变寿命，其中高温固溶处理可提高合金成分的均匀化程度，抑制ＴＣＰ相的析出。

当固溶温度提高到１３２０ ℃时，可使合金成分的均匀化程度提高，难溶元素得到充分溶解扩散，降低了合金的枝晶干和枝晶间的成分偏析，并抑制了合金中ＴＣＰ相的析出，显著提高了合金的蠕变抗力。最终确定了合金的最佳热处理制度为：１２８０℃×４ｈ空冷＋１３２０℃×４ｈ空冷＋１０８０℃×４ｈ空冷＋８７０℃×２４ｈ空冷。

ＤＤ３镍基单晶高温合金现行的热处理工艺特点是固溶温度比较低、工序相对较少，且过程控制相对简单。韩梅等改进了ＤＤ３合金的现行热处理工艺制度，改进的工艺为１２６５℃×４ｈ空冷＋１０６０℃×４ｈ空冷＋８７０℃×３２ｈ空冷。改进的工艺提高了固溶处理温度，同时加入了一级高温时效，热处理后合金元素分布与组织均匀性、γ′相含量得到了明显改善。改进后的工艺显著提高了ＤＤ３合金在７６０～１０３８℃的蠕变性能，进一步提高了力学性能。ＤＤ６合金具有良好的高温性能，主要用于叶片的生产。喻健等研究了ＤＤ６合金热处理后的显微组织。ＤＤ６合金的标准热处理制度为：１２９０ ℃×１ｈ＋１３００ ℃×２ｈ＋１３１５℃×４ｈ空冷＋１１２０ ℃×４ｈ空冷＋ ８７０ ℃×３２ｈ空冷。

采取６种热处理制度与标准热处理制度进行对比实验分析，得知固溶处理后，较高的过饱和度促使γ′相在不同的冷却速度条件下均大量析出。冷却速度对一次γ′相尺寸和二次γ′相析出影响较大。冷却速度较快的固溶加一次时效空冷试样的基体通道内有大量的二次γ′相析出。ＤＤ６单晶高温合金８７０℃二次时效，随保温时间延长，二次γ′相逐渐溶解。单晶高温合金中没有晶界强化元素，因此再结晶区域成为性能薄弱环节。

目前，国内对于单晶高温合金热处理过程中再结晶组织演化的研究较少。曲彦平等针对ＤＤ６合金在不同条件下热处理过程中的组织演化过程进行了分析。采取预处理温度分别为１１２０ ℃、１１７０ ℃、１２２０ ℃ 和１２７０℃，处理时间为２ｈ，然后进行１３１０℃×４ｈ的固溶处理和１１２０℃ ×４ｈ的时效处理。在铸态γ′相溶解温度以下预处理没有再结晶现象，γ′相溶解温度以上预处理发生再结晶。预处理后的固溶处理过程中都发生明显的再结晶现象，再结晶晶界细小，晶界由粗大γ′相组成。

与固溶态相比，时效处理后的再结晶深度变化不大。ＤＤ８合金是抗热腐蚀单晶合金，国内对ＤＤ８的热处理工艺研究较少，张静华等对ＤＤ８的热处理工艺进行了研究。ＤＤ８合金的高温固溶热处理在１２２０～１２６０℃之间进行。通过不同热处理工艺的研究得出ＤＤ８单晶合金的最佳热处理工艺为１１００℃×８ｈ空冷＋１２４０℃×４ｈ空冷＋１０９０℃×２ｈ空冷＋８５０℃×２４ｈ空冷。ＤＤ８合金经上述热处理可获得较理想的微观组织，均匀化，树枝晶偏析明显改善，合金的持久强度提高。

４　粉末冶金高温合金热处理工艺

ＦＧＨ９５合金是γ′相沉淀强化型粉末镍基高温合金，具有晶粒细小、组织均匀、无宏观偏析等优点，是制造大推重比新型发动机涡轮盘的优选材料。在镍基合金中γ和γ′两相具有不同的晶格常数，使其相界面存在晶格错配度，从而影响合金的蠕变抗力和寿命。

谢君等研究了ＦＧＨ９５合金组织结构对持久性能的影响，将经不同温度热等静压制备的ＦＧＨ９５合金进行如下完全热处理：１１５５ ℃×１ｈ（固溶处理）＋５２０℃×１５ｍｉｎ（盐浴冷却）＋８７０ ℃×１ｈ（一次时效）＋６５０℃×２４ｈ（二次时效）。热处理后，粒状碳化物沿晶界和晶内不连续分布，且细小γ′相在基体中弥散析出。１１２０℃ ＨＩＰ合金完全热处理后具有较高的晶格错配度，致使合金具有较长持久寿命。胡本芙等也研究了热处理对ＦＧＨ９５合金组织和性能的影响。

相同热处理工艺，ＨＩＰ温度越高，时效析出的γ′相尺寸越大，不同热处理制度均能改变γ′的分布；盐浴冷却明显增大中等尺寸γ′相数量，显著提高合金高温塑性。ＦＧＨ９７是我国研制的与ＥＰ７４１ＮＰ 牌号相近的合金。张莹等采取不同的热处理工艺，对ＦＧＨ９７所需的组织性能进行了研究。

制度Ⅰ为１２００℃×８ｈ炉冷到１１７０℃空冷＋８７０℃×３２ｈ空冷；制度Ⅱ为１２００℃×４ｈ空冷＋三级时效（９１０～７００）℃×３２ｈ空冷。固溶淬火和时效温度、保温时间及冷却方式直接影响该合金中γ′强化相、不同类型碳化物等析出相的形貌、尺寸、数量和分布。两种制度热处理后的试样中γ′相和碳化物的不同匹配度，决定其各自具备良好的综合力学性能。

ＦＧＨ９８Ⅰ 是新型第三代镍基粉末高温合金。由于ＦＧＨ９８Ⅰ合金的试制才刚开始，对其热处理工艺的研究还很不充分。吴凯等研究了固溶热处理对ＦＧＨ９８Ⅰ合金组织与性能的影响。亚／过固溶温度选取１１３０℃／１１９０℃，保温时间为１ｈ，油淬至８１５ ℃保温８ｈ后空冷进行时效处理。

ＦＧＨ９８Ⅰ合金经亚／过固溶处理后析出相均未发现ＴＣＰ相。亚固溶热处理后晶粒稍有长大，存在尺寸不同的初次、二次和三次γ′相；过固溶热处理合金的晶粒明显长大，存在二次γ′相；前者由于晶粒较小使强度更高，后者因减小二次γ′相尺寸和消除初次γ′相和残余枝晶，提高了合金的高温塑性和持久性能。吴凯等还研究了前处理及后处理对ＦＧＨ９８Ⅰ合金组织和显微硬度的影响。对ＦＧＨ９８Ⅰ分别进行亚固溶前处理加过固溶和过固溶热处理，过固溶处理前的亚固溶前处理使锻态合金中大晶界γ′相发生部分溶解，晶粒稍有长大，对过固溶热处理冷却γ′相析出的影响不显著；对ＦＧＨ９８Ⅰ分别进行过固溶和过固溶加亚固溶后处理，过固溶处理后的亚固溶处理使冷却γ′相粗化和方形化，晶界γ′相析出密集区消失，硬度降低。随着冷速增加，合金的硬度越高，时效后硬度增高越多。

ＦＧＨ４０９５合金是沉淀强化型镍基高温合金，主要用于航空发动机涡轮盘的制造。为了得到晶粒细化、无宏观偏析的组织，需对其进行相应的热处理。徐轶等研究了中间热处理１０６０℃×４ｈ炉冷对ＦＧＨ４０９５组织性能的影响。中间热处理能够改善γ′相的形状及分布；经中间处理，材料高温拉伸性能明显提高，屈服强度从１１５０ＭＰａ提高到１２１０ＭＰａ，拉伸强度从１２３０ＭＰａ提高到１４６０ＭＰａ；中等尺寸γ′相数量增加，晶界得到优化，合金高温塑性得到提高。

５　高温合金热处理工艺发展趋势

高温合金在严格控制的加热和冷却条件下进行热处理，通过改变材料内部的显微组织来达到所要求的使用性能或服役寿命。随着新高温合金材料的应用以及使用过程中对合金性能提出的高要求，热处理工艺是的过程。近年来高温合金热处理工艺不断发展，其发展趋势如下：

（１）热处理制度连同合金成分设计和其它工艺一起，使高温合金达到性能状态，以便达到最佳性能匹配。

（２）计算机模拟与热处理工艺相结合，对合金的变形量及热处理进行深入的研究。研究热处理工艺过程控制系统，在重视设备更新的同时实现工艺的创新，设备与工艺并行发展。

（３）服役和热处理过程中合金各析出相之间的相互转变关系及相变机制并不十分清楚，需要深入研究。

（４）深入研究高温合金的适宜的淬火介质，改进淬火工艺，将是今后热处理工艺的研究重点。

（５）真空热处理技术具有无氧化、无脱碳和小畸变的优越性，在航空航天等行业的应用将越来越广泛。

（６）等离子表面处理具有耐磨损、畸变小、外观好和无盲区等特点，将在高温合金中得到广泛应用，包括离子渗氮、离子氮碳共渗、离子渗碳等技术。