航空航天飛行器常用的變形高溫合金主要有GH3030、GH3044、GH3128、GH3170(GH170)、GH3181、GH4199(GH99)、GH4202、GH586等，這些合金雖然具有良好的綜合性能，但是在1100℃時(shí)強(qiáng)度都不超過90MPa，限制了其部分應(yīng)用。1984年，美國Haynes國際工業(yè)公司開發(fā)了一種可在1100℃ 使用的固溶強(qiáng)化型鎳基變形高溫合金Haynes230。它是一種綜合性能優(yōu)良的Ni-Cr-W系高溫合金，名義成分為Ni-22Cr-14W-0.5Mn-0.4Si-0.02La，合金中加入了大量的W、Cr等難熔合金化元素以提高基體的強(qiáng)度，同時(shí)添加少量的C以形成碳化物來阻礙晶粒長大和強(qiáng)化晶界。該合金在1100℃的高溫強(qiáng)度可達(dá)135MPa、延伸率可達(dá)85%，但目前國內(nèi)獲得的商業(yè)級Haynes230合金在1100℃的高溫強(qiáng)度僅為90MPa左右，與國內(nèi)合金水平相當(dāng)。
　　2005年以來，研究人員以1100℃用高溫合金為目標(biāo)，避開γ′相沉淀強(qiáng)化型鎳基高溫合金的變形抗力大、熱加工性能差及在高溫(﹥0.6T熔)下γ′相的溶解失效問題，結(jié)合成分設(shè)計(jì)理論、合金元素作用原理、成分計(jì)算及試驗(yàn)分析工作，設(shè)計(jì)開發(fā)了一種固溶強(qiáng)化型鎳基合金Ni-20Cr-18W-Mo(以下簡稱試驗(yàn)合金)?？蒲腥藛T以該合金為研究對象，對其綜合性能進(jìn)行了實(shí)樣檢測，通過檢測結(jié)果系統(tǒng)地分析合金性能特點(diǎn)，為合金應(yīng)用奠定基礎(chǔ)。
　　采用真空感應(yīng)熔煉+真空白耗電極電弧熔煉雙聯(lián)工藝制備試驗(yàn)合金母合金，得到50kg的Φ100mm鑄錠，表面見光后從鑄錠頂部半徑的1/2處取樣進(jìn)行ICP化學(xué)成分分析，得到試驗(yàn)合金主要成分為Cr2O.34%、w18.O3%、Mo1.21%、A10.43%、C0.08%、Ni余量。為了減少合金的偏析程度，對鑄錠進(jìn)行1200℃×24h均勻化處理。處理后鑄錠加熱到1250℃開坯鍛造成25mm厚鍛件，合金鍛造變形量6O%;鍛件截取一半熱軋成5mm厚板材;剩余鍛件及板材在1270℃真空固溶處理保溫2h后水淬，線切割試樣。試驗(yàn)結(jié)果如下：
　　(1)Ni-20Cr-18W-Mo合金在高溫條件下的熱物特性(如熱膨脹系數(shù))優(yōu)于Haynes230等合金。
　　(2)Ni-20Cr-18W-Mo合金具有較優(yōu)異的高溫強(qiáng)度及塑性，1100℃時(shí)抗拉強(qiáng)度/延伸率可達(dá)到131MPa/66.2%，優(yōu)于商業(yè)級Haynes230合金的強(qiáng)度，與Haynes230公布的最高強(qiáng)度基本相當(dāng)。
　　(3)Ni-20Cr-18W-Mo合金在1100℃的氧化速率為0.064g/(m2·h)，為完全抗氧化級。
　　(4)Ni-20Cr-18W-Mo合金在1100℃、3OMPa條件下初始蠕變階段和加速蠕變階段持續(xù)時(shí)間較長，而穩(wěn)態(tài)蠕變階段持續(xù)時(shí)間較短，說明合金高溫變形的加工硬化時(shí)間和回復(fù)軟化時(shí)間較長。
　　(5)試驗(yàn)合金的性能與現(xiàn)有合金相比具有一定優(yōu)勢，但必須注意到目前該合金的相關(guān)檢測數(shù)據(jù)都是在鑄錠質(zhì)量及尺寸相對較小的情況下測得的，對于更