涡轮盘是航空发动机的4大关键热端部件之一，服役环境极为苛刻，新一代航空发动机用涡轮盘的工作温度已超过700℃。目前使用最广泛的铁镍基变形高温合金GH4169（美国牌号IN718）涡轮盘（工作温度小于650℃）不能满足其使用需求，而性能更为优异的镍基粉末高温涡轮盘（工作温度大于750℃）成本过高。因此，如何采用变形高温合金的铸-锻工艺，制备出700℃以上使用的力学性能与粉末涡轮盘相当的低成本涡轮盘，是近年来国际变形高温合金领域的研究热点。例如，美国ATI与GE公司在第2代粉末合金Rene88DT的基础上发展的Rene65合金，法国A&D公司在U720Li基础上发展的AD730合金等，能够填补700℃以上使用的低成本、高性能涡轮盘材料的空白，可应用于下一代航空发动机，具有广泛的应用前景。

　　2012年，中国在“大尺寸高温合金结构件材料研制及热加工技术”（863计划）与“高温合金材料设计与制备的基础研究”（973计划）项目的支撑下，与欧美几乎同步开展了700℃以上使用的高合金化高温合金GH4065A涡轮盘的基础研究与涡轮盘制备技术的开发。该研究基于损伤容限设计原则，通过成分调整与工艺优化开发出GH4065A合金，并采用先进的铸-锻工艺制备直径600mm以上的航空发动机用全尺寸高压涡轮盘。至今，已取得了突出进展，GH4065A合金全尺寸涡轮盘的制备可行性已得到验证，组织与性能控制成为下一步研制的关键。

　　GH4065A合金的合金化水平与粉末高温合金相当，强化相γ'相的体积分数达到43.0%，突破了变形工艺生产高温合金涡轮盘锻件的瓶颈。然而，这类高γ'相含量的变形高温合金，γ'相在组织演化中的作用更为重要，其组织控制原理显著区别于传统变形高温合金或粉末高温合金，因此有必要进行系统研究。鉴于此，研究人员基于对GH4065A合金锻态组织特点的分析，探讨沉淀强化型高合金化变形高温合金的组织控制原理，并测试力学性能以评述该合金的应用前景。

　　GH4065A合金与美国Rene65合金相近，是在Rene88DT合金成分的基础上优化而来，成分调整的目的在于：改变γ'相的成分、降低其溶解温度、影响其析出动力学，进而增大合金的热加工窗口，以适应变形高温合金锻件生产的铸-锻工艺。研究用GH4065A合金的名义成分为C0.03%，Cr16.0%，Co13.0%，Fe1.0%，Ti3.7%，Al2.1%，Nb0.7%，Mo4.0%，W4.0%，Ni余量。采用“真空感应+真空自耗”双真空冶炼工艺制备出自耗锭，经多段均匀化处理后，再利用快锻机开坯制备出细晶棒材，最终利用油压机经特殊热模锻造技术制备出Φ630mm的盘形锻件。

　　利用线切割解剖GH4065A合金的盘形锻件，在轮缘处沿径向切取金相与力学性能试样，经不同工艺热处理后，观察合金的显微组织，并测试力学性能。试验结果表明：

　　（1）GH4065A合金的锻件组织是一种不完全的动态再结晶组织，动态再结晶晶粒被大尺寸γ'相限制长大，同时这些γ'相因晶界短路扩散而粗化，未动态再结晶晶粒内弥散分布的小尺寸γ'相阻碍位错运动，进而形成大量由位错胞壁构成的亚结构。

　　（2）根据GH4065A合金γ'相的固溶温度，可将热处理制度分为亚固溶处理与过固溶处理2种。经亚固溶处理的GH4065A合金晶粒度为8.0级，室温屈服强度超过1250MPa，650℃屈服强度达到1100MPa以上，650℃/970MPa持久寿命大于200h，750℃/590MPa持久寿命可达50h。经过固溶处理的GH4065A合金晶粒度为4.0级，对比亚固溶处理的合金，拉伸强度有所降低但750℃持久寿命有所提高。

　　（3）亚固溶处理后GH4065A合金涡轮盘锻件的力学性能达到了第2代粉末涡轮盘的水平，能够满足先进航空发动机的需求。