GH4033(鎳鉻基)高溫合金介紹
GH4033是以鎳-鉻為基體,添加鋁、鈦形成γ’相彌散強化的合金,在700-750 ℃具有足夠的高溫強度,在900℃以下具有良好的抗氧化性該合金冷、熱加工性能良好,主要供應(yīng)熱軋棒材及盤坯料,應(yīng)用于發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子零件。
GJB 1953—1994《航空發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)動件用高溫合金熱軋棒材規(guī)范》
GJB 2611—1996《航空用高溫合金冷拉棒材規(guī)范》
GJB 2612—1996《焊接用高溫合金冷拉絲材規(guī)范》
GJB 3020—1997《航空用高溫合金環(huán)坯規(guī)范》
GJB 3165—1998《航空承力件用高溫合金熱軋和鍛制棒材規(guī)范》
GJB 3782—1999《航空用高溫合金鍛制圓餅規(guī)范》
HB 5198—1982《航空葉片用變形高溫合金棒材》
1080℃±10℃,8h,空冷+700℃±10℃,16h,空冷。普通承力件用棒材和冷拉棒材為1080℃,8h,空冷+700℃或750℃,l6h,空冷。環(huán)坯和鍛制圓餅為1080℃,8h,空冷+750℃,16h,空冷。
供應(yīng)直徑d20-55mm的熱軋圓棒材。冷拉棒材供應(yīng)下列品種:直徑d8-45mm圓棒、邊長為8-30mm方棒,內(nèi)切圓直徑處d8-36mm的六角形棒材。還供應(yīng)直徑不大于600mm、高度60-150mm的鍛制圓餅,外徑200-800mm、內(nèi)徑50-600mm,高度60-250mm的環(huán)坯, 以及直徑20-300mm的熱軋和鍛制棒材。焊絲可供應(yīng)直徑為0.2-10mm絲材葉片用棒材以軋態(tài)供應(yīng),其表面應(yīng)全部磨光或車光。冷拉棒以固溶處理后酸洗或磨光或冷拉狀態(tài)交貨。普通承力件用棒材一般不經(jīng)熱處理交貨,也可經(jīng)磨光、車光交貨。環(huán)坯不經(jīng)熱處理,但可經(jīng)車光或不經(jīng)車光交貨,圓餅以鍛態(tài)、表面經(jīng)打磨后供應(yīng)。焊絲以硬態(tài)、半硬態(tài)、固溶處理加酸洗、光亮固溶處理成盤交貨,也可以直條狀交貨。
采用電弧爐、電弧爐+電渣或真空電弧重熔、非真空感應(yīng)爐+電渣或真空電弧重溶、真空感應(yīng)爐+電渣或真空電弧重熔工藝熔煉。
該合金大量應(yīng)用于渦輪發(fā)動機(jī)高溫部件,主要用做渦輪工作葉片、渦輪盤及其他高溫承力部件,是國內(nèi)外已有成熟使用經(jīng)驗的合金之一。該合金在熱軋及鍛造時均應(yīng)注意再結(jié)晶問題,它形成晶粒不均勻及粗晶的傾向較大,易產(chǎn)生粗晶廢品。此外,應(yīng)嚴(yán)格控制生產(chǎn)工藝,避免出現(xiàn)700℃拉伸塑性下降的現(xiàn)象。
(1)除標(biāo)準(zhǔn)熱處理制度外,尚有兩種熱處理制度:
① 1080℃,8h,空冷+850℃,24h,空冷+700℃,16h,空冷
② 1080℃,8h,空冷+775℃,16h,空冷。第②種制度對700℃拉伸強度、持久性能和組織穩(wěn)定性均有利,該制度作為700℃下使用的零件熱處理制度是合適的。應(yīng)根據(jù)零件的工作條件和要求來選擇零件的*佳熱處理制度。
(2)零件固溶處理加熱升溫速度不宜過快,可采用階梯式加熱曲線。
(3)為了去除機(jī)械加工后零件表層內(nèi)的殘余應(yīng)力,成品零件應(yīng)按下列制度進(jìn)行消除應(yīng)力退火:在氬氣中于850℃加熱,2h,然后在氬氣介質(zhì)中冷卻至600℃,隨后空冷+在空氣中加熱至700℃,保溫 8h,空冷。
(4)表面處理工藝:機(jī)械加工后的零件需進(jìn)行電解拋光,若采用機(jī)械拋光則最后的拋光磨痕應(yīng)與葉片長度方向一致。
(1)GH4033在400-700℃的疲勞循環(huán)試驗過程中,高溫氧化在低周疲勞壽命中起著重要的作用。
(2)GH4033的彈性疲勞壽命在500℃時較好,到600℃其抵抗疲勞裂紋擴(kuò)展的能力較差,反而升溫到700℃時其彈性疲勞性能比較好.
(3)GH4033的塑性抗疲勞性能在500℃較差,反而升溫至600℃時塑性疲勞性能得到改善。
(4)GH4033高溫疲勞失效斷口的萌生區(qū)斷裂機(jī)制為沿晶斷裂,擴(kuò)展區(qū)為沿晶和穿晶斷裂混合區(qū),失穩(wěn)斷裂區(qū)為穿晶斷裂區(qū)。
(1) GH4033合金在900-1100℃超溫處理3 min后的組織損傷表現(xiàn)為γ’相的回溶、晶界碳化物的回溶及晶粒的長大。其中γ’相體積分?jǐn)?shù)由原始狀態(tài)的14.0%降低至在950℃時的8.7%,980℃及以上則*回溶;1050℃下超溫后合金晶界碳化物出現(xiàn)明顯回溶,,溫度升高至1100℃時,晶界碳化物*回溶,并伴隨晶粒的開始長大;
(2) 發(fā)生超溫組織損傷后, 合金在700℃, 430MPa下的持久壽命隨著γ’相的*回溶, 由原始狀態(tài)下的130.0 h 急劇降低至 980℃超溫處理 3min 后的3.7 h 左右。晶界碳化物*回溶之前, 其分布狀態(tài)對持久壽命不產(chǎn)生明顯影響。當(dāng)晶界碳化物*回溶后, 持久壽命進(jìn)一步減低至0.5 h左右;
(3) 在900℃以上超溫處理3 min后, 合金的室溫 Vickers 硬度均低于航空工業(yè)標(biāo)準(zhǔn)的要求范圍(268-339 HV), 且隨著γ’相體積分?jǐn)?shù)的降低而降低。當(dāng)室溫硬度為170 HV左右時,可作為GH4033合金中γ’相*回溶和超溫?fù)p傷造成其持久性能不符合標(biāo)準(zhǔn)要求的間接判據(jù). 當(dāng)室溫硬度在 170 HV 以上時, 需對合金進(jìn)行持久性能測試, 從而判斷其超溫服役損傷程度。
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