Incoloy909变形高温合金
Incoloy909变形高温合金
Incoloy909是Fe-Ni-Co基沉淀硬化型变形高温合金，使用温度在650℃以下。合金具有高强度、高冷热疲劳抗力、低膨胀系数和恒弹性模量，以及良好的热加工塑性、冷成形和焊接性能。主要产品有棒材、丝材、板带材和环形件等。Incoloy909化学成分
Incoloy909物理及力学性能
以上Incoloy909数据是上海墨钜资料部提供。想了解更多，请搜索“上海墨钜”
Incoloy909热处理制度
制度Ⅰ：用于棒材、锻件和环形件，(965-1010)℃±15℃／AC+980℃±15℃*（1±0.25h/AC+745℃±10℃*(8±0.5)h/FC(55℃/h)→620℃±10℃*(8±0.5)h/AC;
制度Ⅱ：用于短时时效棒材、锻件和环形件，(965-1010)℃±15℃／AC+980℃±15℃*1±0.25）h/AC+745℃±10℃*(4±0.5)h/FC(55℃/h)→620℃±10℃*(4±0.5)h/AC;
制度Ⅲ：980℃±15℃/AC+980℃±15℃*（1±0.25）h/AC+745℃±10℃*(4±0.5)h/FC(55℃/h)→620℃±10℃*(4±0.5)h/AC用于冷轧板和带材。
其中固溶处理保温时间根据产品截面厚度而定。
AZ31镁合金塑性变形不均匀性与变形机制的研究
AZ31镁合金塑性变形不均匀性与变形机制的研究镁合金性能优异、应用广泛,但较差的室温塑性及变形过程中的不均匀性极大地制约了它的生产应用。深入研究镁合金的变形不均匀性及内在塑性变形机制是理解镁合金变形行为的关键。 本文以商用轧制AZ31镁合金为初始材料,基于数字图像相关方法(DIC)、电子背散射衍射技术(EBSD),建立了微观尺度应变不均匀性及组织变形不均匀性的有效表征方法。在此基础上详细研究了晶粒尺度变形不均匀性与变形机制的内在联系,并深化了对不均匀变形条件下塑性变形机制的行为理解。 获得的主要研究结论如下:借助纳米级表面标记颗粒实现了试样表面高分辨应变场的分析,探索了晶粒以及晶内孪晶尺度的应变分布情况,证实了应变分布在微观尺度的不均匀性。同时结合微观组织结构及变形机制的研究解释了应变不均匀性的产生原因,研究表明晶体取向的自身软硬程度以及与相邻区域的相对软硬状态都会影响应变的分布,在某些界面处的应变累积是由于界面两侧缺乏有效的塑性变形机制以完成应变的传递。 为理解局部应变对塑性变形机制的行为影响,对晶界处的孪晶穿透行为进行了详细的统计研究。总结了孪晶穿透在小取向差角晶界处容易发生的规律,探究了Schmid因子对孪晶穿透的影响,并利用几何协调因子m’从应变协调角度解释了某些不遵循Schmid定律的孪晶行为。 分析表明m’可以较好地解释局部应变下的孪晶变体选择行为,但对于孪晶穿透在何处发生并没有良好的预测性。基于EBSD获得的取向数据,建立了晶粒尺度组织变形不均匀性的两种可视化表征方法。 验证了“晶内取向分散”方法表征晶粒分裂的有效性及优越性,并运用“晶
内取向发展”方法揭示了介观变形带的信息。研究表明晶粒分裂在低应变量下就已经发生,结合Sachs模型及低能位错结构(LEDS)理论分析得出晶内同一组滑移体系间相对开动量的不同会导致晶内各部分不同的转动行为。 利用上述表征方法能够帮助对热变形过程中组织的不均匀变化及动态再结晶形核机制的理解。研究表明在低应变阶段,晶粒长大可以降低体系能量从而弱化晶内变形的不均匀性,晶粒长大过程中晶界的迁移大多符合降低界面能量的要求。 随着应变量的增加,晶内变形的不均匀性迅速增加,并在不均匀变形组织中观察到晶界突出和应变诱发的矩形晶界迁移形貌。AZ31镁合金在200℃的热变形过程中同时存在着不连续动态再结晶(DDRX)及连续动态再结晶(CDRX)的形核机制。
变形高温合金的特性、分类及用途
科技名词定义 塑性变形 科技名词定义 中文名称：塑性变形 英文名称：plastic deformation 定义：岩体、土体受力产生的、力卸除后不能恢复的那部分变形。 应用学科：水利科技（一级学科）；岩石力学、土力学、岩土工程（二级学科）；土力学（水利）（三级学科） 本内容由全国科学技术名词审定委员会审定公布 塑性变形（Plastic Deformation），的定义是物质-包括流体及固体在一定的条件下，在外力的作用下产生形变，当施加的外力撤除或消失后该物体不能恢复原状的一种物理现象。
目录 介绍 机理 影响 介绍 机理 影响 展开 编辑本段介绍 材料在外力作用下产生而在外力去除后不能恢复的那部分变形 塑性变形 。材料在外力作用下产生应力和应变（即变形）。当应力未超过材料的弹性极限时，产生的变形在外力去除后全部消除，材料恢复原状，这种变形是可逆的弹性变形。当应力超过材料的弹性极限，则产生的变形在外力去除后不能全部恢复，而残留一部分变形，材料不能恢复到原来的形状，这种残留的变形是不可逆的塑性变形。在锻压、轧制、拔制等加工过程中，产生的弹性变形比塑性变形要小得多，通常忽略不计。这类利用塑性变形而使材料成形的加工方法，统称为塑性加工。 编辑本段机理 固态金属是由大量晶粒组成的多晶体，晶粒内的原子按照体心立方、面心立方或紧密六方等方式排列成有规则的空间结构。由于多种原因，晶粒内的原子结构会存在各种缺陷。原
塑性变形 子排列的线性参差称为位错。由于位错的存在,晶体在受力后原子容易沿位错线运动,降低晶体的变形抗力。通过位错运动的传递，原子的排列发生滑移和孪晶（图1）。滑移是一部分晶粒沿原子排列最紧密的平面和方向滑动，很多原子平面的滑移形成滑移带，很多滑移带集合起来就成为可见的变形。孪晶是晶粒一部分相对于一定的晶面沿一定方向相对移动，这个晶面称为孪晶面。原子移动的距离和孪晶面的距离成正比。两个孪晶面之间的原子排列方向改变，形成孪晶带。滑移和孪晶是低温时晶粒内塑性变形的两种基本方式。多晶体的晶粒边界是相邻晶粒原子结构的过渡区。晶粒越细，单位体积中的晶界面积越大，有利于晶间的移动和转动。某些金属在特定的细晶结构条件下，通过晶粒边界变形可以发生高达300～3000％的延伸率而不破裂。 编辑本段影响 金属在室温下的塑性变形，对金属的组织和性能影响很大，常会出现加工硬化、内应力和各向异性等现象。 加工硬化 塑性变形引起位错增殖，位错密度增加，不同方向的位错发 塑性变形力学原理 生交割，位错的运动受到阻碍，使金属产生加工硬化。加工硬化能提高金属的硬度、强度和变形抗力，同时降低塑性，使以后的冷态变形困难。
镁合金塑性变形与断裂行为的研究
镁合金塑性变形与断裂行为的研究 刘天模，卢立伟，刘宇 重庆大学材料科学与工程学院，重庆（400030） E-mail: haonanwa@https://www.360docs.net/doc/cf14027237.html, 摘要：通过室温压缩拉伸实验，研究了AZ31挤压镁合金的断裂失效机制。研究表明，在压缩破坏实验中有镦粗现象，金相显示沿粗大晶界处形成了大量的孪晶，部分孪晶界诱发裂纹源，裂纹沿晶界处传播，同时部分孪晶对裂纹起钝化阻碍作用，断口扫描表明属于韧脆混合断裂；在拉伸破坏实验中出现明显颈现象，金相显示沿拉长晶晶界处形成大量孪晶，孪晶和裂纹之间存在交互作用，断口扫描表明属于韧性断裂，同时显示出空洞形核诱发裂纹的机制。 关键词：压缩变形；拉伸变形；孪晶；断裂 中图分类号：TG 1. 引言 镁合金属于密排六方晶体结构，其轴比（c/a）值为1.623，接近理想的密排值1.633，室温滑移系少在室温塑性变形时，出现大量的孪晶协调其塑性变形，塑性变形能力差，容易断裂[1]。金属的断裂是指金属材料在变形超过其塑性极限而呈现完全分开的状态。因为材料受力时，原子相对位置发生了改变，当局部变形量超过一定限度时，原子间的结合力遭到破坏，便出现了裂纹，裂纹经过扩展而使金属断开。金属塑性的好坏表明了它抑制断裂能力的高低。在塑性加工生产中，尤其是对塑性较差的材料，断裂常常是引起人们极为关注的问题。加工材料的表面和内部的裂纹，以至于整体的断裂，都会使得成品率和生产率大大降低[2,13]。因此，研究镁合金塑性变形中的断裂行为和规律对于有效地防止金属成形过程中的断裂，充分发挥金属材料潜在的塑性有重要意义. 2. 实验内容 实验材料选用AZ31挤压材，挤压温度为300℃，挤压比为4.5，挤压速度为1mm/s，将挤压样加工成标准压缩样Φ7×14mm和标准拉伸样，并选此标准压缩样进行400℃保温2小时的退火，利用新三思万能电子试验机CMT－5150以1mm/min的速度沿挤压方向进行压缩和拉伸破坏实验；然后利用数码相机对失效后试样断口方向及断面进行拍照宏观分析；再对失效试样的压缩或拉伸方向进行金相显微组织分析；最后利用扫描电子显微镜对压缩和拉伸的断口形貌进行分析。 3．试验结果 3.1 挤压态压缩破坏样 3.1.1 断口宏观分析
GH4169 镍基变形高温合金资料
GH4169 镍基变形高温合金资料 中国牌号：GH4169/GH169 美国牌号：Inconel 718/UNS NO7718 法国牌号：NC19FeNb 一、GH4169概述 GH4169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综合性能,650℃以下的屈服强度居变形高温合金的首位, 并具有良好的抗疲劳、抗辐射、抗氧化、耐腐蚀性能,以及良好的加工性能、焊接性能和长期组织稳定性，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极为广泛的应用。 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长期使用。 1.1 GH4169 材料牌号 GH4169(GH169)
1.2 GH4169 相近牌号 Inconel 718(美 国),NC19FeNb(法国) 1.3 GH4169 材料的技术标准 1.4 GH4169 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，提高抗疲劳性能和材料强度。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硫和有害杂质的含量，提高材料纯度和综合性能。 核能应用的GH4169合金，需控制硼含量（其他元素成分不变），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GH4169合金加以区别，合金牌号为GH4169A。 表 1-1[1]%
基于CPFEM的TA15钛合金高温塑性变形研究
基于CPFEM的TA15钛合金高温塑性变形研究晶体塑性理论将晶体塑性变形的物理机制及变形几何学与单晶或多晶的弹塑性本构方程相结合，从介观尺度（即晶粒尺度）上解释材料的各种塑性变形行为。将晶体塑性理论与有限元方法相结合的方法称为晶体塑性有限元方法（Crystal Plastic Finite Element Method，CPFEM），该方法从材料变形的物理机制出发，可以较为准确的反映材料的微观特性。 目前晶体塑性有限元模拟已成为力学界和材料界的研究热点。钛与钛合金是一种重要的结构材料，以其优异的性能广泛应用在航空航天等领域。 钛有两种同素异构晶型：密排六方(HCP)点阵的α-Ti相和体心立方(BCC)点阵的β-Ti相，由于晶格类型不同，其变形机制差别较大。文中综合采用了有限元方法、晶体塑性理论、元胞自动机等现代科学技术方法。 从介观尺度出发，根据合金微观晶格结构的不同，研究新型近α型钛合金—TA15钛合金的高温塑性变形，研究在相变点温度以上及以下的TA15钛合金高温的高温塑性变形行为。文中采用元胞自动机方法得到了相变点上的TA15钛合金的初始晶粒形貌。 建立了适用于变形温度在相变点以上的TA15合金的高温塑性变形的晶体塑性有限元模型。模拟结果表明多晶体在塑性变形的过程中，晶粒与晶粒之间以及晶粒内部的应力分布存在着明显的差异，晶粒内部与晶粒外部的塑性变形非常不均匀。 通过对滑移系上的剪应变进行分析表明由于各晶粒的取向不同和晶粒间的取向差的差异，不同晶粒的滑移系开动情况差别很大；在同一晶粒内部，由于需要协调相邻晶粒的应变情况，因此滑移系开动的程度也不完全相同。建立了适用
高温合金切削特点
切削特点 a、切削力大：比切削45号钢大2～3倍。 b、切削温度高：比切削45号钢高50％左右。 c、加工硬化严重：切削它时的加工表面和已加工表面的硬度比基体高50～100％。 d、刀具易磨损：切削时易粘结、扩散、氧化和沟纹磨损。 刀具材料 a、高速钢：应选用高钒、高碳、含铝高速钢。 b、硬质合金：应采用YG类硬质合金。最好采用含TaC或NbC的细颗粒和超细颗粒硬质合金。如YG8、YG6X、YG10H、YW4、YD15、YGRM、YS2、643、813、712、726等。 c、陶瓷：在切削铸造高温合金时，采用陶瓷刀具也有其独特的优越性。 刀具几何参数 变形高温合金(如锻造、热轧、冷拔)。刀具前角γ0为10°左右；铸造高温合金γ0为0°左右，一般不鐾负倒棱。刀具后角一般α=10°～15°。粗加工时刀倾角λs为-5°～-10°，精加工时λs =O～3°。主偏角κr为45°～75°。刀尖圆弧半径r为0.5～2mm，粗加工时，取大值。 切削用量 a、高速钢刀具：切削铸造高温合金切削速度Vc为3m/min左右，切削变形高温合金Vc=5～10m/min。 b、硬质合金刀具：切削变形高温合金Vc：40～60m/min；切削铸造高温合金Vc=7～10m/min。进给量f和切削深度αp均应大于0.1mm，以免刀具在硬化后的表面进行切削，而加剧刀具磨损。 切削液 粗加工时，采用乳化液、极压乳化液。精加工时，采用极压乳化液或极压切削油。铰孔时，采用硫化油85～90％+煤油10～15%，或硫化油(或猪油)+CCl4。高温合金攻丝十分困难，除适当加大底孔直径外，应采用白铅油+机械油，或氯化石蜡用煤油稀释，或用MoS2油膏。 高温合金钻孔
TA15钛合金高温变形行为研究
TA15钛合金高温变形行为研究 TA15钛合金的名义成分为Ti-6.5Al-2Zr-1Mo-1V，属于高Al当量的近α型钛合金。该合金既具有α型钛合金良好的热强性和可焊性，又具有接近于α+β型钛合金的工艺塑性，是一种综合性能优良的钛合金，被广泛用于制造高性能飞机的重要构件。对金属热态加工过程进行数值模拟，需要确定材料对热力参数的动态响应特征，即材料的流动应力与热力参数之间的本构关系，这对锻造工艺的合理制定，锻件组织的控制以及成型设备吨位的确定具有科学和实际的指导意义。 中国船舶重工集团公司725所的科研人员以TA15合金的热模拟压缩试验为基础，研究了变形工艺参数对TA15合金高温变形时流动应力的影响，这些研究对制定合理的TA15合金锻造热加工工艺，有效控制产品的性能、提高产品质量提供了借鉴。 热模拟压缩试验所用材料为轧制态Φ55mmTA15合金棒材，相变点为995±5℃，将该棒料切割加工成Φ8mm×12mm的小棒料进行试验。研究结果表明：（1）TA15合金在高温变形过程中，流动应力首先随应变的增大而增加，达到峰值后再下降，最后趋于稳定值。同一应变速率下，随着变形温度的升高，合金的流动应力降低；同一变形温度下，随着应变速率的减小，合金的流动应力减小。（2）TA15合金属于热敏感型和应变速率敏感型材料。应变速率较小时，变形温度对稳态应力和峰值应力的影响较小；应变速率较大时，变形温度对稳态应力和峰值应力的影响较大。变形温度较低时，应变速率对稳态应力和峰值应力的影响较大；变形温度较高时，应变速率对稳态应力和峰值应力的影响较小。（3）建立了TA15合金高温变形时的流动应力本构方程，经显著性检验和相关系数检验，证明所建立的方程具有较好的曲线拟合特性，方程的计算值与实验数据吻合较好。
钛合金表面处理
钛合金表面处理 引言 钛在高温下易于与空气中的O、H、N等元素及包埋料中的Si、Al、Mg等元素发生反应，在铸件表面形成表面污染层，使其优良的理化性能变差，硬度增加、塑性、弹性降低，脆性增加。 钛的密度小，故钛液流动时惯性小，熔钛流动性差致使铸流率低。铸造温度与铸型温差(300℃)较大，冷却快，铸造在保护性气氛中进行，钛铸件表面和内部难免有气孔等缺陷出现，对铸件的质量影响很大。 因此，钛铸件的表面处理与其它牙用合金相比显得更为重要，由于钛的独特的理化性能，如导热系数小、表面硬度、及弹性模量低，粘性大，电导率低、易氧化等，这对钛的表面处理带来了很大的难度，采用常规的表面处理方法很难达到理想的效果。必须采用特殊的加工方法和操作手段。 铸件的后期表面处理不仅是为了得到平滑光亮的表面，减少食物及菌斑等的积聚和粘附，维持患者的正常的口腔微生态的平衡，同时也增加了义齿的美感；更重要的是通过这些表面处理和改性过程，改善铸件的表面性状和适合性，提高义齿的耐磨、耐蚀和抗应力疲劳等理化特性。 一、表面反应层的去除 表面反应层是影响钛铸件理化性能的主要因素，在钛铸件研磨抛光前，必须达到完全去除表面污染层，才能达到满意的抛光效果。通过喷砂后酸洗的方法可完全去除钛的表面反应层。 1. 喷砂：钛铸件的喷砂处理一般选用白刚玉粗喷较好，喷砂的压力要比非贵金属者较小，一般控制在0.45Mpa以下。因为，喷射压力过大时, 砂粒冲击钛表面产生激烈火花，温度升高可与钛表面发生反应,形成二次污染，影响表面质量。时间为15~30秒，仅去除铸件表面的粘砂、表面烧结层和部分和氧化层即可。其余的表面反应层结构宜采用化学酸洗的方法快速去除。 2. 酸洗：酸洗能够快速完全去除表面反应层，而表面不会产生其他元素的污染。HF—HCl系和HF—HNO3系酸洗液都可用于钛的酸洗，但 HF—HCl系酸洗液吸氢量较大，而HF—HNO3系酸洗液吸氢量小，可控制HNO3的浓度减少吸氢，并可对表面进行光亮处理，一般HF的浓度在3%~5 %左右，HNO3的浓度在15%~30%左右为宜。 二、铸造缺陷的处理 内部气孔和缩孔内部缺陷：可等热静压技术(hot isostatic pressing)去除, 但
高温合金材料的应用与发展
高温合金材料的应用与发展分析 李桃山王保山 南昌航空大学飞行器工程学院100631班：10号 南昌航空大学飞行器工程学院100631班：20号 摘要： 本文主要介绍高温合金材料的定义及加工特点，通过了解合金的使用范围及选择标准，使更好的发展运用在各个领域。随着工业技术的发展。要求使用具有耐更高温度下的疲劳、蠕变、热稳定性以及抗氧化性能的高温材料，以适应先进设备（主要是航空运用）的设计要求，因此近半个多世纪以来人们从未停止过对的各种高温合金材料研发。从我国高温材料的发展历程与现状分析认为，我们应该发扬民主, 军民结合, 发扬全国一盘棋的精神, 形成一个和谐的集体，使我国高温合金体系建立在一个更坚实的基础上。 关键字：高温合金材料合金分类应用合金发展前景选择标准 前言： 高温钛合金以其优良的热强性和高比强度，在航空发动机上获得了广泛的应用。类似的高温合金材料在未来很长的一段时间应该是王牌型材料，在科技日新月异的今天，对高温合金材料的研究与来发具有很高的实际意义与战略意义。未来的航空航天飞行器及其推力系统，要求发展比现有的Ti64和Ti6242合金的强度、工作温度和弹性模量更高，密度更小，价格更低的高温合金材料，因此，高温合金材料的是航空材料的发展主流。 一、高温合金材料的定义及加工特点 高温合金定义：高温合金是指以铁、镍、钴为基，能在600℃以上的高温及一定应力作用下长期工作的一类金属材料。并具有较高的高温强度，良好的抗氧化和抗腐蚀性能，良好的疲劳性能、断裂韧性等综合性能。高温合金为单一奥氏体组织，在各种温度下具有良好的组织稳定性和使用可靠性。 高温合金加工特点 对于镍合金、钛合金以及钴合金等高温合金来说，耐高温的特性直接提高了
高温钛合金
高温钛合金性能要求 请帮忙推荐满足以下条件的高温钛合金，可以是一种合金同时满足4个温度条件的使用，也可是每个温度条件使用不同的合金。 性能要求如下： （1）常温塑性≥5%。 （2）高温性能 分别在550℃、600℃、650℃、700℃下满足σb≥520MPa，σ0.2≥420 MPa。 （3）持久性能 应力为450 MPa，分别在550℃、600℃、650℃、700℃下保持0.5h/1h/2h 不断。 （4）蠕变性能 应力为450 MPa，分别在550℃、600℃、650℃、700℃下， 保持0.5h，残余变形量≤1.6%； 保持1h，残余变形量≤3%； 保持2h，残余变形量≤5%。 一、目前已有的高温钛合金 （1）名义成分
600℃高温钛合金的室温力学性能 600℃高温钛合金的高温力学性能（600℃） 600℃高温钛合金的蠕变性能（600℃） 600℃高温钛合金Ti-600合金的持久性能（φ14mm棒材） 600℃高温钛合金Ti-600热稳定性能（φ14mm棒材）
550℃高温钛合金的力学性能 * 540℃，300MPa，100h应力热暴露后室温拉伸性能； ** 试验条件：540℃，300MPa，100h，ε≤0.1%。 *** TTi-53311S合金550℃，100h，302.1MPa蠕变残余变形，0.186% 二、现状 （1）应用现状 Ti-1100合金是在Ti-6242S合金成分的基础上，通过调整A1、Sn、Mo和Si元素的含量，Ti-1100合金已用于制造莱康明公司T55—712改型发动机的高压压气机轮盘和低压涡轮叶片等零件。 IMI829合金已用于RB211-535E4发动机的高压压气机，取代了RB211-535C上的镍基合金材料。IMI834合金已在多种发动机上得到了试验和应用，如波音777飞机选用的民用大型发动机Trent700（湍达）的高压压气机的所有轮盘、鼓筒及后轴，EJ200发动机的高压压气机转子也采用了IMI834合金。IMI834也正用于普惠公司的PW350发动机上。 俄罗斯推荐BT25Y用于航空发动机高压压气机450～550℃下使用的轮盘和转子叶片，推荐BT18Y用于550～600℃下使用的轮盘。BT36还没获得应用。 我国550℃下获得应用的钛合金有Ti-53311S（西北院），7715D（上钢），两合金均用于航天发动机；Ti-55（金属所）已在试车阶段（航空），Ti-633G（西北院）没获得应用。600℃的钛合金均在试验室研究阶段。 （2）未来发展 目前，现有钛合金的使用温度已基本达到其上限，600℃以上使用环境下，一是改变现有合金设计理念，重新设计合金；二是考虑使用镍基高温合金、Ti-Al金属间化合物。 Ti-Al金属间化合物有以α2为基的Ti3Al和以γ为基的TiAl，据称，Ti3Al基金属间化合物的使用温度在650℃以上，TiAl基金属间化合物的正常使用温度为700℃，短时可用到900℃。但Ti-Al金属间化
航空发动机高温合金材料
高温合金材料 高温合金又叫热强合金、超级合金。按基体组织材料可分为三类：铁基、镍基和钴基。按生产方式可分为铸造高温合金、变形高温合金和粉末高温合金。按强化机理可分为碳化物强化、固溶强化、时效强化和弥散强化。一般用于航空发动机耐高温材料的制造，特别是喷气发动机最后两级压气机和最初两级涡轮叶片、燃烧室、加力燃烧室、涡轮盘、涡轮叶片及紧固件的制造。是重要战略物资，各航空大国都在极其保密的条件下研制。 按生产方式可分为变形高温合金与铸造高温合金。按强化机理可分为碳化物强化、固溶强化、时效强化和弥散强化。 铸造高温合金： 铸造高温合金及制品主要以航空、航天发动机，地面燃机等动力机械为服务对象其发展主要以动力机械需求为牵引。铸造高温合金及制品对原材料要求高制备工艺复杂产品质量控制严格，行业准入门槛高。国内外具有研制和生产铸造高温合金能力的企业数量有限。近年来 国内外铸造高温合金发展趋势主要表现为： 1、在等轴晶方面不再投入大量的人力和物力进行新合金的研制 而是通过工艺水平的提高挖掘合金的潜能提高等轴晶铸件的使用性能因而高性能等轴晶的发展是一个重要的方向。 2、目前各种先进铸件制造技术和设备在不断开发和形成如细晶工艺、热控凝固、真空离心铸造技术等 许多大型复杂结构高温合金
铸件制造成功 并付诸应用 特别是越来越呈现出材料和工艺互相影响和促进的趋势。发达国家在铸造高温合金材料上将集中于少数极端工作条件的关键需求上 如适用于超高温、大应力、富氧或腐蚀环境等。同时 继续开发新技术并提高现有技术的控制水平 从而提高各种高温合金铸件产品的质量一致性和可靠性。 3、定向、单晶高温合金研究方兴未艾 新型合金不断涌现 定向凝固合金已出现三代 单晶合金发展到5代材料本体承温能力达到1200℃基本达到此类材料的极限。 由于高温合金的难变形特性以及我国尚无大型挤压机和先进的大型热模锻、等温锻造等设备, 使我国高温合金材料的热加工面临很大的困难。虽然冶金学家致力于合金化提高合金的耐高温性能但收效甚微。 因此，进一步提高合金性能与对高温合金材料开发的工作道路仍是曲折而漫长的。
GH3039 镍基变形高温合金资料
GH3039 镍基变形高温合金资料 中国牌号：GH3039/GH39 俄罗斯牌号：ЭИ602/XH75MБГЮ 一、GH3039概述 GH3039为单相奥氏体型固溶强化合金，在800℃以下具有中等的热强性和良好的热疲劳性能，1000℃以下抗氧化性能良好。长期使用组织稳定，还具有良好的冷成形性和焊接性能。适宜于850℃以下长期使用的航空发动机燃烧室和加力燃烧室零部件。该合金可以生产板材、棒材、丝材、管材和锻件。 1.1 GH3039 材料牌号 GH3039(GH39) 1.2 GH3039 相近牌号ЭИ602，ХН75МБГЮ(俄罗斯） 1.3 GH3039 材料的技术标准 1.4 GH3039 化学成分见表1-1。 表 1-1%
注：1.合金中允许有Ce存在。 2.合金中ω(Cu)=0.20%。 1.5 GH3039 热处理制度热轧及冷轧板材和带材固溶处理：1050～1090℃，空冷。棒材及管材固溶处理：1050～1080℃，空冷或水冷。 1.6 GH3039 品种规格和供应状态可以供应各种规格的热轧板、冷轧板、带材、棒材、丝材、管材、和锻件。板材、带材和管材固溶处理和酸洗后交货。丝材于冷加工状态或固溶状态供应棒材不热处理交货。 1.7GH3039 熔炼和铸造工艺合金采用电弧炉熔炼、电弧炉或非真空感应炉加电渣重熔或真空电弧重熔以及真空感应炉加电渣或真空电弧重熔工艺。 1.8GH3039 应用概况与特殊要求用该合金材制作的航空 发动机燃烧室及加力燃烧室零部件，经过长期的生产和使用考验，使用性能良好。 二、GH3039 物理及化学性能 2.1 GH3039 热性能 2.1.1 GH3039 热导率见表2-1。 表 2-1[1]
GH2150变形高温合金GH150
GH2150沉淀硬化型变形高温合金GH150 GH2150概述： GH2150是Fe-Ni-Cr基沉淀硬化型变形高温合金，使用温度小于750℃。合金加入铬、钨和钼元素进行固溶强化，加入钛、铝和铌元素形成时效强化相，加入微量硼、锆和铈元素净化并强化晶界。合金的强度高、塑性好、膨胀系数低，长期使用组织稳定；合金的热加工塑性好，并具有满意的焊接、冷成形和切削加工性能。适用于制作在700℃以下工作的喷气发动机板材焊接承力结构件，以及在600℃以下长期工作的燃气轮机转子和压气机叶片。 GH2150应用概况及特性： GH2150已用于制作航空发动机燃烧室外套、安装边等高温部件。相近合金在国外用于喷气发动机燃烧室外套和在600℃以下使用的涡轮叶片等零部件。 GH2150在超过800℃使用时，析出μ相及γ相聚集长大，会导致合金的力学性能下降。 GH2150对应牌号： GH150(中), BЖ105,XH45MBTЮБР, ЭП718, GH2150化学成分：
GH2150执行标准： GB/T 14992-2005 GH2150其他特点： 这类合金铬、镍含量相对较低，故抗氧化的温度仅约800%，但是含弥散强化相形成元素(v、A1、Ti)量相对较高，在固溶体基体上可形成化合物强化相，所以常用热处理形式为固溶处理+时效。通过固溶处理，可以使合金固溶强化；通过时效处理，可以使合金析出细小强化相[VC、Ni3A1、Ni3Ti，Ni3(A1?Ti)]，从而提高室温和高温强度。固溶并时效处理后的组织为奥氏体+弥散化合物。例如GH2132的化合物量为2.5%、GH2135的化合物量为14%这类合金通常应用于高温下受力的零件，如涡轮盘、螺栓和工作温度不高的转子叶片等。 GH2150热处理制度: 棒材、圆饼、环形件：（1040-1060）℃/AC+ 750℃±10℃*（16-24）h/AC 冷轧板材：（1040-1080）℃/AC+ 750℃±10℃*16h/AC 冷拉焊丝：1050℃±10℃/AC GH2150熔化温度范围： 1320℃-1365℃ GH2150密度： 8.26 GH2150主要规格： GH2150无缝管、GH2150钢板、GH2150圆钢、GH2150锻件、GH2150法兰、 GH2150圆环、GH2150焊管、GH2150钢带、GH2150直条、GH2150丝材及配套焊材、GH2150圆饼、GH2150扁钢、GH2150六角棒、GH2150大小头、GH2150弯头、GH2150三通、GH2150加工件、GH2150螺栓螺母、GH2150紧固件。 篇幅有限，如需更多更详细介绍，欢迎咨询了解。
【研究】254SMO(S31254)性能、工艺、指标...
产品编号：003 产品名称：超级奥氏体不锈钢 254SM0(中国牌号F44) 产品特性：是一种耐蚀性超级奥氏体不锈钢，针对卤化物和酸的环境中开发，广泛用于高浓度氯离子介质，海水等苛刻工况环境。 产品应用： 1. 石油、石化设备，如石化设备中的波纹管。 2. 纸浆、造纸漂白设备，如纸浆蒸煮器、漂白设备、过滤洗涤器用的桶缸和压辊等。 3. 发电厂烟气脱硫装置，主要使用部位有：吸收塔的塔体、烟道、档门板、内件、喷淋系统等。 4. 海上系统或海水处理，如电厂中用海水冷却的薄壁冷凝管道、海水淡化处理设备、即使在海水可能不流动的设备中也可以应用。 5. 脱盐工业，如制盐或除盐设备。 6. 热交换器，尤其在有氯离子工作环境中的热交换器。
254SMO 的耐腐蚀性：254SMO的含碳量很低，这意味着因加热而引起碳化物析出的危险性是很小的。该钢即使在600-1000摄氏度下经一小时敏化处理后仍能通过施特劳斯晶间腐蚀试验（Strauss Test ASTMA262规程E）。但是，由于该钢的高合金含量。在上述温度范围内金属中间相有可能在晶粒边界上析出。这些沉淀物不会使该钢在腐蚀性介质中应用时有发生晶间腐蚀的危险。因此可进行焊接而不会发生间晶腐蚀。但是在热的浓硝酸中，这些沉淀物可能在热影响区内引起晶间腐蚀。在含有诸如氯化物，溴化物或碘离子溶液中普通型不锈钢会立即以点腐蚀，缝隙腐蚀或应力腐蚀破裂的形式受到局部腐蚀的侵蚀。然而，在某些情况下，卤化物的存在会加速均匀腐蚀。特别是在无氧化性的酸中有卤化物存在的情况下更是如此。在纯硫酸中，254SMO比316普通型不锈钢具有大得多的抗腐蚀性。但在高浓度时与904L（NO8904）型不锈钢相比，254SMO的抗腐蚀能力则稍弱。在含有氯离子的硫酸中，254SMO具有最大的抗腐蚀力。由于可能会发生局部腐蚀和均匀腐蚀，所以316普通型不锈钢不能用于盐酸中，但是在一般温度下254SMO 可以用于稀释的盐酸中。在边界线的以下区域内不必担心发生点腐蚀。但必须设法避免缝隙的存在。在氟硅酸中（H2SiF4）和氢氟酸（HF）中，普通的不锈钢的耐腐蚀范围是很有限的，而254SMO则能在相当宽的浓度和温度的范围内应用。 254SMO 的金相结构：254SMO为面心立方晶格结构。为了获得奥氏体组织结构，254SMO 一般是在1150-1200摄氏度的温度下退火的。在某些情况下，材料中心可能有金属中间相（χ相和α相）的痕迹。但在一般情况下，它们对冲击强度和抗腐蚀能力都没有不良影响。当放置在600-1000摄氏度的范围内时，这些相可能在晶粒边界上析出。 产品品种：生产各种规格板材，棒材，带材，管材，线材，丝材，环件，紧固件，法兰锻件等。尤其擅长于生产大型环件，直径可达5000mm以上。无缝和焊接管件是公司一大特色产品。库存有开锻好的电渣方坯，可随时改锻所需产品。 产品说明以下为典型化学成份及机械性能(ASTM )参考 化学成分:
高温合金GH4169
常州市天志金属材料有限公司 一、GH4169 概述 GH4169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综合性能,650℃以下的屈服强度居变形高温合金的首位,并具有良好的抗疲劳、抗辐射、抗氧化、耐腐蚀性能,以及良好的加工性能、焊接性能和长期组织稳定性，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极为广泛的应用。 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长期使用。 1.1 GH4169 材料牌号 GH4169(GH169) 1.2 GH4169 相近牌号 Inconel 718(美国),NC19FeNb(法国) 1.3 GH4169 材料的技术标准 GJB 2612-1996 《焊接用高温合金冷拉丝材规范》 HB 6702-1993 《WZ8系列用GH4169合金棒材》 GJB 3165 《航空承力件用高温合金热轧和锻制棒材规范》 GJB 1952 《航空用高温合金冷轧薄板规范》 GJB 1953《航空发动机转动件用高温合金热轧棒材规范》 GJB 2612 《焊接用高温合金冷拉丝材规范》 GJB 3317《航空用高温合金热轧板材规范》 GJB 2297 《航空用高温合金冷拔（轧）无缝管规范》 GJB 3020 《航空用高温合金环坯规范》 GJB 3167 《冷镦用高温合金冷拉丝材规范》 GJB 3318 《航空用高温合金冷轧带材规范》 GJB 2611《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》 HB 5199《航空用高温合金冷轧薄板》 HB 5198 《航空叶片用变形高温合金棒材》 HB 5189 《航空叶片用变形高温合金棒材》 HB 6072 《WZ8系列用GH4169合金棒材》
高温钛合金的特性及其在航空发动机中的应用
技术应用 Technical application ·93· 中国高新科技 2019年第39期 高温钛合金的特性及其在航空发动机中的应用 0 引言 钛合金具有耐腐蚀性好、密度低、强度高、耐热性高等诸多优点，高温钛合金指一般长时间使用温度高于400℃的钛合金，相较普通钛合金具有更好的比强度、高温蠕变抗力、疲劳强度、持久强度和组织稳定性。由于航空发动机中的零部件处于高温、高压、高转速的极端环境中，因而要求材料具有耐高温、重量轻及抗蠕变能力强等特点。高温钛合金凭借其优异的材料力学特性可以很好地满足航空发动机的这些要求，并且可以很好地提高发动机的推重比及燃油效率。随着航空发动机高推重比的要求越来越高，其内部的工作温度和压强越来越高，对高温钛合金特性提出了更加严苛的要求。目前工程上应用比较成熟的钛合金，比如英国的IMI834钛合金，最高使用温度已经达到600℃左右。目前高温钛合金的使用已经成为衡量航空发动机先进程度的指标之一。本文重点阐述了高温钛合金的高温力学性能及其在航空发动机上的应用，并对我国如何发展高温钛合金提供一些思路。 1 高温钛合金的特性 1.1 高温钛合金的氧化行为 由于航空发动机是在高温下工作的，其中的高温钛合金部件会承受氧化腐蚀的作用，钛合金的高温力学性能也受其抗氧化腐蚀能力的制约。钛合金的氧化会在其表面形成一层氧化膜，使得金属内部与外界环境隔离，性质较稳定，不会被进一步氧化，但随着温度的升高，表面氧化膜的循环层状剥落。钛合金在高温应用时由于受到氧化腐蚀作用的影响，其高温力学性能会有所下降。李旭升等总结了使用温度在500℃~750℃的高温钛合金的氧化行为，研究表明温度对高温钛合金的氧化速率有很大的影响，在氧化初期氧化增重呈直线型变化，随着氧化层的增重，化学反应速率减小，呈抛物线形增重，并且氧化膜的组成除TiO 2外还有Al2O 3。曾尚武等研究了TC4钛合金的高温氧化行为，研究发现TC4在650℃的氧化膜中能够在循环氧化时保持完整，但在更高温度时可能会开裂和剥落。目前有多种提高高温钛合金抗氧化能力的方法，如在纯钛加入其他合 金元素，制成多种新型钛合金。如加入铝元素，形成一层致密的氧化膜，保护钛合金免受氧化腐蚀，从而提高钛合金的高温抗氧化能力，此外，硅元素及铬元素同样可以形成氧化膜。然而过度的合金化也会影响材料的物理性质，在提高高温钛合金抗氧化能力的同时，高温钛合金的其他高温力学性能可能也会受到影响，使其无法很好地应用在航空发动机中，因此如何合理地添加合金元素还需要继续进行研究。另外一种方法是在钛合金表面填涂具有抗高温氧化的材料，比如通过在TC4高温钛合金表面进行渗铝的形式可以很好地提高其高温抗氧化能力，此外还有预氧化等方法也可以提高抗氧化能力。但目前每种方法都有一定的局限性，需要综合运用多种抗氧化措施来保证高温钛合金的高温力学性能。 1.2 高温钛合金的疲劳特性 在航空发动机中结构或零件承受的主要是交变载荷，疲劳失效是主要的失效模式。张亚娟等通过试验研究了Ti-6Al-4V钛合金的疲劳裂纹扩展特性，研究表明随着应
变形高温合金的特性
变形高温合金的特性、分类及用途 高温合金是根据航空喷气发动机的需要而发展起来的一种金属材料，它可在600～1100℃的高温氧化和燃气腐蚀条件下，承受复杂应力，并长期可靠地工作。主要用于航空发动机的热端部件，也是航天火箭发动机、工业燃气轮机、能源和化工等工业的重要材料。在先进的航空发动机中，高温合金的用量占金属材料总用量的40%～60%。在先进工业国家，如美国，航空航天用高温合金占其总用量的85%左右。 高温合金是一种兼有热稳定性和热强性的合金。热稳定性是指金属材料在高温下抗氧化或抗气体腐蚀的能力；而热强性是指金属材料在高温下抵抗塑性变形和断裂的能力。金属的热稳定性常用称重法来评定，在高温下金属单位时间、单位面积上的失重或增重越大，表示抗氧化性越差，即热稳定性越差。热强性的评定指标包括蠕变极限、持久强度、高温瞬时强度、高温疲劳强度等。蠕变极限表征在高温、长期载荷作用下，材料抵抗塑性变形的能力；持久强度表征在高温、长期载荷作用下，材料抵抗断裂的能力；高温瞬时强度（σb和σ0.2）表征高温下材料在瞬时过载时抵抗塑性变形和断裂的能力；高温疲劳强度是指在规定循环次数下（一般为107次）不引起断裂的应力。 高温合金分为变形高温合金和铸造高温合金。变形合金按基体元素的不同，可分为铁基变形高温合金、镍基变形高温合金和钴基变形高温合金，按合金的高温性能、成形特点及用途的不同，变形高温合金又可分为热稳定变形高温合金和热强变形高温合金。热稳定变形高温合金的特点是热稳定性很高，通常在固溶状态下使用，强度虽不高，但塑性很好，可顺利地进行深冲压，主要用于受力不大而工作温度很高的零件，例如燃烧室火焰筒及加力燃烧室等。热强变形高温合金的特点是热强度较高，通常在淬火、时效状态下使用，主要用于高温下承受大载荷及复杂应力的零件，例如涡轮叶片、涡轮盘等。 我国的新标准规定，变形高温合金的牌号以汉语拼音字母“GH”后接四位阿拉伯数字来表示。“GH”后第一位数字表示分类号，其中1表示固溶强化型铁基合金；2表示时效强化型铁基合金；3表示固溶强化型镍基合金；4表示时效强化型镍基合金。“GH”后第二、三、四位数字表示合金的编号。例如GH2036，GH4033等，其相应的旧牌号为GH36，GH33等。 我国于20世纪50年代开始研制高温合金，到目前已有40多种变形高温合金。航空工业中常用的铁基、镍基变形高温合金的牌号、化学成分及使用温度，见表1和表2。 燃烧室用合金主要有GH3030、GH3039、GH1140、GH3044、GH1015、GH1016、GH22、GH163、GH2302、GH170等。涡轮工作叶片大多采用时效强化型变形合金，如GH4033、GH4037、GH4043、GH4049、GH151、GH143、GH2130、GH2302、GH738、GH118、GH220、GH710等。涡轮盘材料大多采用铁-镍基沉淀强化合金（750℃以下），如温度更高，则采用镍基合金或粉末涡轮盘材料。涡轮盘常用合金有GH2036、GH4033、GH2132、GH2135、GH901、GH4133、GH761、GH698、GH710等。
【研究】GH4133B镍基变形高温合金
GH4133和GH4133B是Ni-Cr基沉淀硬化型bai变形高温合金，GH4133B合金是在duGH4133合金基zhi础上添加适量的镁dao、锆后的改型合金。两种合金的使用温度均在750℃以下，均具有良好的综合力学性能、具有屈服强度高的特点；具有良好的抗氧化性能、组织稳定且晶粒均匀细小；易于热加工成型。尤其是GH4133B合金改善了GH4133合金在750℃以下存在的缺口敏感性，使材料的使用寿命成倍的增加，大幅度地提高了持久强度和塑性。两种合金适合于制造温度在750℃以下航空发动机的涡轮盘和工作叶片等重要承力件。主要产品有热轧和锻制棒材、盘锻件和环形件。 GH4133和GH4133B合金已用于制作多种型号航空发动机涡轮盘和承力环等重要部件，批产使用情况良好。GH4133合金还用于制作飞机发动机和工业汽轮机的高温螺栓和拉杆等。 合金在700℃以上长期时效后，有η相在晶界上析出，3000h在晶界和晶内数量明显增加，出现η相较大的胞状群体。合金在700℃以上的持久塑性偏低，具有缺口敏感性。
摘自GB/T 14992，GH4133合金化学成分见表1-1，GH4133B合金化学成分见表1-2。杂质①元素有区别的摘自GB/T 14997、GJB 1953、GJB 3165A、GJB 3782A、GJB 5280和GJB 5301。 热处理制度 摘自HB/Z 140，GH4133合金各品种的标准热处理制度为： A 盘型锻件，1080℃±10℃保温8小时空冷+750℃±10℃保温16小时空冷， HBW 352~262; B 锻件，（1055~1075）℃保温（6~6.5）小时空冷+（740~760）℃保温（16~16.5）小时空冷 C 棒材，（1070~1090）℃保温（8~8.5）小时空冷+（740~760）℃保温（16~16.5）小时空冷 摘自HB/Z 140和GJB 1953A,GH4133B合金各品种的标准热处理制度为： A 盘形锻件，1080℃±10℃保温8小时空冷+750℃±10℃保温16小时空冷， HBW 352~262; B 棒材，1080℃±10℃保温8小时空冷+750℃±10℃保温16小时空冷，HBW 352~262; 高温合金分为三类材料：760℃高温材料、1200℃高温材料和1500℃高温材料，抗拉强度800MPa。或者说是指在760--1500℃以上及一定应力条件下长期工作的高温金属材料，具有优异的高温强度，良好的抗氧化和抗热腐蚀性能，良好的疲劳性能、断裂韧性等综合性能，已成为军民用燃气涡轮发动机热端部件不可替代的关键材料。 按照现有的理论，760℃高温材料按基体元素主要可分为铁基高温合金、镍基高温合金和钴基高温合金。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。按强化方式有固溶强化型、沉淀强化型、氧化物弥散强化型和纤维强化型等。高温合金主要用于制造航空、舰艇和工业用燃气轮机的涡轮叶片、导向叶片、涡、高压压