GH80A GH80A
概述:
GH80A是以镍-铬为基体，添加铝、钛形成γ′相弥散强化的高温合金，除铝含量略高外，其他与GH4033相近，使用温度700～800℃，在650～850℃具有良好的抗蠕能和抗氧化性能。该合金冷、热加工性能良好，主要供应热轧棒材、冷拉棒材、热轧板材、冷轧板材、带材以及环形件等，用于制造发动机转子叶片、导向叶片支座、螺栓、叶片锁板等零件。
1.1GH80A材料型号GH80A。
1.2GH80A相近型号Nimonic80A(英国)。
1.3GH80A材料的技术标准
1.4GH80A化学成分%
C Cr Ni Al Ti
0.04～0.10 18.0～21.0 余 1.00～1.80 1.8～2.7
Co Fe B Mn Si P S Ag Bi Cu Pb
不大于
2.0 1.50 0.008 0.40 0.80 0.020 0.015 0.0005 0.0001 0.20 0.002
              
注:B按计算量加入，允许加入微量的Ce、Zr、Mg元素。
1.5GH80A热处理制度叶片用棒材为:1080℃±10℃,8h,空冷＋700℃±5℃,16h,空冷。热轧、锻制及冷拉棒材:按表1-2的规定进行。
轧制环件:(1050～1080℃)±10℃，不大于2h，水冷＋750℃±5℃(或+700℃±5℃),4h(或16h),空冷。热轧板材、冷轧薄板和带材为:
供应状态＋750℃±10℃，4h，空冷。
表1-2
材料类型 固溶处理制度 时效制度
热加工用热轧（或锻制）棒材 1080℃±10℃，8h，空冷 700℃±5℃,16h,空冷或750℃±5℃,4h,空冷
热加工用热轧（或锻制）棒材 按制度①或②进行①1080℃±10℃,保温时间按表1-3规定，油冷或水冷或空冷。（正常情况，d≥40mm，油冷）②1080℃±10℃,保温时间按表1-3规定，空冷+1080℃±10℃，保温30min，水冷 
冷拉棒材 1080℃±10℃,保温时间按表1-4规定，水冷或空冷。 
表1-3
直径/mm 保温时间/h 直径/mm 保温时间/h
≤3 1 >6～12.5 4
>3～6 2 >12.5 8
表1-4
直径或较小截面尺寸/mm 保温时间/min 直径或较小截面尺寸/mm 保温时间/min
≤15 15～30 >15～25 30～45
1.6GH80A品种规格与供应状态供应直径d20～55mm的叶片用热轧棒材、直径不大于300mm的热轧或锻制棒材。
冷拉棒材供应直径8～45mm圆棒及内
 GH80A 不锈钢管 订做 
 GH80A 随着航空科学技术的进步和发展,航空发动机的性能不断日益完善和提高,正朝着高推重比、高推力和低油耗、长使用寿命的方向发展。与十年前相比,航空发动机的功率提高了25%,推重比达到(12~15),燃油消耗降低了30%~50%,涡轮进口温度超过了2000??。做为航空发动机核心部分的涡轮(工作叶片与涡lunpan),它的工作条件是相当恶劣,各种发动机用整体铸造叶轮,,其涡轮工作叶片同时承受高温、燃气腐蚀、离心力、弯曲应力、热应力、振动和热疲劳的作用,因此要求叶片除了应具有良好的kangyang化性、耐腐蚀能力和足够高的强度外,还应具有良好的机械疲劳、热疲劳性能以及足够的塑性和冲击韧性。而涡lunpan部分虽然工作温度比工作叶片低,但其应力条件异常复杂,轮毂和辐板等各部位所受应力、温度、介质作用程度不同,因此对涡lunpan的基本性能要求为:高的屈服强度、抗拉强度和塑性,足够的持久、蠕变强度和低循环疲劳强度,良好的耐蚀性能和组织稳定性。基于对涡轮的工作叶片和涡lunpan的不能要求,大中型航空发动机的涡轮制造方法是将涡lunpan和工作叶片分别单独制造,然后机械加工装配在一起形成涡轮。这种制造方法可以有针对性的将工作叶片和涡lunpan选用不同的合金材料。一般采用GH高温合金系列和K高温合金系列精铸而成。

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GH80A 加工类型：对单面或双面进行刷磨或亚光抛光

GH80A 状态特点：无方向纹理、不反光

GH80A 主要内容：需方可zhi定抛光带的等级或表面粗糙度。由于抛光带的等级或表面粗糙度的不同，表面所呈现的状态不同。这种表面适用于延伸产品还需进一步加工的场合，若钢材或钢板制成的产品不进行加工或抛光处理时，建议用4号表面。

 

GH80A将镍及镍合金板经熔炼、铸锭、平辊轧制加工成单张或成卷加工材的过程。镍及镍合金具有熔点高、热稳定性好、耐蚀、强度高、加工性能良好等优点。镍合金板带材广泛用于精密仪表、电子、yi liao器械、航天航空等工业部门。热轧板厚度5～20mm，冷轧板厚度0．5～10mm，宽度不大于1000mm；带材厚度0．05～1．5mm，宽度一般不大于300mm。镍及镍合金板带的基本生产工艺流程

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 GH80A 随着航空科学技术的进步和发展,航空发动机的性能不断日益完善和提高,正朝着高推重比、高推力和低油耗、长使用寿命的方向发展。与十年前相比,航空发动机的功率提高了25%,推重比达到(12~15),燃油消耗降低了30%~50%,涡轮进口温度超过了2000??。做为航空发动机核心部分的涡轮(工作叶片与涡lunpan),它的工作条件是相当恶劣,各种发动机用整体铸造叶轮,,其涡轮工作叶片同时承受高温、燃气腐蚀、离心力、弯曲应力、热应力、振动和热疲劳的作用,因此要求叶片除了应具有良好的kangyang化性、耐腐蚀能力和足够高的强度外,还应具有良好的机械疲劳、热疲劳性能以及足够的塑性和冲击韧性。而涡lunpan部分虽然工作温度比工作叶片低,但其应力条件异常复杂,轮毂和辐板等各部位所受应力、温度、介质作用程度不同,因此对涡lunpan的基本性能要求为:高的屈服强度、抗拉强度和塑性,足够的持久、蠕变强度和低循环疲劳强度,良好的耐蚀性能和组织稳定性。基于对涡轮的工作叶片和涡lunpan的不能要求,大中型航空发动机的涡轮制造方法是将涡lunpan和工作叶片分别单独制造,然后机械加工装配在一起形成涡轮。这种制造方法可以有针对性的将工作叶片和涡lunpan选用不同的合金材料。一般采用GH高温合金系列和K高温合金系列精铸而成。