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GH150

发布时间:2021-05-20 16:32:33

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 GH150 


GH2150(GH150)沉淀硬化型变形高温合金
GH2150是Fe-Ni-Cr基沉淀硬化型变形高温合金,使用温度在750℃以下。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。合金在强度高、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。主要产品有热轧中厚板、冷轧薄板、棒材、焊丝、环形件和锻件。
合金已用于制作航空发动燃烧室外套、安装边等高温部件,批产和使用情况良好。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疗件,并经过长期使用考验。
合金在超过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。
元素 C Cr Ni W Mo Al Ti Fe Nb B Zr S P Si Mn
小  14.0 45.0 2.5 4.5 0.8 1.8 Bal 0.9      
大 0.08 16.0 50.0 3.5 6.0 1.3 2.4  1.4 0.01 0.05 0.015 0.015 0.4 0.4
热处理制度
热轧棒材、锻制棒材、锻件:固溶1040℃-1060℃保温1小时,水冷,时效处理750℃保温16-24小时,空冷
密度:8.26
 
GH150
焊接用高温合金 



 GH150 燃烧室使用的主要高温合金以镍基或钴基高温合金为主。例如第三代战斗机F100发动机选用Haynes 188钴基高温合金,F110,F404和F414发动机则选用Hastelloy X 镍基高温合金。但是随着飞机推重比的提高,对燃烧筒材料提出了新的要求。战机燃烧筒主要是镍基高温合金并涂覆陶瓷热胀涂层,并且采用新的燃烧室结构,如F119和F135采用了浮动壁结构,而F136发动机采用了Lamilloy结构。到了第五代战机,多使用Lamilloy结构的高温合金、耐高温1482℃陶瓷复合材料和热胀涂层。因此,为了适应航空发动机新的推重比的要求,全新材料基体和制备工艺的高温合金急需研发出来


 

GH150常用的退火工艺有:
GH150① 完全退火。用以细化中、低碳钢经铸造、锻压和焊接后出现的力学性能不佳的粗大过热组织。将工件加热到铁素体全部转变为奥氏体的温度以上30~50℃,保温一段时间,然后随炉缓慢冷却,在冷却过程中奥氏体再次发生转变,即可使钢的组织变细。
GH150② 球化退火。用以降低工具钢和轴承钢锻压后的偏高硬度。将工件加热到钢开始形成奥氏体的温度以上20~40℃,保温后缓慢冷却,在冷却过程中珠光体中的片层状渗碳体变为球状,从而降低了硬度。
GH150③ 等温退火。用以降低某些镍、铬含量较高的合金结构钢的高硬度,以进行切削加工。一般先以较快速度冷却到奥氏体Z不稳定的温度,保温适当时间,奥氏体转变为托氏体或索氏体,硬度即可降 低。
GH150④ 再结晶退火。用以消除金属线材、薄板在冷拔、冷轧过程中的硬化现象(硬度升高、塑性下降)。加热温度一般为钢开始形成奥氏体的温度以下50~150℃ ,只有这样才能消除加工硬化效应使金属软化。
GH150⑤ 石墨化退火。用以使含有大量渗碳体的铸铁变成塑性良好的可锻铸铁。工艺作是将铸件加热到950℃左右,保温一定时间后适当冷却,使渗碳体分解形成团絮状石墨。
GH150⑥ 扩散退火。用以使合金铸件化学成分均匀化,提高其使用性能。方法是在不发生熔化的前提下,将铸件加热到尽可能高的温度,并长时间保温,待合金中各种元素扩散趋于均匀分布后缓冷。
GH150⑦ 去应力退火。用以消除钢铁铸件和焊接件的内应力。对于钢铁制品加热后开始形成奥氏体的温度以下100~200℃,保温后在空气中冷却,即可消除内应力。
GH150淬火,金属和玻璃的一种热处理工艺。把合金制品或玻璃加热到一定温度,随即在水、油或空气中急速冷却,一般用以提高合金的硬度和强度。通称“蘸火”。将经过淬火的工件重新加热到低于下临界温度的适当温度,保温一段时间后在空气或水、油等介质中冷却的金属热处理。


 
GH150核工业用于制造铀提炼和同位素分离的设备,动力工厂中的无缝输水管、
GH150蒸汽管,海水交换器和蒸发器,liu suan和yan酸环境,原油蒸馏,在海水使
GH150用设备的泵轴和螺旋桨,核工业用于制造铀提炼和同位素分离的设备,
GH150制造生产yan酸设备使用的泵和阀



 GH150 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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