GH145镍基高温合金的热处理工艺探讨

一、前言燃气轮机中透平动叶片是整个机组中关键零件,其材料的选用和热处理制度将直接影响到整个机组的性能和使用寿命。我厂根据设计的机组性能要求,对动叶片采用了与Inconel X-750性能近似的GH145高温合金。高温合金的热处理规范对材料的力学性     

GH145镍基高温合金的热处理工艺探讨

<正> 一、前言燃气轮机中透平动叶片是整个机组中关键零件,其材料的选用和热处理制度将直接影响到整个机组的性能和使用寿命。我厂根据设计的机组性能要求,对动叶片采用了与Inconel X-750性能近似的GH145高温合金。高温合金的热处理规范对材料的力学性能有着极其重要的影响,当其化学成分范围确定之后,合金的机械性能主要取决于热处理工艺参数的选择。对于强沉淀硬化型耐热合金尤其是这样。GH145镍基高温合金经     

GH36、GH132合金过剩相偏析引起的锻造缺陷

GH16、GH132合金中的过剩相因冶炼工艺欠当会引起严重偏析和多种锻造缺陷。本文就其偏析形式和锻造缺陷的形貌、成因进行了说明。     

涡轮盘高温合金的低循环疲劳性能

本文研究了四种航空发动涡轮盘高温合金的低循环应变疲劳性能,结果表明,在600、650℃空气介质中,当总应变范围Δε_T<1.51%时,GH132合金的疲劳性能优于GH36合金;600、700℃下,GH33A优于GH33合金。GH36表现为循环硬化;GH132基本属循环软化;GH33和GH33A合金出现多次循环硬化-软化现象。所有合金的Δε_T-N_f关系曲线在双对数坐标中呈线性关系,其高温低循环应变疲劳寿命可以Δε_TN_f~α=C方程来估算。     

采用普通铣削工艺加工GH864高温合金动叶片

烟气轮机是我厂的主要产品,是炼油厂能量回收的重要装置。动叶片作为烟气轮机的重要零件,直接决定着整台设备的运转质量。由于高温合金GH864在540℃~815℃温度范围内具有良好的耐燃气腐蚀能力、较高的屈服强度和疲劳性能,且工艺塑性好,组织稳定,能够满足烟气轮机动叶片的工作条件,因此设计用GH864高温合金作为动叶片材料。由于高温合金GH864的切削加工难度较大,因此通常采用M42高性能钴高速钢刀具加工。而我厂动叶片的年产量较大(2000片以上),用价格昂贵的M42刀具加工缺乏经济性。为了降低动叶片的加工成本,我们考虑采用标准W18Cr4V铣刀。为了解决W18Cr4V铣刀加工高温合金时寿命短、功效低的问题,我们通过反复试验,合理选择几何参数和切削用量,选择适当的切削液,并对W18Cr4V铣刀进行二次刃磨,提高刀具利用率,成功实现了用普通铣削工艺加工高温合金动叶片。1GH864高温合金的特点(1)GH864高温合金的机械性能GH864高温合金中Ni含量51.7%以上,Ni、Cr元素总含量高达72.69%,因此该合金具有较好的高温强度、抗拉强度和延伸率,其机械性能相当于美国waspolly合金(见表1)。表1GH86...     

GH2136锻造过程对晶粒度的影响

高温合金由于合金化程度高,并且没有同素异构转变,所以它的晶粒度主要受锻造变形的控制.讨论了GH2136锻造工艺过程对晶粒度的影响,为高温合金的锻造工艺提供参考.     

低镍奥氏体铸造耐热钢(731)合金

本文介绍了一种高碳低镍的铸造高温铁基合金(731合金),较详细地叙述了该合金的成分和组织、高温性能、工艺性能以及在径流式中、高参数柴油机增压器中实际使用,获得满意效果。并推荐可用作轴流式增压器单片铸造叶片、燃气轮机铸造叶片以及汽车燃气轮机动叶片。     

燃气轮机用GH4698合金涡轮盘的制造

我国最新研制的大型舰用燃气轮机3～6级涡轮盘均采用GH4698合金,涡轮盘直径达到1.2m,国外采用7.5万吨模锻水压机锻造成型,而国内GH4698合金大型涡轮盘采用国内最大的3万吨模锻水压机和100t/m对击锤,成功地模锻出GH4698合金涡轮盘.组织和性能系统检验结果证明,国产GH4698合金大型涡轮盘性能已达到或超过进口涡轮盘水平.     

透平叶片Fe-Ni基高温合金长期稳定性问题

本文阐述了透平叶片材料Fe-Ni基高温合金在使用过程中组织和性能的变化特征。认为限制合金使用寿命的主要因素是它的组织不稳定性。当使用温度超过某极限值时,组织内将发生γ′相的转化或析出片状的TCP相,从而使性能严重恶化。但只要能掌握TCP相析出的规律,就可以大胆选用Fe-Ni基高温合金作为透平叶片材料。     

在蠕变—疲劳条件下评估固溶温度对GH135合金性能的影响

就GH132合金在900℃和980℃的固溶温度下的高温拉伸性能、常规持久、高温低周疲劳和蠕变-疲劳交互作用性能进行了对比试验研究。提出了一种简便的评估固溶温度在蠕变-疲劳条件下对合金性能影响的方法。应用这种方法,可以为合金选定适合在蠕变-疲劳条件下工作的固溶温度。这种方法也可用于新材料研制、选材和对其它工艺参数的筛选。     

GH4169和K4169切削加工性能对比研究

GH4169与K4169分属变形镍基高温合金和铸造镍基高温合金，具有不同的成型工艺和热处理状态。开展了非涂层硬质合金刀具干切削GH4169和K4169的对比试验，从切削力、刀具磨损方面揭示了两种材料加工性能的差异，从力学性能及显微组织两方面解释了差异产生的原因。结果表明，试验各组参数下，两种材料切削力无显著差别；随着切削速度和进给量的增加，切削GH4169时刀具磨损形式由刀尖磨损过渡到后刀面均匀磨损最后转变成沟槽磨损，切削K4169时刀具失效形式主要为后刀面均匀磨损和沟槽磨损，并未出现严重的刀尖磨损，K4169组织中的C化物等硬质点是导致其切削力波动较大及刀具产生沟槽磨损的主要原因。     

锻造加热不当引起GH132合金持久强度降低

GH 132合金的过烧,将导致各项性能降低和一系列组织变化。若经多次热加工,这些变化将变得更加复杂。本文对多次热加工后的过热合金的持久性能不合格原因及矫正措施作了论述。     

高温合金GH4169疲劳裂纹尖端组织观察

本文通过透射电镜观察分析了高温合金GH4169疲劳裂纹尖端的组织,比较了裂纹附近组织与基体组织的异同,对深入探索GH4169合金裂纹形成机制具有重要意义。研究结果表明：GH4169合金裂纹两侧及裂纹前端存在大量挛晶,挛晶主要分布在距裂纹表面10-20um深度范围内;对这种高温合金而言,高应变速率下,孪生是主要变形机制之一;用高分辨电镜观察裂纹截面试样,发现挛晶层与裂纹表面之间还有一层多晶组织,主要由GH4169合金中的面心立方结构Y相组成,多晶层厚度约200—500nm。     

时效后GH4169小孔丝锥的设计

GH4169镍基高温合金是航天发动机高温系统中应用广泛的高温结构材料，但它的切削加工性能极差，若以正火状态45钢的切削加工性为Kv=1，则高温合金的切削加工性Kv=0．2～0．5，而镍基高温合金的Kv=0．2。GH4169镍基高温合金的切削加工特点主要表现为强度高、塑性大、切削抗力大、冷作硬化严重、切削温度高，刀具在加工过程中磨损剧烈，其中最难的当属攻丝，尤其是时效后的小孔攻丝加工。时效后GH4169小孔攻丝是航天系统未能解决的加工难题。     

基于响应曲面法的GH4169镍基高温合金干车削参数优化试验

GH4169镍基高温合金具有优异的高温强度、塑性、耐腐蚀性和抗疲劳性能,广泛应用于制造航空发动机、燃气轮机的涡轮叶片等高温部件,而其热导率低、导热性差、加工硬化倾向大,是典型的难加工材料。采用正交试验法和响应曲面法,研究了涂层硬质合金刀具干式车削GH4169镍基高温合金的切削力和已加工表面粗糙度。通过正交实验研究了加工参数对切削力和已加工表面粗糙度的影响;通过回归分析建立了加工参数与切削力、已加工表面粗糙度的回归方程,并揭示了切削力、表面粗糙度与切削参数的响应关系;基于正交试验数据,通过多目标规划,优化得到了涂层刀具车削加工GH4169镍基高温合金的切削参数。     

GH4169镍基高温合金表面加工硬化研究

基于高速铣削GH4169镍基高温合金正交试验,借助截面法对每组加工参数下得到的材料表面进行硬度测量,记录并分析所得硬度值。通过分析可知,GH4169镍基高温合金加工性能差,加工硬化程度在110.5%-127.5%之间。通过对正交试验数据的极差分析,得到对其表面加工硬化影响的主次因素依次是铣削速度、切削深度、每齿进给量。并且随着铣削速度的增加,GH4169镍基高温合金的表面加工硬化程度逐渐降低;随着切削深度的增加,高温合金的表面加工硬化程度逐渐升高;每齿进给量对高温合金的表面加工硬化的影响很小。     

高速铣削GH3039高温合金的切削用量研究

GH3039是一种镍基高温合金,对其切削加工时会产生很大的切削力,以至于对刀具磨损、加工精度和生产效率等均产生很大的影响。针对上述问题,提出使用硬质合金刀具来加工这种材料,利用线性回归方法,建立GH3039高温合金的铣削力模型,并通过极差分析得到合理的切削用量,为GH3039高温合金的实际铣削加工提供参考依据。     

热等静压温度对激光选区熔化成形GH3536裂纹和组织性能的影响

利用激光选区熔化(Selective laser melting,SLM)技术制备了GH3536镍基高温合金,研究了不同热等静压(Hot isostatic pressing,HIP)温度对SLM成形GH3536合金裂纹和组织性能的影响。利用X射线衍射仪(X-ray diffraction,XRD)、扫描电镜(Scanning electron microscope,SEM)、电子背散射衍射(Electron backscatter diffraction,EBSD)、电子探针显微分析仪(Electron probe microanalyzer,EPMA)等方式表征了GH3536相组成和组织演变,利用高温持久性能试验机测试合金室温和高温拉伸性能。结果表明：经HIP后,SLM成形GH3536合金相组成保持不变,均为γ相,但晶格常数降低,且随着HIP温度的升高而降低。SLM态合金中存在10～100μm的微裂纹和气孔缺陷,微裂纹主要存在于熔池边界。经HIP后,合金中微裂纹完全消除,但仍存在少量孔洞。GH3536合金经高温高压处理后,晶粒尺寸增大,抗拉强度有所降低。其中SLM态试样室温抗拉强度...     

GH738高温合金涡轮机匣开裂原因

采用形貌观察、成分分析、组织观察、性能测试、热模拟试验等方法对某型航空发动机GH738高温合金涡轮机匣开裂的原因进行了分析,探讨了裂纹的性质及产生机理.结果表明:失效机匣中裂纹的性质为疲劳裂纹,裂纹源位于机匣前安装边挂钩外表面.机匣前安装边挂钩处的局部区域温度达到850～900℃,超过了GH738合金的允许使用温度(810℃),导致组织中γ'相体积分数降低,合金的力学性能和抗疲劳性能降低,从而促使了机匣过早疲劳开裂.     

GH37合金激光表面熔凝处理的疲劳性能研究

研究了不同冷凝工艺及不同后续热处理制度下GH37合金激光表面熔凝处理后的疲劳性能及显微组织与断口特征。结果表明,其疲劳寿命可保持在原始材料水平。此工艺可用于同类合金喷气发动机涡轮叶片的修复。