供应GH13|GH130|GH14高温合金 棒料
牌 号 主要特性 应用举例
1.
固
溶
强
化
型
铁
基
合
金 GHl015 这类合金含铬、镍量相对较高，含弥散强化相形成元素(V、Al、Ti)量相对较少。它的热处理主要形式为“固溶处理”，通过固溶处理可达到强化的目的。在零件需要多次冷压加工时，为消除加工硬化、恢复塑性，也要进行固溶处理。零件焊接后通常进行退火处理以消除内应力。由于铬、镍含量较高，故这类合金抗氧化温度较高，一般可达900％以上；但因含弥散强化相形成元素较少，合金中化合物数量较少，故室温强度、高温强度都较低。这类合金固溶处理后的组织为奥氏体，故塑性好，可以冷压成形；由于含碳量少，故焊接性亦好这类合金主要用来制作形状复杂、冷压成型、受力不大，但要求抗氧化能力较高的高温零件，其中*典型的零件是涡轮发动机的燃烧室 900℃以下的涡轮发动机的燃烧室、加力燃烧室等零件
GHl016 700～900％的涡轮发动机的燃烧室、加力燃烧室等零件
GHl035 750～800℃的涡轮发动机的燃烧室和加力燃烧室
GHl040 800℃以下的燃烧室、加力燃烧室和700~C以下的涡轮盘、轴及叶片材料
GH1131 900℃以下的涡轮发动机的燃烧室、加力燃烧室和其他高温部件
GH1140 800～900℃的涡轮发动机的燃烧室、加力燃烧室等零件
2.
时
效
硬
化
型
铁
基
△
口
金 GH2018 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、Al、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、Ni3Al、Ni3Ti，Ni3(Al•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 800℃以下的涡轮发动机的燃烧室、加力燃烧室和其他高温部件
GH2036
GH2038 650℃以下的涡轮盘、环形件和紧固件
700℃以下的涡轮盘、轴和叶片
GH2130 800℃以下的增压涡轮和燃气涡轮叶片材料
GH2132 650～700℃的涡轮盘、环形件、冲压焊接件和紧固零件材料
GH2135 700～750℃的涡轮盘、工作叶片和其他高温部件
GH2136 650～700℃的涡轮盘材料
GH2302 800～850℃的燃气涡轮叶片和
700℃～750℃的燃气轮机叶片等材料
3.
固
溶
强
化
型
镍
基
金 GH3030 特性、用途和相应的固溶强化型铁基合金、时效硬化型铁基合金基本相同。不同之处在于基体的差别。铁基高温合金的基体金属是铁(含铁量约50％左右)，含铬量约10％。23％、含镍量约7％一40％；而镍基高温合金的基体金属是镍，镍含量大于50％ 由于镍含量的提高，故镍基高温合金比铁基高温合金的热强性高，*高工作温度已达到1050℃左右；但其可切削加工性亦随之变差。同时由于它们都含有大量的镍，不符合我国资源情况，应逐步采用铁基高温合金来代替 800℃以下涡轮发动机的燃烧室、加力燃烧室等零件，可用GHll40代
GH3039 800～850℃的火焰筒及加力燃烧室等零件
GH3044 850～900℃的航空发动机的燃烧室及加力燃烧室等零件
GH3128 800～950℃的涡轮发动机的燃烧室、加力燃烧室等零件
4.
时
效
硬
化
型
镍
基
合
金 GH4033 700℃以下的涡轮叶片和750℃以
下的涡轮盘等材料
GH4037 800～850℃的涡轮叶片材料
GH4043 800～850℃的排气门座后卡圈零件和燃气涡轮叶片
GH4049 900℃以下的燃气涡轮工作叶片及其他受力较大的高温部件
GH4133 700～750℃的涡轮盘或叶片
GH4169 350～750℃的抗氧化热强材料
高温合金：GH13 GH14 GH1015 GH130 GH1016 GH2018 GH19 GH22 GH27 GH4033 GH4133 GH1035 GH2036 GH4037 GH3039 GH1040 GH3044 GH4049 GH4169 GH50 GH78 GH80A GH95 |
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