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GH132高温合金导磁吗？

一、概述

GH2132是Fe-25Ni-15Cr基高温合金，加入钼、钛、铝、钒及微量硼综合强化。在650℃以下具有高的屈服强度和持久、蠕变强度，并且具有较好的加工塑性和满意的焊接性能。适合制造在650℃以下长期工作的航空发动机高温承力部件，如涡轮盘、压力机盘、转子叶片和紧固件等。该合金可以生产各种形状的变形产品，如盘件、锻件、板、棒、丝和环形件等。 优质GH2132合金，是在GH2132合金基础上发展而来，只要是提高合金纯洁度，限制气体含量，控制低熔点元素含量，并调整热处理制度，从而使合金的热强性和长期使用性能提高。

1.1 GH2132?材料牌号GH132

1.2 GH2132?相近牌号 ?A286,UNSS66286(美国),ZbNCT25(法 国),P.Q.A286(美国)

1.3 GH2132?材料的技术标准

GJB 2611-1996 《航空用高温合金冷拉棒材规范》

GJB 2612-1996 《焊接用高温合金冷拉丝材规范》

GJB 3020-1997 《航空用高温合金环坯规范》

GJB 3065-1998 《航空承力件用高温合金热轧和锻制棒材规范》

GJB 3167-1998 《冷镦用高温合金冷拉丝材规范》

GJB 3317-1998 《航空用高温合金热轧板规范》

GJB 3782-1999 《航空用高温合金锻制圆饼规范》

GB/T 14996-1994 《高温合金冷轧薄板》

Q/3B4071-1993 《YZGH2132合金热轧棒材》

Q/6S1032-1992 《高温紧固件用YZGH2132合金棒材》

1.4 GH2132?化学成分GH2132合金化学成分见表1-1，优质GH2132合金化学成分见表1-2。

二、GH2132 物理及化学性能

2.1 GH2132?热性能

2.1.1 GH2132?熔化温度范围 ?1364-1424℃[1]。

2.1.2 GH2132?热导率见表2-1。

四、GH2132组织结构4.1 相变温度

4.2 时间-温度-组织转变曲线 GH2132合金中η-Ni3Ti相的析出动力学曲线见图4-1。

4.3 合金组织结构 GH2132合金在标准热处理状态下，在γ基体上有球状均匀弥散分布的Ni3（Ti，Al）型γ′相以及TiN,TiC，晶界有微量M3B2，晶界附近可能有少量η相和L相。合金硅、硫含量较高时，会有G相、Y相在晶界析出。长期时效或使用后是否有σ相析出，与合金成分有关。近年来采用相分析

计算方法提出了如下简化公式：

ΔNv′=Ni－3Ti－3.5Al－1.7Si－0.9Cr－4.7[1]

注：元素符号表示该元素在合金中的重量百分比。当ΔNV′>0

时，无σ相析出。

γ′相的溶解温度为830～850℃，开始析出温度在650℃左右，700～730℃析出最多。标准热处理后γ′相数量约为合金重量的2%～3%，直径约10～20nm，其化学组成近似(Ni0.93Fe0.04Cr0.03)2.73(Ti0.83Al0.17)。550～650℃长期时效后，γ′相数量稍微增加，尺寸略微长大。当合金中ω(Al)>0.4%时，就有可能出现胞状γ′相。

TiC,TiN的数量约占合金重量的0.25%，基本上不参与合金热处理过程的组织转变。TiC在1180℃以上才开始溶解，TiN则更不易溶解。

η相形成的温度区间约在700～900℃之间，析出温度与合金Ti含量相关。

M3B2相在1040～1080℃固溶时已大量溶解，至1180～1210℃可完全溶解，M3B2在650℃时效已有析出。

L相在950～990℃之间股溶蚀溶解，析出峰在850℃左右。G相在982℃以上开始溶解，至1120℃可完全溶解，析出峰在850℃左右。σ相析出温度在650～900℃之间，析出峰在750～850℃左右。G、σ和η相的出现对合金性能起损害作用。

5.1.2 合金锻造开坯加热温度1080～1140℃，终锻温度高于900℃。水压机开坯时加热温度1110℃，停压温度高于950℃；模锻开压温度为1100℃，停压温度高于930℃。环件轧制加热温度1130～1150℃，终轧温度高于900℃。棒材及型材轧制温度1080～1140℃，终轧温度高于900℃。

5.2 焊接性能 合金具有满意的焊接性能，可用氩弧焊、点焊、缝焊紧进行焊接。合金于固溶状态进行焊接，焊后进行时效处理。

5.2.1 手工和自动钨极对接氩弧焊规范见表5-1。推荐采用HGH113焊丝和较小的焊接能量输入。

5.2.2 自动钨极脉冲氩弧焊对焊规范见表5-2。

5.2.3 缝焊规范见表5-3。

5.2.4 焊后进行时效处理的氩弧焊对接接头的强度系数大于90%。

5.3 零件热处理工艺 固溶温度980～1000℃，根据零件截面厚度温度保温不同时间后进行空冷、油冷或水冷后，再在700～720℃时效12～16h后空冷。优质GH2132合金制零件的热处理工艺为：固溶900℃±10℃，1～2h，油冷＋时效750℃±10℃，16h，空冷。

5.4 表面处理工艺 在高温下工作的零件可采用W-2珐琅涂层涂层进行有效的保护.

GH1131什么材料及化学成分

GH1131(GH131)固溶强化的高性能铁基高温合金，

GH1131是一种以钨、钼、铌、氮等元素复合固溶强化的高性能铁基高温合金，含镍量约为28%，但其热强性水平却与GH3044合金。?合金具有良好的热加工塑性和焊接、冷成型工艺性能。主要品种主要产品?有冷轧薄板、热轧中板、棒材、扁钢和丝材等。可用于制作在700～1000℃短时工作的火箭发动机和在700病理学750℃长期工作的航空发动机的高温部件。

GH1131(GH131) 热处理制度

热轧板和冷轧薄板为：1130～1170℃，空冷；棒材为：1160℃±10℃，空冷处理。

GH1131(GH131) 品种规格与状态

冷轧薄板、热轧板、棒材、焊丝等。热轧板和冷轧薄板经固溶处理、酸洗、矫正及切边后供应；棒材不经热处理供应；焊丝于冷拉状态、热处理及酸洗状态或半硬态供应。

GH1131(GH131) 熔炼与铸造工艺?

合金采用非真空感应炉加电渣重熔或电弧熔炼加电渣重熔工艺生产。

GH1131(GH131) 应用概况与特殊要求?

该合金主要用作火箭发动机高温部件。在航空发动机上，已制成加力燃烧室可调喷口壳体和调节片等零部件，并投入生产。与同类用途的镍基合金相比，合金的高温抗氧化性的组织稳定性较差，在700～900℃长期使用后室温塑性下降，成形性能变差。

1.1、材料牌号?GH1131(GH131)

1.2、GH1131(GH131) 相近牌号

Х21Н28В5М3БАР，ЭЛ126，ВЖ100(俄罗斯)

1.3、GH1131(GH131) 材料的技术标准

GB/T14992-1994 《高温合金牌号》

GB/T14995-1994 《高温合金热轧钢板》

GJB 1952-1994 《航空用高温合金冷轧薄板规范》

GJB 2612-1996 《焊接用高温合金冷拉丝材规范》

YB/T5245-1993 《普通承力件用高温合金热轧和锻制棒材》

GH1131 - 4、组织结构?　　

4.1、相变温度

4.2、时间-温度-组织转变曲线

4.3、合金组织结构

合金在固溶状态的组织除奥氏体基体外，还有一次Z向[(W,Nb)CrN]和微量NbC，其总量约占合金的1.43%，以杂质式均匀分布。合金经700~950℃，20h长期时效后，析出L相和少量M6C相，Z向也有补充析出，但随着时效时间的延长，析出变化不大。L相属FeMo型，800℃是L相的析出高峰，900℃开始回溶。M6C在950℃时效时析出量较多，其他时效温度的析出量不变。

GH1131 - 5、工艺性能与要求?　　

5.1、成形性能

钢锭锻造加热温度为1120℃±20℃，开锻温度大于980℃，终锻温度不低于900℃，一次加热的变形程度为40%。板坯轧制加热温度为1150℃±20℃，开轧温度大于1050℃，终轧温度不低于900℃，最后一道压下率不小于10%，薄板热轧的粗轧加热温度为1160℃±10℃，精轧加热温度为1060℃±10℃，开轧温度大于1000℃，终轧温度不低于800℃，热轧的火次及道次不限。中间淬火温度为1150℃±10℃。冷轧压下率为20%~30%，平整量为1%~3%　　

5.2、焊接性能

合金具有良好的焊接性能，可采用点焊，缝焊和氩弧焊等方法进行连接，并可获得伴以的接头温度。该合金可与GH3030,GH3039,GH3044和GH1140等合金焊接，接头性能良好。

5.3、?零件热处理工艺

板材零件的最终热处理温度为1150℃±10℃或1080℃~1120℃，中间热处理温度为1000℃±10℃。空冷。

5.4、表面处理工艺

合金薄板在软化热处理和成品热处理后，未清除板的氧化皮均需进行碱、酸洗，而对成品热处理的薄板进行碱、酸洗外，还要进行白化处理。

GH3044什么材料及化学成分

GH44是固溶强化镍基抗氧化合金，在900℃以下具有高的塑性和中等的热强性，并具有优良的抗氧化性和良好的冲压、焊接工艺性能，适宜制造在900℃以下长期工作的航空发动机主燃烧室和加力燃烧室零部件以及隔热屏、导向叶片，供应的品种有板材、带材、丝材、棒材和环形件等。

1.1 GH44 材料牌号? GH3044

1.2 GH44 相近牌号? ЗИ686，ХН60ВТ，ВЖ98(俄罗斯）

1.3 GH44 材料的技术标准

GJB 1952-1994? 《航空用高温合金冷轧薄板规范》

GJB 2612-1996? 《焊接用高温合金冷拉丝材规范》

GJB 3020-1997? 《航空用高温合金环坯规范》

GJB 3165-1998? 《航空承力件用高温合金热轧和锻制棒材规范》

GJB 3317-1998? 《航空用高温合金热轧板材规范》

GJB 3318-1998? 《航空用高温合金热轧带材规范》

1.4 GH44 化学成分? 见表1-1。

注：GJB2612-1996还规定ω（Cu）≤0.20%；GJB3317-1998和GJB3318-1998规定ω(Cu)≤0.07%。

1.5 GH44 热处理制度 热轧和冷轧板及带材供应状态的固溶处理温度为1120~1160℃，空冷，供应状态进行材料性能检验。

1.6 GH44 品种规格和供应状态 可供应δ4~14mm热轧板，δ0.5~4mm冷轧板、δ0.1~0.8mm带材、直径d0.3~10mm、d20~300mm棒材和各种直径的环形件。板材和带材于固溶、酸洗、切边后供应；丝材于冷拉、固溶酸洗或半硬态供应，棒材和锻件不经热处理供应。

1.7 GH44 熔炼和铸造工艺 合金采用电弧炉、非真空感应炉或真空感应炉+电渣重熔或真空电弧重熔工艺熔炼。

1.8 GH44 应用概况与特殊要求 合金用于制作航空发动机住燃烧室和加力燃烧室的板材冲压和焊接结构件以及安装边、导管和导向叶片等零部件。

二、GH44 物理及化学性能

2.1 GH44 热性能

2.1.1 GH44(GH44)? 熔化温度范围? 1352~1375℃[1]。

2.1.2 GH44(GH44)? 热导率? 见表2-1。

2.1.3 GH44 比热容 见表2-2。

2.1.4 GH44 线膨胀系数 见表2-3。

2.2 GH44密度? ρ=8.89g/cm3。

2.3 GH44电性能?

2.4 GH44磁性能? 合金无磁性。?

2.5 GH44化学性能

2.5.1 GH44抗氧化性能?

2.5.1.1 在空气介质中试验100h后的

氧化速率和沿晶氧化深度见表2-4。

2.5.1.2 高温氧化动力学曲线件图2-1。

三、GH44力学性能

技术标准规定的性能见表3-1。

注：①900℃σb≥185MPa的板材允许交货。

②允许在850℃进行拉伸试验，σb≥265MPa，δ≥30%，不合格时按900℃进行拉伸仲裁试验。另外还应在850℃，σb=80MPa下进行持久试验， 报实测数据。

③厚度≤0.25带材的室温σb≥660MPa，δ5实测。

④棒材应在900℃ σb=70MPa下进行持久试验，t≥23h。

四、GH44(GH44) 组织结构

4.1 相变温度

4.2 时间-温度-组织转变曲线

4.3 合金组织结构 经1200℃固溶后，基本上是单相奥氏体和少量的MC和M23C6型碳化物。经700~900℃长期时效后。MC变化不大，M23C6呈链状分布在晶界，随时效时间的增长，析出

量增多，颗粒长大；同时在晶内和晶界又有WCr固溶体补充析出，呈颗粒状，随时效时间的延长，数量逐渐增加，尺寸不断长大[2,7,11]。

有关技术标准规定，冷轧薄板供应状态的晶粒度应在4~8级范围内。

五、 GH44（GH44） 工艺性能与要求

5.1 成形性能

5.1.1 钢锭锻造加热温度为1170℃±10℃，终端温度不低于900℃。板坯轧制加热温度1190℃±10℃，薄板热轧加热温度1130℃±10℃，终轧温度不低于800℃；薄板冷轧总压下率30%左右。

5.1.2 板材具有良好的冲压件工艺性能。冷轧薄板供应状态的极限深冲系数为K极限=2.06。

5.2 焊接性能 合金具有良好的焊接性能，可以用氩弧焊、点焊、缝焊及钎焊等方法焊接。氩弧焊时熔池流动性较差，但裂纹倾向性较小。接触焊时核心内较易形成结合线伸入及缩孔，一般宜采用较大的电极和较低的焊接速度。合金可与1Cr18Ni9Ti,GH3030,GH3039和GH1140等合金组合进行焊接。

5.2.1 手工氩弧焊规范见表5-1。

5.2.2 缝焊规范见表5-2。

注：焊前状态为固溶、机械抛光。

5.2.3 焊接接头的力学性能见表5-3。

5.3 零件热处理工艺 中间热处理温度为1140℃±10℃，保温3~5min，空冷。最终热处理温度根据零件工作条件决定，对要求良好的热疲劳性能的零件与1150℃固溶，保温3~5min，空冷；对要求有较高热强行的零件于1200℃固溶，保温3~5min，空冷。

5.4 表面处理工艺 在高温下工作的零件可采用W-2珐琅涂层进行有效的保护。