镍基高温合金钢带圆棒板材gh3128机加工

镍基高温合金钢带圆棒板材gh3128机加工

镍基高温合金钢带圆棒板材gh3128机加工

一、概述

GH3128是以钨、钼固溶强化并用硼、铈、锆强化晶界的镍基合金，具有高的塑性，较高的持久蠕变强度以及良好的抗氧化性和 冲压、焊接等性能。其综合性能优于GH3128和GH3536等同类镍基固溶合金。适合于制造在950℃下长期工作的航空发动机的 燃烧室火焰筒、加力燃烧室壳体、调节片及其他高温零、部件，主要产品为冷轧薄板，也可供应热轧板、棒材、锻件、丝材和管 材。

1.1 GH3128 材料牌号 GH3128(GH128，红星Ⅱ号)

1.2 GH3128 相近牌号

1.3 GH3128 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 3317-1998 《航空用高温合金热轧板规范》

1.4 GH3128 化学成分 见表1-1。

表1-1 %

注：B、Ce、Zr按计算量加入。

1.5 GH3128 热处理制度 交货状态固溶温度为1140～1180℃，空冷。高温性能经1200℃补充固溶处理后进行检验。

1.6 GH3128 品种规格和供应状态 供应的冷轧薄板δ0.8～4.0mm、热轧板δ4～14mm、冷拉焊丝d0.3～10mm。冷轧板和热

轧板于固溶和酸洗后供应；焊丝于冷拉、半硬或固溶和酸洗状态供应。

1.7 GH3128 熔炼和铸造工艺 非真空或真空感应炉加电渣重熔。

1.8 GH3128 应用概况与特殊要求 合金适用于制造在950℃以下工作的航空发动机燃烧室和加力燃烧室零部件，使用效果良好。

二、GH3128 物理及化学性能

2.1 GH3128 热性能

2.1.1 GH3128(GH128) 熔化温度范围 1340～1390℃[1]。

2.1.2 GH3128(GH128) 热导率 见表

2.1.3 GH3128 线膨胀系数 见表2-2。

2.1.4 GH3128 热扩散率 见表2-3。

表2-2[2]

2.2 GH3128密度 ρ=8.81g/cm3[2]。

2.3 GH3128电性能 电性阻率表2-4。

2.4 GH3128磁性能 合金无磁性[3]。

表2-3[2]

表2-4[2]

2.5 GH3128化学性能

2.5.1 GH3128抗氧化性能 合金在空气介质中试验100h后的氧化速率见表2-5。

表2-5[1]

2.5.2 耐腐蚀性能 海洋性燃气腐蚀性能见表2-6。

表2-6[3]

注：试验条件是空气与燃料之比为39：1，盐氛浓度为106×10-6，燃料为0号柴油。

三、GH3128力学性能

GH3128标准规定的性能见表3-1。

表3-1

注：持久性能的初次检验按规范Ⅰ进行。按规范Ⅰ进行检验不合格时，允许按规范Ⅱ重新检验。

四、GH3128(GH128) 组织结构

4.1 GH3128相变温度

4.2 GH3128时间-温度-组织转变曲线 μ相的析出曲线见图4-1。

4.3 GH3128合金组织结构 合金在固溶状态为单相奥氏体组织，含有少量细小均匀分布的TiN和M6C。在长期时效过程中析出    M6C、μ、αw和M23C6相。μ相的析出温度范围是700～1050℃，最析出量为3.49%。M23C6相在700～800℃时效后析    出，析出量仅为0.14%。aw相是在900℃长期时效后发现的，200h达到析出高峰，其量为0.86%。断续延长时效时间，板出量    下降。时效时间对析出量的影响见图4-2。

五、 GH3128（GH128）工艺性能与要求

5.1 GH3128成形性能

5.1.1 GH3128板材反复弯曲和冲压性能见表5-1。

5.1.2 GH3128加工工艺参数 钢锭锻造时装炉温度不高于700℃，加热温度为1160℃±10℃，    终锻温度大于900℃；板坯轧制加热温度为1170℃±10℃，终轧温度大于900℃；薄板热轧加热温度为1140～1180℃，终轧温    度大于800℃。冷轧总压下率为30%～50%。

表5-1[1]

5.2 GH3128焊接性能 板材焊接性能良好，可采用氩弧焊、缝焊和点焊等方法焊接，均能得到满意的焊接接头质量，接头强度系    数大于90%，该合金可与GH3044、GH3039、GH1140、GH3030和1Cr18Ni9Ti等板材焊接。

5.2.1 GH3128焊接工艺参数

5.2.1.1 GH3128手工氩弧焊对接工艺参数见表5-2。

表5-2[2]

5.2.1.2 GH3128缝焊工艺参数见表5-3。

表5-3[2]

5.2.2 GH3128手工氩弧焊和缝焊接头的力学性能见表5-4。

表5-4[2]

注：板厚δ1.5mm。

5.3 GH3128零件热处理工艺 航空发动机加力燃烧室零部件的固溶处理温度为1200℃±10℃，空冷；燃烧室火焰筒零部件的固    溶温度为1160℃±10℃，空冷；零件多次冲压成形时的中间处理温度为1100℃±20℃，保温时间根据零件厚度和装炉情况确    定。

5.4 GH3128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。