GH3044高温合金价格/化学成分/圆棒

GH3044简介：

该合金是体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，并具有优秀的抗氧化性和杰出的冲压、焊接工艺性能，适宜制造在900℃以下长时间工作的航空发起机主燃烧室和加力燃烧室零部件以及隔热屏、导向叶片等。

GH3044化学成分：
碳 C: ≤0.10
铬 Cr: 23.5～26.5
钼 Mo: ≤1.50
镍 Ni: 余量
钨 W: 13.0～16.0
铝 Al: ≤0.50
铌 Nb: —
钛 Ti: 0.30～0.70
铁 Fe: ≤4.0
硅 Si≤: 0.80
锰 Mn≤: 0.50
磷 P: 0.013
硫 S: 0.013
其他(％): —

GH3044密度：8.89g/cm3

GH3044 金相安排结构：
该合金在1200℃固溶后，基本上是单相奥氏体和少数的MC和M23C6型碳化物。

GH3044工艺性能与要求：
1、该合金板材有杰出的冲压工艺性能。钢锭锻造加热温度1170℃，终锻900℃。
2、该合金的晶粒度均匀尺度与锻件的变形程度、终锻温度密切相关。
3、合金可以用氩弧焊、点焊、缝焊及钎焊等方法焊接。

GH4033镍基合金是以镍、铬为首要成分,并添加铝、钛合金元素,从而在安排中构成γ′弥散强化相的一种高温合金,在700~750℃具有较高的强度,在900℃以下具有杰出的抗氧化性能[1-2],首要用于制造航空发起机中燃烧室、涡轮等热端零部件。结合环是航空发起机上的热端部件,其首要作用是固定Ⅱ级涡轮导向叶片的下缘板轴颈。

假如结合环产生开裂,则会使Ⅱ级涡轮导向叶片掉落。在高压气流的作用下,掉落的叶片会打伤Ⅱ级涡轮叶片和发起机上的尾喷管、加力部件,或者打穿机匣,从而造成发起机空中泊车,并导致等级事端的产生[3-6]。在对某航空发起机大修分化查看时发现,其间一个Ⅱ级涡轮导向器结合环呈现严峻变形及开裂现象,该失效结合环的资料为GH4033镍基合金。

为了防止此问题的再次产生,作者经过理化查验和结构剖析,对结合环的变形和开裂原因进行了剖析,并提出了相应的改进办法。1理化查验及成果1.1微观描摹结合环侧外表共有38个装置孔,且所有装置孔均为直孔结构。

装配时,Ⅱ级涡轮导向叶片的轴颈固定在装置孔中。

由图1和图2可以看出,该结合环的变形和开裂首要表现在:(1)与38个装置孔方位相对应的零件上下端面(轴向)均有显着的凸起特征;(2)38个装置孔中有4个孔变形严峻,测得其间1个装置孔的尺度约为11.2mm×8.7mm(轴向×周向),另外34个装置孔也有一定的变形,测得其间1个装置孔的尺度约为10.1mm×9.6mm(轴向×周向);(3)在4个严峻变形装置孔附近,结合环有显着的向零件圆心凹陷变形的痕迹,且局部呈平直状,同时在这4个装置孔边际,结合环有显着的揉捏磨损痕迹和金属堆积现象。图1失效结合环的外观描摹

Fig.1根据上述结合环的变形和开裂特征,选取以下3个试样进行剖析:(1)对结合环上一个严峻变形装置孔沿轴向切开后,观察其内外表损伤描摹,并将该试样记作1#试样;(2)对另一个严峻变形装置孔沿周向切开后,观察其内外表裂纹及损伤状况,并将该试样记作

2#试样;(3)对一个轻微变形装置孔沿轴向切开后,观察孔内损伤状况,并将该试样记作3#试样。由图3可知,1#试样装置孔边际约有4/5圆周方位存在显着的金属沿孔内堆积的现象,且在该装置孔内外表有显着的机加工痕迹。由图4可知:2#试样装置孔边际约有

1/2;在金属堆积方位存在2条裂纹,裂纹沿装置孔深度方向散布,长度均为6mm左右;该装置孔内机加工痕迹不显着。由图5可知:3#试样装置孔边际未见显着金属堆积现象;装置孔内2/3面积存在严峻的揉捏磨损痕迹,剩余1/3面积可见原始周向机工加痕迹。

在某航空发起机大修分化查看时发现,其Ⅱ级涡轮导向器结合环呈现了严峻变形及开裂现象,选用微观和微观描摹观察、断口剖析、化学成分剖析、硬度测试等方法对其变形及开裂原因进行剖析。成果表明:结合环装置孔内外表裂纹为高周疲惫裂纹;导向叶片轴颈和结合环装置孔的合作空隙及导向叶片下缘板间的空隙偏小,且导向叶片和结合环的

线膨胀系数不同,使得在高温工况下轴颈不能在装置孔内自在移动,在热应力作用下,结合环向中心揉捏而产生变形并构成疲惫裂纹源;由温度改变引起的空隙周期性改变是导致疲惫裂纹扩展的首要原因;恰当减小Ⅱ级涡轮导向叶片轴颈尺度,以增大其与结合环装置孔的合作空隙并恰当增大导向叶片下缘板间的空隙,可防止此类故障的产生。