技术文章

GH2132是我国试制的铁基沉淀硬化高温合金，相当于美国A286高温合金。该材料是在650℃下制备的它具有高的屈服强度、持久强度和蠕变强度，并具有良好的加工塑性和满意的焊接性能。这种合金在中国已经用于航空。可广泛应用于现场，适合于650℃以下的生产工作的航空发动机高温承载部件，如涡轮盘、压气机等圆盘、转子叶片和高温紧固件等。

GH2132合金航空发动机螺栓技术要求①室温抗拉强度≥900 MPa；②硬度27 ~ 35 HRC③应力断裂试验:650℃，加载480 MPa，保温23 h打破；④粒度≥5，不允许有粗、细晶带。但是是的，技术要求中没有提到高温强度指标和疲劳性能指标。在长期的航空GH2132螺栓生产中，该螺栓由GH2132制造在合金冶炼过程中，每炉批的成分含量都有波动，杂质的元素偏析、数量、类型、尺寸、形状和热变形和其他因素。根据标准热处理系统进行热处理后，晶体和耐久性不能同时满足技术要求的问题非常认真。

所有高温合金都是以γ奥氏体为基体，从室温到高温。具有面心立方结构。因此，在高温合金的热处理过程中，该相的再结晶不能细化晶粒。随着溶液温度的升高 以及高保温时间的延长，晶粒长大趋势更加明显。晶粒度和热处理工艺通常在标准热处理制度中规定。在范围内，选择较低的固溶保温温度和较短的固溶保温时间，但是GH2132合金在根据标准老化系统老化后的耐久性能不好保证。所以在目标之前，高温合金的冶炼水是国产的。接下来，我想同时保证GH2132航空发动机螺栓产品粒度和耐久性只能在老化系统上调整。及格研究了不同时效制度对GH2132航空发动机螺栓性能的影响，为了使GH2132航空发动机螺栓具有良好的耐久性最佳处方系统。

试验材料 本试验的原材料为真空感应和真空自耗电极重熔我公司生产的GH2132国产高温合金规格为5。冷拉状态下3mm巴录书合金的化学成分如表1所示，符合GJB 2611—1996航空用冷拉高温合金棒材规范的规定。

上海飞钒特钢集团有限公司

试样尺寸 常温拉伸、高温拉伸、耐久和疲劳样品使用螺纹量规187-32UNS-3A 12点螺栓，硬度和金相检验样本量为5。3毫米×12毫米。螺栓头是热镦的类型，示例结构如图1所示。

测试方法和设备 为了与实际生产条件一致，对力学性能样品进行了统一。采用热镦粗。然后在同一炉中于980℃ ×1 h进行固溶处理，根据不同的陈化制度进行陈化，最后统一搓丝后进行各项测试检测。每炉挂3片进行持久试验，以第一片的断裂时间为依据时间长；试验的疲劳载荷为抗拉强度的60%，即540 MPa载荷，低载荷按高载荷的10%，即54 MPa进行拉-拉疲劳检测。试验使用的设备是WZH WZC-30双室真空油淬炉45型单室真空回火炉，N-336型六角车床，J23-63B型热镦机床，CK6432数控车床，CM6125普通车床，H3-5滚轮，PCB-14S-NC数控无心磨床，RP24-E-CNC进口滚压机，HR150-A洛氏硬度计，CMT5105常温(高温)拉力试验机，R-9200G疲劳试验机、GWT2015耐久试验机、ZXQ-5金相试样自动压片机，MA2001金相显微镜。GH2132合金老化方案如表2所示。

硬度 表3显示了不同老化系统后的螺栓硬度，表3中的螺栓硬度根据试验数据，可以看出680℃ × 24 h时效后螺栓的硬度数值最高，平均32。3 HRC，这与标准处方系统相比是平均的提高60 ℃× 16 h时效后，硬度略高于标准时效制度:650℃ × 24 h时效后，螺栓硬度，比较平整平均值为28。2 HRC。

室温拉伸强度 表4显示了表4中不同老化体系后室温下的拉伸强度根据室温拉伸试验数据，680℃ × 24 h时效后，室温与标准时效体系相比，温度拉伸值最高，平均值为1256 MPa。平均增幅48 MPa。680℃ × 16小时老化后的室温电阻拉伸强度略高于标准时效制度，在650℃ × 24 h时效后室温拉伸强度，平均值为996 MPa。

高温拉伸强度 表5显示了不同老化系统后螺栓的高温拉伸强度，包括表5高温拉伸试验数据显示，680℃ × 24 h时效后与标准相比，高温后拉伸值最高，平均值为1000 MPa。 效率系统平均提高37 MPa。680℃ × 16 h时效后，具有较高的温热拉伸强度略高于标准时效制度。650℃ ×24小时后高温后的抗拉强度，平均值为793 MPa。

耐久性能 表6显示了不同老化系统后螺栓的耐久数据，由表6组成根据耐久试验数据，680℃ × 24 h老化后耐久时间最长，为27。比标准老化系统高74%。在680℃ × 16小时老化后持续时间略高于标准老化系统650℃时×24小时后的持续时间，仅为18。五十六个小时。

疲劳性 表7显示了不同老化系统后螺栓的疲劳数据，由表7组成根据疲劳试验数据，650℃ × 24 h时效后的疲劳表现最好，平均118.91万次。680℃ × 24小时老化后疲劳性能，平均40.44万次。与标准处方系统相比，减少了47。23%，但仍远高于6.5万时代周刊。因此，GH2132螺栓经680℃ × 24 h时效后，可用于制造使用安全可靠。

微观结构 图2显示了不同老化系统后螺栓的微观结构。你可以看到经过四次时效制度，晶粒度均为7级。热处理工艺决定晶粒尺寸的因素是固溶温度和固溶保持时间。因此，为保证晶粒度合格，必须在标准规定的固溶温度下进行当在该时间范围内选择溶解温度和最短溶解温度时介于。时效后，GH2132析出相的尺寸为纳米尺寸米级，所以无法在光学金相显微镜下鉴定其形貌和数量。

讨论和分析 图3显示了不同老化系统后螺栓的硬度、强度和耐用性和疲劳寿命。表3 ~表7、图2、图3所示结果表明，与原标准时效制度相比，时效时间为680 ℃× 24 h。 GH2132航空发动机后螺栓的硬度、强度和耐久性可以显著提高。

合金高温析出强化的机理[1]析出强化机有以下四种系统:①共格应变强化机制:γ′相是铁基和镍基的高温结合金的主要强化相，以及许多高温合金中析出的γ′相和伽马矩阵是相干的。尽管γ’和γ具有相同的面心立方结构，但两者晶格常数不同，会产生相干应变。因此在γ′相的圆周将产生高弹性应力场，阻碍位错运动对共格应变强化的机理做了大量的研究。 ②旁路机制:在高温合金γ奥氏体基体中熔化分散的沉淀颗粒，当这些颗粒比基体坚硬时，其强度高于基体当体积较大、颗粒间距较大或与基质无共格关系时，它会移动位错不能切割这样的粒子。你只能绕过它才能过去一些障碍，留下大量位错环强化基体。

③错位切割包括晶粒有序机制:当高温合金γ基体中析出相的硬度较低时，强度不高，与基体γ一致，有共同的滑动面。和Bertrand矢量之差很小，或者基体中的位错总数是析出相中位错总数的一半。位错，运动的位错以切割γ′相的形式穿过势垒结果是一致的。

④位错攀移机制:当外加应力较低时，不足以启动位错切割机制或Orowan当绕过机制时，蠕变变形只能借助位错通过热激活来爬升远远超过强化粒子。

一般来说，沉淀强化机制是位错、γ′相和硬化颗粒的相互作用增强了基体。因此，降水增强相数是高温合金强化的根本保证，即使高温合金基体的成分不同，制备工艺包括有些是铸造的，有些是热加工变形的，但它们在室温下屈服。强度随着高温合金中γ′相总量的增加而增加。同样的，高温合金的持久强度也随着γ′相体积分数的增加而增加。一般来说，γ′相的体积分数随合金中Al+Ti的加入量而变化含量增加。此外，增强相γ′的尺寸和间距在高温下合金的强度是一个非常重要的参数。对于较低的γ′相内容(通常机制。γ′相尺寸越大，强度越好。合适的尺寸为10 ~ 50纳米。对于奥罗万旁路和爬升机制希望γ′相的尺寸越小，因为对于相同总量的γ′相，γ′相间距越小，强度越高。和错位切割机预计随着颗粒的增加，γ′相将更大，强度也将增加。此外，合金中还存在两种或两种以上的γ′相，它们向位错移动能有效提高合金的强度和高温耐久性能。

根据工程材料实用手册和超级合金材料学习简介:GH2132是一种高钛低铝合金，已通过原标准。热处理后，Ni 3 (Ti，Al)型γ′相、TiN和TiC，在晶界处，靠近晶界处有微量的M 3 B 2有少量η相和L相，晶粒尺寸为6 ~ 7。γ′相的溶解分解温度为830-850℃，初始析出温度为650℃左右。70 ~ 730℃析出最多。原始标准热处理后γ′相的数量约占合金质量的2% ~ 3%，直径约为10 ~ 20 nm。尽管而原来的标准时效温度是时效析出的GH2132合金的γ′相。与峰值温度相比，680℃时效后的γ′相数量减少。标准老化温度。然而，在680℃时效后，γ′相的尺寸析出尺寸越小，分散度越大，对错位的阻挡作用越强。此外，在680℃时效后，缓慢冷却至γ′相开始。 当沉淀温度为650℃时，不同的尺寸会继续沉淀发散度较高的γ′相不仅增加了γ′相的数量，而且获得了各种尺寸的“γ”相，从而产生硬度、强度和耐久性显著提升。随着合金强度的增加，合金的塑性降低，导致韧性降低，最终导致疲劳寿命降、低。所以680℃后×24 h时效后，其硬度、强度和耐久性均高于标准时效体系。更高，疲劳寿命降低，但用的是GH2132合金我公司生产的航空发动机螺栓产品技术条件不疲劳能源指标要求。

为了评价GH2132发动机在680℃ × 24 h老化后的性能螺栓的使用安全，参考航空发动机螺栓产品疲劳寿命≥65000次的性能需要进行疲劳试验，平均疲劳寿命为404400次，远高于65000次。所以680℃ ×24 h时效制度可以保证GH2132航空发动机的螺栓安全的使用。

提高航空发动机用GH2132螺栓产品的强度和耐久性，并保证疲劳性能，老化系统温度应为680 ℃× 24 h。

结论 1)与GH2132合金原标准时效制度相比，为720℃ ×16 h，采用680℃ × 24 h时效制度，合金性能有较大提高硬度、室温强度和高温强度，并且其断裂时间可以增加超过20%。 2)采用固溶处理工艺参数，保证晶粒尺寸的前提下，提高航空发动机GH2132合金的耐久性最佳时效制度为680℃ × 24 h，缓慢冷却。GH2132合金在680 ℃× 24 h时效后的疲劳寿命虽然寿命降低了，但仍高达40.44万次，远高于航空。技术条件规定的65000次。因此，使用起来是安全的。

上海飞钒特钢集团有限公司