GH2132是我國試制的鐵基沉淀硬化高溫合金，相當于美國A286高溫合金。該材料是在650℃下制備的它具有高的屈服強度、持久強度和蠕變強度，并具有良好的加工塑性和滿意的焊接性能。這種合金在中國已經用于航空。可廣泛應用于現場，適合于650℃以下的生產工作的航空發動機高溫承載部件，如渦輪盤、壓氣機等圓盤、轉子葉片和高溫緊固件等。

GH2132合金航空發動機螺栓技術要求①室溫抗拉強度≥900 MPa；②硬度27 ~ 35 HRC③應力斷裂試驗:650℃，加載480 MPa，保溫23 h打破；④粒度≥5，不允許有粗、細晶帶。但是是的，技術要求中沒有提到高溫強度指標和疲勞性能指標。在長期的航空GH2132螺栓生產中，該螺栓由GH2132制造在合金冶煉過程中，每爐批的成分含量都有波動，雜質的元素偏析、數量、類型、尺寸、形狀和熱變形和其他因素。根據標準熱處理系統進行熱處理后，晶體和耐久性不能同時滿足技術要求的問題非常認真。

所有高溫合金都是以γ奧氏體為基體，從室溫到高溫。具有面心立方結構。因此，在高溫合金的熱處理過程中，該相的再結晶不能細化晶粒。隨著溶液溫度的升高 以及高保溫時間的延長，晶粒長大趨勢更加明顯。晶粒度和熱處理工藝通常在標準熱處理制度中規定。在范圍內，選擇較低的固溶保溫溫度和較短的固溶保溫時間，但是GH2132合金在根據標準老化系統老化后的耐久性能不好保證。所以在目標之前，高溫合金的冶煉水是國產的。接下來，我想同時保證GH2132航空發動機螺栓產品粒度和耐久性只能在老化系統上調整。及格研究了不同時效制度對GH2132航空發動機螺栓性能的影響，為了使GH2132航空發動機螺栓具有良好的耐久性最佳處方系統。

試驗材料 本試驗的原材料為真空感應和真空自耗電極重熔我公司生產的GH2132國產高溫合金規格為5。冷拉狀態下3mm巴錄書合金的化學成分如表1所示，符合GJB 2611—1996航空用冷拉高溫合金棒材規范的規定。

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試樣尺寸 常溫拉伸、高溫拉伸、耐久和疲勞樣品使用螺紋量規187-32UNS-3A 12點螺栓，硬度和金相檢驗樣本量為5。3毫米×12毫米。螺栓頭是熱鐓的類型，示例結構如圖1所示。

測試方法和設備 為了與實際生產條件一致，對力學性能樣品進行了統一。采用熱鐓粗。然后在同一爐中于980℃ ×1 h進行固溶處理，根據不同的陳化制度進行陳化，最后統一搓絲后進行各項測試檢測。每爐掛3片進行持久試驗，以第一片的斷裂時間為依據時間長；試驗的疲勞載荷為抗拉強度的60%，即540 MPa載荷，低載荷按高載荷的10%，即54 MPa進行拉-拉疲勞檢測。試驗使用的設備是WZH WZC-30雙室真空油淬爐45型單室真空回火爐，N-336型六角車床，J23-63B型熱鐓機床，CK6432數控車床，CM6125普通車床，H3-5滾輪，PCB-14S-NC數控無心磨床，RP24-E-CNC進口滾壓機，HR150-A洛氏硬度計，CMT5105常溫(高溫)拉力試驗機，R-9200G疲勞試驗機、GWT2015耐久試驗機、ZXQ-5金相試樣自動壓片機，MA2001金相顯微鏡。GH2132合金老化方案如表2所示。

硬度 表3顯示了不同老化系統后的螺栓硬度，表3中的螺栓硬度根據試驗數據，可以看出680℃ × 24 h時效后螺栓的硬度數值最高，平均32。3 HRC，這與標準處方系統相比是平均的提高60 ℃× 16 h時效后，硬度略高于標準時效制度:650℃ × 24 h時效后，螺栓硬度，比較平整平均值為28。2 HRC。

室溫拉伸強度 表4顯示了表4中不同老化體系后室溫下的拉伸強度根據室溫拉伸試驗數據，680℃ × 24 h時效后，室溫與標準時效體系相比，溫度拉伸值最高，平均值為1256 MPa。平均增幅48 MPa。680℃ × 16小時老化后的室溫電阻拉伸強度略高于標準時效制度，在650℃ × 24 h時效后室溫拉伸強度，平均值為996 MPa。

高溫拉伸強度 表5顯示了不同老化系統后螺栓的高溫拉伸強度，包括表5高溫拉伸試驗數據顯示，680℃ × 24 h時效后與標準相比，高溫后拉伸值最高，平均值為1000 MPa。 效率系統平均提高37 MPa。680℃ × 16 h時效后，具有較高的溫熱拉伸強度略高于標準時效制度。650℃ ×24小時后高溫后的抗拉強度，平均值為793 MPa。

耐久性能 表6顯示了不同老化系統后螺栓的耐久數據，由表6組成根據耐久試驗數據，680℃ × 24 h老化后耐久時間最長，為27。比標準老化系統高74%。在680℃ × 16小時老化后持續時間略高于標準老化系統650℃時×24小時后的持續時間，僅為18。五十六個小時。

疲勞性 表7顯示了不同老化系統后螺栓的疲勞數據，由表7組成根據疲勞試驗數據，650℃ × 24 h時效后的疲勞表現最好，平均118.91萬次。680℃ × 24小時老化后疲勞性能，平均40.44萬次。與標準處方系統相比，減少了47。23%，但仍遠高于6.5萬時代周刊。因此，GH2132螺栓經680℃ × 24 h時效后，可用于制造使用安全可靠。

微觀結構 圖2顯示了不同老化系統后螺栓的微觀結構。你可以看到經過四次時效制度，晶粒度均為7級。熱處理工藝決定晶粒尺寸的因素是固溶溫度和固溶保持時間。因此，為保證晶粒度合格，必須在標準規定的固溶溫度下進行當在該時間范圍內選擇溶解溫度和最短溶解溫度時介于。時效后，GH2132析出相的尺寸為納米尺寸米級，所以無法在光學金相顯微鏡下鑒定其形貌和數量。

討論和分析 圖3顯示了不同老化系統后螺栓的硬度、強度和耐用性和疲勞壽命。表3 ~表7、圖2、圖3所示結果表明，與原標準時效制度相比，時效時間為680 ℃× 24 h。 GH2132航空發動機后螺栓的硬度、強度和耐久性可以顯著提高。

合金高溫析出強化的機理[1]析出強化機有以下四種系統:①共格應變強化機制:γ′相是鐵基和鎳基的高溫結合金的主要強化相，以及許多高溫合金中析出的γ′相和伽馬矩陣是相干的。盡管γ’和γ具有相同的面心立方結構，但兩者晶格常數不同，會產生相干應變。因此在γ′相的圓周將產生高彈性應力場，阻礙位錯運動對共格應變強化的機理做了大量的研究。 ②旁路機制:在高溫合金γ奧氏體基體中熔化分散的沉淀顆粒，當這些顆粒比基體堅硬時，其強度高于基體當體積較大、顆粒間距較大或與基質無共格關系時，它會移動位錯不能切割這樣的粒子。你只能繞過它才能過去一些障礙，留下大量位錯環強化基體。

③錯位切割包括晶粒有序機制:當高溫合金γ基體中析出相的硬度較低時，強度不高，與基體γ一致，有共同的滑動面。和Bertrand矢量之差很小，或者基體中的位錯總數是析出相中位錯總數的一半。位錯，運動的位錯以切割γ′相的形式穿過勢壘結果是一致的。

④位錯攀移機制:當外加應力較低時，不足以啟動位錯切割機制或Orowan當繞過機制時，蠕變變形只能借助位錯通過熱激活來爬升遠遠超過強化粒子。

一般來說，沉淀強化機制是位錯、γ′相和硬化顆粒的相互作用增強了基體。因此，降水增強相數是高溫合金強化的根本保證，即使高溫合金基體的成分不同，制備工藝包括有些是鑄造的，有些是熱加工變形的，但它們在室溫下屈服。強度隨著高溫合金中γ′相總量的增加而增加。同樣的，高溫合金的持久強度也隨著γ′相體積分數的增加而增加。一般來說，γ′相的體積分數隨合金中Al+Ti的加入量而變化含量增加。此外，增強相γ′的尺寸和間距在高溫下合金的強度是一個非常重要的參數。對于較低的γ′相內容(通常機制。γ′相尺寸越大，強度越好。合適的尺寸為10 ~ 50納米。對于奧羅萬旁路和爬升機制希望γ′相的尺寸越小，因為對于相同總量的γ′相，γ′相間距越小，強度越高。和錯位切割機預計隨著顆粒的增加，γ′相將更大，強度也將增加。此外，合金中還存在兩種或兩種以上的γ′相，它們向位錯移動能有效提高合金的強度和高溫耐久性能。

根據工程材料實用手冊和超級合金材料學習簡介:GH2132是一種高鈦低鋁合金，已通過原標準。熱處理后，Ni 3 (Ti，Al)型γ′相、TiN和TiC，在晶界處，靠近晶界處有微量的M 3 B 2有少量η相和L相，晶粒尺寸為6 ~ 7。γ′相的溶解分解溫度為830-850℃，初始析出溫度為650℃左右。70 ~ 730℃析出最多。原始標準熱處理后γ′相的數量約占合金質量的2% ~ 3%，直徑約為10 ~ 20 nm。盡管而原來的標準時效溫度是時效析出的GH2132合金的γ′相。與峰值溫度相比，680℃時效后的γ′相數量減少。標準老化溫度。然而，在680℃時效后，γ′相的尺寸析出尺寸越小，分散度越大，對錯位的阻擋作用越強。此外，在680℃時效后，緩慢冷卻至γ′相開始。 當沉淀溫度為650℃時，不同的尺寸會繼續沉淀發散度較高的γ′相不僅增加了γ′相的數量，而且獲得了各種尺寸的“γ"相，從而產生硬度、強度和耐久性顯著提升。隨著合金強度的增加，合金的塑性降低，導致韌性降低，最終導致疲勞壽命降、低。所以680℃后×24 h時效后，其硬度、強度和耐久性均高于標準時效體系。更高，疲勞壽命降低，但用的是GH2132合金我公司生產的航空發動機螺栓產品技術條件不疲勞能源指標要求。

為了評價GH2132發動機在680℃ × 24 h老化后的性能螺栓的使用安全，參考航空發動機螺栓產品疲勞壽命≥65000次的性能需要進行疲勞試驗，平均疲勞壽命為404400次，遠高于65000次。所以680℃ ×24 h時效制度可以保證GH2132航空發動機的螺栓安全的使用。

提高航空發動機用GH2132螺栓產品的強度和耐久性，并保證疲勞性能，老化系統溫度應為680 ℃× 24 h。

結論 1)與GH2132合金原標準時效制度相比，為720℃ ×16 h，采用680℃ × 24 h時效制度，合金性能有較大提高硬度、室溫強度和高溫強度，并且其斷裂時間可以增加超過20%。 2)采用固溶處理工藝參數，保證晶粒尺寸的前提下，提高航空發動機GH2132合金的耐久性最佳時效制度為680℃ × 24 h，緩慢冷卻。GH2132合金在680 ℃× 24 h時效后的疲勞壽命雖然壽命降低了，但仍高達40.44萬次，遠高于航空。技術條件規定的65000次。因此，使用起來是安全的。

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