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GH140作为一种常用的高温特种合金，上海隆继在生产制造过程中致力于提升合金的各方面属性，公司配备先进的熔炼设备与完善的管理体系，不论选材还是熔炼过程中都严把质量关，确保生产出来的GH140为高品质合金，那么关于GH140合金的各项属性您知道多少呢？
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GH140
1、概述
GH1140 是一种固溶强化的铁镍基高温合金，除含大量铬外，并用少量钨、钼、铝和钛等元素复合强化固溶体。合金具有中等的热强性、高的塑性、良好的热疲劳、组织稳定性和焊接工艺性能。适宜于制造工作温度850℃以下的航空发动机和燃气轮机燃烧室的板材结构件和高温部件。可以供应板、棒、管、丝、带材及锻件等各种变形产品。
1.1、材料牌号
GH1140（GH140，CR-2）
1.2、相近牌号
1.3、材料的技术标准
GJB 1952-1994《航空用高温合金冷轧薄板规范》 GJB 2297-1995《航空用高温合金冷拔（轧）无缝管规范》 GJB 2612-1996《航空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 3317-1998《航空用高温合金热轧板规范》 GJB 3318-1998《航空用高温合金冷轧带材规范》 GJB 3165-1998《航空承力件用高温合金热轧和锻制棒材规范》 GJB 3167-1998《冷镦用高温合金冷拉丝材规范》 GB/T 15062-1994 《一般用高温合金管》
1.5、热处理制度
固溶处理：热轧板、冷轧薄板和带材1050～1090℃，空冷；丝材和管材1050～1080℃，空冷或水冷；棒材和环坯1080℃±10℃，空冷。
1.6、品种规格与供应状态
可供应各种规格的热轧板、冷轧板、带材、棒材、丝材、管材、锻件和环形件。板、管、丝、带经固溶处理和酸洗后供应。棒材和环形件于热轧或锻造状态供应。锻件于锻造状态或经固溶处理后供应。
1.7、熔炼与铸造工艺
电弧炉熔炼或电弧炉+电渣重熔。
1.8、应用概况与特殊要求
已用于制造多种航空发动机的燃烧室火焰筒、加力扩散器、整流支板、稳定器、输油圈、加力可调喷口壳体、管接头、衬套以及飞机机尾罩蒙皮等零部件，投入成批生产使用。在550～800℃温度范围内长期使用后稍有硬化现象，使室温塑性下降。在1000℃以上的高温kangyang化性比同类用途的镍基合金稍差。
2、物理及化学性能
2.1、热性能
2.2、密度
ρ=8.09g/cm3
2.3、电性能
室温电阻率ρ=1.07*10-6Ω.m
2.4、磁性能
合金无磁性。
2.5、化学性能
2.5.1、性能 2.5.1.1、合金在空气介质中试验100h的氧化速率见表2-1。
θ/℃ 700 800 900 1000 1100
氧化速率/(g/(m2.h)) 0.014 0.028 0.139 0.270 0.523
2.5.1.2、合金在700℃以上长期工作时产生沿晶界氧化。在700℃～1200℃暴露100h后的晶界氧化深度。在700～900℃长期暴露1000h内的晶界氧化深度。
2.5.1.3、该合金制造的火焰筒在高于900℃长期工作时，可能产生氧化剥落；氧化剥落的速度为0.016mm/100h。火焰筒中间段，长期工作后的氧化剥落深度 表2-2
合金 氧化剥落深度/mm 氧化剥落深度/mm
200h 800h
GH1140 0.032 0.127
GH3039 0.115
2.5.1.4、合金在高温下长期工作时可采用65、66-4、W-2和W69-1珐琅涂层进行有效的保护，也可采用固体渗铝和真空喷镀铝涂层。合金基体和采用涂层后的性对比见表2-3。
材料牌号 100h氧化速率/(g/(m2.h)) 100h氧化速率/(g/(m2.h)) 100h沿晶氧化深度/μm 100h沿晶氧化深度/μm
900℃ 1000℃ 900℃ 1000℃
GH1140 0.162 0.236 10～20 26～30
GH1140+65涂层 0.055 0.081 11～15 30
GH1140+66-4涂层 0.047 0.071 11～15 30
材料牌号 100h氧化速率/(g/(m2.h)) 100h氧化速率/(g/(m2.h)) 100h沿晶氧化深度/μm 100h沿晶氧化深度/μm
900℃ 1000℃ 900℃ 1000℃
GH1140+W2涂层 --- 0.076 --- ---
GH1140+固体渗铝 --- 0.030 --- ---
GH1140+真空喷镀铝 --- 0.027 --- ---
2.5.2、耐腐蚀性能 国产航空煤油无论有无CS2添加剂，对GH1140合金均无腐蚀作用，而对镍基合金，必须有添加剂才能防止腐蚀。若用国外航空煤油，有时也发现在严重的坑关腐蚀。
3、工艺性能与要求
3.1、热成型工艺
3.1.1、锻造时装炉温度≤700℃，加热温度1160℃±20℃，终端温度不低于900℃。 3.1.2、板坯热轧加热温度 1160℃±20℃，轧制温度1180~950℃，进后一个孔型时温度控制在950~1000℃范围内。 3.1.3、热轧板荒轧加热温度1120℃，荒轧温度1120~850℃，热轧板一火轧成，总变形量要大于50%。 3.1.4、冷轧板轧压下量为30%~40%，成品板平整变形量不得大于3%。
3.2 、冷成型性能
3.2.1、板材的状态具有良好的X塑性，成形工序在室温下进行。当以多次成形工艺制造零件时，每次冷成型后均进行中间，热处理。成型前零件表面涂以硝基清漆。
铸造高温合金叶轮：发动机中,高温合金叶轮位于燃烧室和导向器之后,叶片必须工作于高温腐蚀性燃气环境中,承受高温腐蚀性气体的直接冲击和因此带来的*的热应力和机械应力,容易发生蠕变断裂。此外,叶轮工作时,转数*,导致部位遭受巨大的机械应 力,容易开裂。 早期,叶轮的制造方法是将锻造盘和铸造叶片通过机械加工然后装配在一起。这种制造方法周期长,成本高,装配精度不易保证。为了降低叶轮的制造成本,20世纪60年代末出现了将叶片和连在一起整体铸造的技术,当时主要用作地面涡轮增压器叶轮。随着铸造工艺水平的提高,整铸技术扩大应用到航空发动机上。目前1500kW以下的小型涡轴发动机广泛采用轴向和径向整体铸造叶轮。这不仅降低了叶轮的制造成本,而且避免了榫头装配的应力 。随着铸造技术和高温合金材料 的飞速发展,人们已经可以获得所期望的特定显微 组织的整铸叶轮.
随着航空科学技术的进步和发展,航空发动机的性能不断日益完善和提高,正朝着高推重比、高推力和低油耗、长使用寿命的方向发展。与十年前相比,航空发动机的功率提高了25%,推重比达到(12~15),燃油消耗降低了30%~50%,涡轮进口温度超过了2000??。做为航空发动机核心部分的涡轮(工作叶片与涡),它的工作条件是相当恶劣,各种发动机用整体铸造叶轮,,其涡轮工作叶片同时承受高温、燃气腐蚀、离心力、弯曲应力、热应力、振动和热疲劳的作用,因此要求叶片除了应具有良好的性、耐腐蚀能力和足够高的强度外,还应具有良好的机械疲劳、热疲劳性能以及足够的塑性和冲击韧性。而涡部分虽然工作温度比工作叶片低,但其应力条件异常复杂,轮毂和辐板等各部位所受应力、温度、介质作用程度不同,因此对涡的基本性能要求为:高的屈服强度、抗拉强度和塑性,足够的持久、蠕变强度和低循环疲劳强度,良好的耐蚀性能和组织稳定性。基于对涡轮的工作叶片和涡的不同性能要求,大中型航空发动机的涡轮制造方法是将涡和工作叶片分别单独制造,然后机械加工装配在一起形成涡轮。这种制造方法可以有针对性的将工作叶片和涡选用不同的合金材料。一般采用GH高温合金系列和K高温合金系列精铸而成。
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