GH159密度/熔点/材质

GH159耐高温

GH15940年代，铁基高温合金也了发展，50年代出现A-286和Incoloy901等牌号，但因高温性较差，从60年代以来发展较慢。苏联于1950年前后开始生产“ЭИ”牌号的镍基高温合金，后来生产“ЭП”系列变形高温合金和ЖС系列铸造高温合金。70年代美国还采用新的生产工艺制造出定向结晶叶片和粉末冶金涡，研制出单晶叶片等高温合金部件，以适应发动机涡轮进口温度不断的需要。

GH159
GH159 合金是在国外多相钴基高温合金（MP合金）的基础上发展起来的一种新型度多相钴基高温合金。它的主要特点是：利用冷变形首先在面心立方基体中诱发产生交叉网状分布的片关ε相来阻止位错的长程运动而产生强化，再经过时效处理析出弥散的Ni3X相补充强化。该合多金具有超度、良好的塑韧性和高的应力腐蚀抗力等综合性能，并且在650℃的高温下仍能保持其度的特性。该合金不仅可广泛用于航空发动机的高温紧固螺栓等零件，也可用于应力腐蚀环境下（如海洋大气环境）服役的用超度紧固件。供应的主要品种是冷拉棒材。
外文名
GH159
相近型号
MP159 (美国）
化学成分
C
技术标准
Q/6S 992-1992
熔化温度范围
1318℃

1GH159钴基高温合金
材料的技术标准
化学成分
热处理制度
品种规格与供应状态
熔炼与铸造工艺
应用概况与特殊要求
2物理及化学性能
物理性能
化学性能
3组织结构
相变温度
合金组织结构
4成形性能
合金加工
零件热处理工艺
表面处理工艺
GH159钴基高温合金

材料的技术标准
Q/6S 992-1992《高温紧固件用GH159合金冷拉棒材》（北京航空材料研究所）
C3S 284-1993《高温紧固件GH159合金合金冷拉棒材》
协上五高28-1993《高温紧固件GH159合金合金冷拉棒材》
化学成分
表1-1
C Cr Ni Co Mo Fe Ti
≤004 18～20 余量 34～38 6～8 8～10 25～325
Al Nb B Mn Si P S
01～03 025～075 ≤003 ≤020 ≤020 ≤002 ≤001
热处理制度
固溶处理1040～1055℃,4～8h,水冷+在室温进行48%±1%的冷拔变形+时效处理650～675℃，4～45h，空冷。
品种规格与供应状态
可以生产d5～25mm的冷拉棒材，状态为冷拔态。
熔炼与铸造工艺
合金采用真空感应加真空电弧重熔的双联生产工艺。
应用概况与特殊要求
该合金主要用于航空发动机的紧固件，在600℃下性能稳定，可长期使用，是2018年综合性能好的航空发动机紧固件材料。
合金主要是经过冷变形诱发产生大量网关分布的ε相进行强化。因此，对冷拔变形的工艺参数要严格控制。变形量过小，强度不足，变形量太大，强度升高，但塑性降低。实践证明，当冷变形量控制在下限时合金具有较好的综合性能。[1]

GH159不锈钢棒材产品规格如下：不锈钢黑圆钢规格：Φ8、Φ10、Φ12、Φ14、Φ16、Φ18、Φ20、Φ22、Φ24、Φ25、Φ27、Φ28、Φ30、Φ32、Φ35、Φ36、Φ38、Φ40、Φ42、Φ45、Φ48、Φ50、Φ55、Φ60、Φ65、Φ70、Φ75、Φ80、Φ85、Φ90、Φ95、Φ100、Φ105、Φ110、Φ115、Φ120、Φ125、Φ130、Φ135、Φ140、Φ145、Φ150、Φ155、Φ160、Φ165、Φ170、Φ180、Φ185、Φ190、Φ195、Φ200、Φ210、Φ220、Φ230、Φ240、Φ250、Φ260、Φ270、Φ280

单晶高温合金是在等轴晶和定向柱晶高温合金基础上发展起来的一类先进发动机叶片材料。GH15920世纪80年代初期以来，di yi代单晶高温合金PWA14ReneN4等在多种航空发动机上获得广泛应用。GH15980年代后期以来，以PWA14ReneN5为代表的第二代单晶高温合金叶片也在CFMF1F1PW4000等先进航空发动机上得到大量使用，目前美国的第二代单晶高温合金已成熟，并广泛应用在军民用航空发动机上。GH15990年代后期以来，美国研制成功第三代单晶高温合金CMSX-10。GH159之后，GE、P&W以及NASA合作开发了单晶高温合金EPM-102。GH159法国和英国也分别研制单晶高温合金，并实现了工程应用。GH159近年来，日本又相继成功的研制了承温能力更高的第六代单晶合金TMS-1TMS-1TMS-238等。GH159

GH159