GH1140高温合金切削加工性能

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其他高温部件。可以供应板、棒、管、丝、带材及锻件等各种变形产品。
1.1、材料型号
　　 GH1140（GH140，CR-2） 
1.2、相近型号
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℃以上的高温抗氧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、抗氧化性能 　　2.5.1.1、合金在空气介质中试验100h的氧化速率见表2-1。 

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后的大晶界氧化深度。在700～900℃长期暴露1000h内的大晶界氧化深度。 　　
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 　　 

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抗氧化性对比见表2-3。

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好控制在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。