GH4033是以鎳-鉻為基體，添加鋁、鈦形成γ’相彌散強化的合金

GH4033概述

GH4033是以鎳-鉻為(wei) 基體(ti) ，添加鋁、鈦形成γ’相彌散強化的合金，在700-750 ℃具有足夠的高溫強度，在900℃以下具有良好的抗氧化性該合金冷、熱加工性能良好，主要供應熱軋棒材及盤坯料，應用於(yu) 發動機轉子零件。

GH4033技術標準

GJB 1953—1994《航空發動機轉動件用高溫合金熱軋棒材規範》

GJB 2611—1996《航空用高溫合金冷拉棒材規範》

GJB 2612—1996《焊接用高溫合金冷拉絲(si) 材規範》

GJB 3020—1997《航空用高溫合金環坯規範》

GJB 3165—1998《航空承力件用高溫合金熱軋和鍛製棒材規範》

GJB 3782—1999《航空用高溫合金鍛製圓餅規範》

HB 5198—1982《航空葉片用變形高溫合金棒材》

GH4033化學成分

GH4033熱處理製度

1080℃±10℃，8h，空冷+700℃±10℃，16h，空冷。普通承力件用棒材和冷拉棒材為(wei) 1080℃，8h，空冷+700℃或750℃，l6h，空冷。環坯和鍛製圓餅為(wei) 1080℃，8h，空冷+750℃，16h，空冷。

GH4033品種規格與供應狀態

供應直徑d20-55mm的熱軋圓棒材。冷拉棒材供應下列品種：直徑d8-45mm圓棒、邊長為(wei) 8-30mm方棒，內(nei) 切圓直徑處d8-36mm的六角形棒材。還供應直徑不大於(yu) 600mm、高度60-150mm的鍛製圓餅，外徑200-800mm、內(nei) 徑50-600mm，高度60-250mm的環坯， 以及直徑20-300mm的熱軋和鍛製棒材。焊絲(si) 可供應直徑為(wei) 0.2-10mm絲(si) 材葉片用棒材以軋態供應，其表麵應全部磨光或車光。冷拉棒以固溶處理後酸洗或磨光或冷拉狀態交貨。普通承力件用棒材一般不經熱處理交貨，也可經磨光、車光交貨。環坯不經熱處理，但可經車光或不經車光交貨，圓餅以鍛態、表麵經打磨後供應。焊絲(si) 以硬態、半硬態、固溶處理加酸洗、光亮固溶處理成盤交貨，也可以直條狀交貨。

GH4033熔煉與鑄造工藝

采用電弧爐、電弧爐+電渣或真空電弧重熔、非真空感應爐+電渣或真空電弧重溶、真空感應爐+電渣或真空電弧重熔工藝熔煉。

GH4033應用概況與特殊要求

該合金大量應用於(yu) 渦輪發動機高溫部件，主要用做渦輪工作葉片、渦輪盤及其他高溫承力部件，是國內(nei) 外已有成熟使用經驗的合金之一。該合金在熱軋及鍛造時均應注意再結晶問題，它形成晶粒不均勻及粗晶的傾(qing) 向較大，易產(chan) 生粗晶廢品。此外，應嚴(yan) 格控製生產(chan) 工藝，避免出現700℃拉伸塑性下降的現象。

零件熱處理工藝

（1）除標準熱處理製度外，尚有兩(liang) 種熱處理製度：

① 1080℃，8h，空冷+850℃，24h，空冷+700℃，16h，空冷

② 1080℃，8h，空冷+775℃，16h，空冷。第②種製度對700℃拉伸強度、持久性能和組織穩定性均有利，該製度作為(wei) 700℃下使用的零件熱處理製度是合適的。應根據零件的工作條件和要求來選擇零件的*佳熱處理製度。

（2）零件固溶處理加熱升溫速度不宜過快，可采用階梯式加熱曲線。

（3）為(wei) 了去除機械加工後零件表層內(nei) 的殘餘(yu) 應力，成品零件應按下列製度進行消除應力退火：在氬氣中於(yu) 850℃加熱，2h，然後在氬氣介質中冷卻至600℃，隨後空冷+在空氣中加熱至700℃，保溫 8h，空冷。

（4）表麵處理工藝：機械加工後的零件需進行電解拋光，若采用機械拋光則最後的拋光磨痕應與(yu) 葉片長度方向一致。

GH4033低周疲勞性

（1）GH4033在400-700℃的疲勞循環試驗過程中，高溫氧化在低周疲勞壽命中起著重要的作用。

（2）GH4033的彈性疲勞壽命在500℃時較好，到600℃其抵抗疲勞裂紋擴展的能力較差，反而升溫到700℃時其彈性疲勞性能比較好．

（3）GH4033的塑性抗疲勞性能在500℃較差，反而升溫至600℃時塑性疲勞性能得到改善。

（4）GH4033高溫疲勞失效斷口的萌生區斷裂機製為(wei) 沿晶斷裂，擴展區為(wei) 沿晶和穿晶斷裂混合區，失穩斷裂區為(wei) 穿晶斷裂區。

GH4033短時超溫性能

(1) GH4033合金在900-1100℃超溫處理3 min後的組織損傷(shang) 表現為(wei) γ’相的回溶、晶界碳化物的回溶及晶粒的長大。其中γ’相體(ti) 積分數由原始狀態的14.0%降低至在950℃時的8.7%，980℃及以上則*回溶；1050℃下超溫後合金晶界碳化物出現明顯回溶,，溫度升高至1100℃時，晶界碳化物*回溶,並伴隨晶粒的開始長大;

(2) 發生超溫組織損傷(shang) 後, 合金在700℃, 430MPa下的持久壽命隨著γ’相的*回溶, 由原始狀態下的130.0 h 急劇降低至 980℃超溫處理 3min 後的3.7 h 左右。晶界碳化物*回溶之前, 其分布狀態對持久壽命不產(chan) 生明顯影響。當晶界碳化物*回溶後, 持久壽命進一步減低至0.5 h左右;

(3) 在900℃以上超溫處理3 min後, 合金的室溫 Vickers 硬度均低於(yu) 航空工業(ye) 標準的要求範圍(268-339 HV), 且隨著γ’相體(ti) 積分數的降低而降低。當室溫硬度為(wei) 170 HV左右時，可作為(wei) GH4033合金中γ’相*回溶和超溫損傷(shang) 造成其持久性能不符合標準要求的間接判據. 當室溫硬度在 170 HV 以上時, 需對合金進行持久性能測試, 從(cong) 而判斷其超溫服役損傷(shang) 程度。

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