高温合金在航天发动机上的应用新材料前沿(GH3039高温合金焊接标准)
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高温合金在航天发动机上的应用新材料前沿
高温合金是能够在600℃以上及一定应力条件下长期工作的金属材料。
高温合金是为了满足现代航空发动机对材料的苛刻要求而研制的，至今已成为航空发动机热端部件不可替代的一类关键材料。
目前，在先进的航空发动机中，高温合金用量所占比例已高达50%以上。
在现代先进的航空发动机中，高温合金材料用量占发动机总量的40%60%。
在航空发动机上，高温合金主要用于燃烧室、导向叶片、涡轮叶片和涡轮盘四大热段零部件；此外，还用于机匣、环件、加力燃烧室和尾喷口等部件。
导向叶片是涡轮发动机上受热冲击最大的零件之一，但由于它是静止的，所受的机械负荷并不大。
通常由于应力引起的扭曲、温度剧烈变化引起的裂纹以及过燃引起的烧伤，会使导向叶片在工作中经常出现故障。
根据导向叶片工作条件，要求材料要具有足够的持久强度及良好的热疲劳性能和较高的抗氧化和抗腐蚀的能力。
我国的粉末高温合金的研究起步于20世纪70年代后期，在后续的发展过程中，根据国家型号需求，陆续开展了FGH95合金、FGH96合金、FGH97合金、FGH98合金和FGH91合金的研制，其中FGH95是目前强度最高的粉末高温合金，最高使用温度达650℃，主要用于制备发动机的涡轮盘挡板以及直升机用涡轮盘。
涡轮叶片用材最初普遍采用变形高温合金，但随着材料研制技术和加工工艺的发展，铸造高温合金逐渐成为涡轮叶片的候选材料。
美国从20世纪50年代后期开始尝试使用铸造高温合金涡轮叶片，前苏联也在60年代中期开始应用铸造涡轮叶片，英国则在70年代初采用了铸造涡轮叶片。
我国的单晶高温合金是由中航工业航材院于20世纪80年代初率先开始研究的，并成功研制出我国第一代单晶高温合金DD4。
90年代又成功研制了第二代单晶高温合金DD6，并广泛应用于多种型号的先进航空发动机上。
此外，我国的第三代单晶高温合金主要有北京航空材料研究院先进高温结构材料重点实验室研制的DD9与DD10，中国科学院金属研究所高温合金研究部研制的DD32、DD33，中国科学院金属研究所研制的DD90。
第四代单晶高温合金是由中国科学院金属研究所研制的DD22。
第五代单晶高温合金为陕西炼石有色研制的含铼高温合金材料。
GH3039高温合金焊接标准
高温合金的焊接性是指在一定焊接工艺条件下，对裂纹敏感性、接头微观组织均匀性、接头力学性能和工艺措施复杂程度的综合评价。
焊接性是选择高温合金的科学依据之一，也是焊接件设计和焊接工艺制定的重要依据。
a.沉淀强化合金，其中溶解度有限的元素与Ni或Ta反应，容易形成共晶Ni。
在晶界处；特别是高镍合金对杂质(磷、硫、铅、锡、铋、钙等)更敏感。
).同时，高温合金容易形成定向性强的单相奥氏体柱状晶，促进杂质偏析。
c.在合金体系中，高温合金的凝固温度范围和固相线是不同的。
结果表明，合金的凝固温度范围越大，固相线越低，结晶裂纹倾向越大。
高温合金的状态对液化裂纹的产生也有很大影响。
铸态合金和变形合金的失效状态对液化裂纹更敏感，而固溶态(或退火态)的液化裂纹倾向较小。
此外，高温合金的晶粒越粗，越容易引起液化裂纹。
应变裂纹是指沉淀强化高温合金焊接后，在时效处理或高温服役过程中，由于焊接残余应力的作用，由沉淀强化引起的一种沿晶开裂现象，属于再热开裂性质。
要求高温合金焊接接头与母材一样具有抗氧化性、耐腐蚀性、良好的高温强度、塑性和疲劳性能。
无论是固溶强化的合金还是析出强化的合金，在过热区都有明显的晶粒粗化现象。
粗晶对高温瞬时强度和持久强度有一定的优势，但严重降低高温塑性和疲劳强度。
接头强度系数主要取决于接头区的显微组织特征，尤其是热影响区的晶粒长大，强化相和碳化物溶解形成的弱化区直接影响接头强度。
在拉伸过程中，弱化区和硬化区阻碍了试样的均匀变形，焊缝的存在也影响了接头的均匀变形，所以大部分塑性变形发生在弱化区，大部分最终的紧缩和开裂发生在f区。
GH44(GH44高温合金
686，60，90（俄罗斯）。
GJB2612-1996《焊接用高温合金冷拉丝材规范。
GJB3020-1997《航空用高温合金环坯规范。
GJB3317-1998《航空用高温合金热轧板材规范。
合金采用电弧炉、非真空感应炉或真空感应炉电渣重熔或真空电弧重熔工艺熔炼。
合金用于制作航空发动机住燃烧室和加力燃烧室的板材冲压和焊接结构件以及安装边、导管和导向叶片等零部件。
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