inconel686镍合金棒材 板材

    INCONEL 686 ( UNS N06686 )



    inconel686相近牌号:


    高温旧名称  NS3309
    旧国标牌号  00Cr21Ni58Mo16w4
    美标ASTM   inconel686
    美标UNS、SAE  NiCr21Mo14W
    欧洲EN     nicrofer5621hmow



    特性:
    特点是: 1.具有更宽的成分范围由于可不必兼顾其变形加工性能,合金的设计可以集中考虑优化其使用性能。如对于镍基高温合金,可通过调整成分使γ’含量达60%或更高,从而在高达合金熔点85%的温度下,合金仍能保持优良性能。


    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 2611-1996《航空用高温合金冷拉棒材规范》

    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》




    化学成分(%)

    C: 0.01
    Si: 0.08
    Mn:0.75
    S: 0.02
    P: 0.04
    Cr:19.0~23.0
    Ni: 余量
    Fe: ≤1.0
    Cu: —
    V: —
    Mo: 15.0~17.0
    Ti: 0.02~0.25
    Al: —
    其他:
    W;3.0~4.4 在pi劳裂纹扩展长度和循环次数关系基础上,利用近似导数的方法得到pi劳裂纹扩展速率。利用理论公式获得各个裂纹扩展长度下的相对能量释放率,结合Paris公式拟合pi劳裂纹扩展速率曲线,获得相应的pi劳裂纹扩展速率函数。利用Paris公式推导出标准CT试样剩余pi劳寿ming的估算公式,结合拟合获得的参数C和m,利用辛普森积分计算1~16号试样的剩余pi劳寿ming。表明,理论剩余寿ming与试验剩余寿ming误差较小,可以运用理论剩余寿ming预测方程对材料的剩余寿ming预测。 760℃高温材料发展过程从20世纪30年代后期起,英、德、美等国就开始研究高温合金。*二次大战期间,为了满足新型航空发动机的需要,高温合金的研究和使用进入了蓬勃发展时期。40年代初,英国首先在80Ni-20Cr合金中加入少量铝和钛,形成γ‘相(gamma prime)以强化,研制成种具有较高的高温强度的镍基合金。同一时期,美国为了适应活塞式航空发动机用涡轮增压器发展的需要,开始用Vitallium钴基合金制作叶片。此外,美国还研制出Inconel镍基合金,用以制作喷气发动机的燃烧室。以后,冶金学家为进一步提高合金的高温强度,在镍基合金中加入钨、钼、钴等元素,增加铝、钛含量,研制出一系列牌号的合金,如英国的“Nimonic”,美国的“Mar-M”和“IN”等;在钴基合金中,加入镍、钨等元素,发展出多种高温合金,如X-HA-1FSX-414等。由于钴资源缺乏,钴基高温合金发展受到限制。40年代,铁基高温合金也得到了发展,50年代出现A-286和Incoloy901等牌号,但因高温稳定性较差,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。型号从1956年开始试制高温合金,逐渐形成“GH”系列的变形高温合金和“K”系列的铸造高温合金。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,以适应航空发动机涡轮进口温度不断提高的需要。
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