GH2132是Fe-25Ni-15Cr基高温合金，加入钼、钛、铝、钒及微量硼综合强化。在650℃以下具有高的屈服强度和持久、蠕变强度，并且具有较好的加工塑性和满意的焊接性能。适合制造在650℃以下长期工作的航空发动机高温承力部件，如涡轮盘、压气机盘、转子叶片和紧固件等。该合金可以生产各种形状的变形产品，如盘件、锻件、板、棒、丝和环形件等。

　　研究不同时效制度对国产高温合金 GH2132 航空发动机螺栓性能的影响。 结果表明, 与标准时效制度 720 ℃ × 16 h 相比,680 ℃ × 24 h 时效能明显提升 GH2132 航空发动机螺栓类产品的硬度、室温抗拉强度、高温抗拉强度, 特别是高温持久性能的保持时间可提高 27% 以上。 虽然其疲劳寿命有所降低,但仍远高于航空发动机螺栓技术条件规定的平均 6. 5 万次以上。

　　优质GH2132合金，是在GH2132合金基础上发展而来，主要是提高合金纯洁度，限制气体含量，控制低熔点元素含量，并调整热处理制度，从而使合金的热强性和长期使用性能提高。

　　GH2132 是我国 试制的铁基沉淀硬化型高温合金,相当于美系 A286 高温合金。 该材料在 650 ℃ 以下具有高的屈服强度和持久、蠕变强度,并具有较好的加工塑性和满意的焊接性能。 在国内该合金已在航空领域获得较为广泛的应用, 适合制造在 650 ℃ 以下长期工作的航空发动机高温承力部件,如涡轮盘、压气机盘、转子叶片和高温紧固件等。

　　用 GH2132 合金制造的航空发动机螺栓,其技术要求为:① 室温抗拉强度≥900 MPa; ② 硬度 27 ~ 35 HRC;③ 应力断裂试验 650 ℃ 、加载 480 MPa、保持23 h不断;④ 晶粒度≥5 级, 不允许有粗细晶粒带存在。 但是,技术要求没有提出高温强度指标和疲劳性能指标。在航空用 GH2132 螺栓的长期生产中, 由 于 GH2132合金在冶炼过程中每个炉批次存在成分含量的波动,合金元素偏析,杂质数量、种类、大小、形状以及热变形工艺等因素的影响。 按标准热处理制度热处理后, 晶粒度和持久性能不能同时满足技术要求而报废的情况十分严重。

　　合金锻造开坯加热温度1080℃-1140℃，终锻温度髙于900℃。水压机开坯时加热温度1100℃，停压温度高于950℃；模锻幵压温度为1100℃，停压温度高于930℃。环件轧制加热温度1130-1150℃，终轧温度高于900℃，棒材及型材轧制温度1080-1140℃，终轧温度高于900℃。

　　高温合金都是以 γ 奥氏体为基, 从室温到高温都具有面心立方结构。 因此,高温合金在热处理过程中,不能通过相的重结晶来细化晶粒。 随着固溶温度的升高以及保温时间的延长, 晶粒长大趋势越明显。 为保证晶粒度,热处理工艺上通常在标准热处理制度规定的范围内选取较低的固溶保温温度和较短的固溶保温时间,但按标准时效制度时效后 GH2132 合金的持久性能不易保证。 所以, 在目 前国产高温合金的冶炼水平下想要同时保证 GH2132 航空发动机螺栓类产品的晶粒度和持久性能, 只能在时效制度上做调整。 通过研究不同时效制度对 GH2132 航空发动机螺栓性能的影响,以获得 GH2132 航空发动机螺栓良好持久性能的最佳时效制度。

　　1) 相比 GH2132 合金原定标准时效制度 720 ℃ ×16 h，采用 680 ℃ × 24 h 时效制度可大幅度提高合金的硬度、室温强度、高温强度，其持久断裂时间可提高20% 以上。

　　2) 采用最低固溶处理工艺参数以保证晶粒度合格的前提下，提高航空发动机 GH2132 合金持久性能的最佳时效制度为 680 ℃ × 24 h，缓慢冷却。

　　3) GH2132合金经 680 ℃ × 24 h 时效后，疲劳寿命虽有所降低，但仍高达 40.44 万次，远高于航空发动机技术条件规定的 6.5 万次。所以，使用是安全可靠的。

　　为了与实际生产的条件一致, 力学性能试样统一采用热镦成型。然后同炉980℃ ×1h进行固溶处理,按不同时效制度进行时效, 最后统一滚丝后进行各项试验检测。 持久试验每炉挂3件,以首件断裂时间为持久时间;疲劳试验高载按抗拉强度的60% 即 540 MPa 加载,低载按高载的 10% 即 54 MPa 进行拉-拉疲劳检测。试验使用的设备有 WZC-30 型双室线 型数控车床、CM6125 型普通车床、H3-5 型滚 R 机、PCB-14S-NC 型数控无心磨床、RP24-E-CNC 型进口 滚丝机、HR150-A 型洛氏硬度测试机、CMT5105 型常温( 高温) 拉伸试验机、R-9200G 型疲劳试验机、GWT2015 型持久试验机、ZXQ-5 型金相试样自动压片机、MA2001 型金相显微镜。