哈氏合金欢迎询价

在650°C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。 用途举例：在650°C以下长期工作的航空发动机高温承力部件，如涡等。 通过时效处理，从过饱和固溶体中析出第二相（γ’、γ“、碳化物等），以强化合金。γ‘相与基体相同，均为面心立方结构，点阵常数与基体相近，并与晶体共格，因此γ相在基体中能呈细小颗粒状均匀析出，阻碍位错运动，而产生显著的强化作用。γ’相是A3B型金属间化合物，A代表镍、钴，B代表铝、钛、铌、钽、钒、钨，而铬、钼、铁既可为A又可为B。镍基合金中典型的γ‘相为Ni3(Al,Ti)。γ’相的强化效应可通过以下途径得到加强： ①增加γ‘相的数量； ②使γ’相与基体有适宜的错配度，以获得共格畸变的强化效应； ③加入铌、钽等元素增大γ’相的反相畴界能，以提高其抵抗位错切割的能 高温合金 高温合金 力； ④加入钴、钨、钼等元素提高γ‘相的强度。γ“相为体心四方结构，其组成为Ni3Nb。因γ“相与基体的错配度较大,能引起较大程度的共格畸变，使合金获得很高的屈服强度。但超过700℃，强化效应便明显降低。钴基高温合金一般不含γ相，而用碳化物强化

冷战结束后，由于东西方的军事对峙趋缓及全球性的经济不景气，各国的国防经费都遭到大幅度缩减，使大多数的军用飞机都需要延长使用年限，如此虽然可节省采购新机的花费，但老飞机结构上令人头痛的疲劳与腐蚀，则是延长服役期限时必须严肃以对的课题。 1 前言 　　东西方冷战时期，西方军用飞机的设计使用年限通常是20年到30年，为了维持对苏联的军事优势，这些军用飞机在到达使用年限后都会予以退役，但自1991年苏联瓦解后，双方的军事对峙一夜之间骤然消失，维持军事优势已无必要性，加上本世纪初的全球性经济不景气，国防经费遭到大幅度删减，使得许多的军用飞机在到达使用年限后仍然得继续服役，部分机型的服役时间甚至高达50年以上。 　　B-52“同温层堡垒”（Stratofortress）轰炸机是冷战时期美国的核轰炸主力，后一架B-52H于1962年出厂，原本预定在服役30年后的1992年退役，如今美国空军决定该机得继续服役到2040年，届时服役时间将逼近80岁，堪称是爷爷级的古董机。而于1961年进入美国空军服役的T-38“禽爪”（Talon）喷气教练机，原设计服役寿命为7,000飞行小时，但经过数次性能延长服役寿命后，在2013年时的实际飞行时数已达15,000飞行小时，等到预计的2026年退役时，实际飞行时数将达23,000小时，为原本设计值的3倍多。 T-38在1997~2001年的世纪之交更换了全新机翼，老机得以开新花 　　延长飞机使用年限固然可以省下采购新飞机的经费，但伴随着飞机使用时间的增加，飞机结构的疲劳（fatigue）及腐蚀（corrosion）问题也会随之一一浮现。根据一份1997年发表的研究报告，从1954年到1995年这40年间，全球共约发生2,800次飞机失事，其中由于结构问题导致的有67件，原因及百分比为︰其它及设计不良各占10.4%、维修不良占7.5%、超负荷（overload）占28.4%、疲劳及腐蚀占百分之43.2%。结构问题中疲劳及腐蚀危害烈，几乎占了一半，可见要维持老飞机的飞行，必须对结构疲劳及腐蚀有正确的认知及处置，而这也是目前各国空军现正面对的首要课题。 结构疲劳破坏典型破断面 2 疲劳 　　疲劳是指在低于材料极限强度（ultimate strength）的应力（stress）长期反复作用下，导致结构终于破坏的一种现象。由于总是发生在结构应力远低于设计容许应力的情况下，因此常能躲过一般人的注意而不被发觉，这也是疲劳危险的地方。 　　材料在承受反复应力的作用过程中，每一次的应力作用称为一个应力周期（cycle），此周期内的材料受力状态，由原本的无应力先到达正应力（拉伸应力），然后到达负应力（压缩应力），后回到无应力状态。在此受力过程中，每一个应力周期所经历的时间长短（即︰频率）与疲劳关系甚微，应力周期的振幅及累积次数才是决定疲劳破坏发生的时机；另外，压缩应力不会造成疲劳破坏，拉伸应力才是疲劳破坏的主因。 材料承受反复应力的作用过程 　　疲劳破坏大致分为两类︰低周期疲劳（low cycle fatigue）及高周期疲劳（high cycle fatigue）。一般而言，发生疲劳破坏时的应力周期次数少于十万次者，称为低周期疲劳；高于此次数者，称为高周期疲劳。低周期疲劳的作用应力较大，经常伴随着结构的塑性变形（plastic deformation）；高周期疲劳的作用应力较小，结构变形通常维持在弹性（elastic）范围内，所以不致有变形。 　　材料疲劳破坏的进程分为三阶段︰裂纹初始（crack initiation）、裂纹成长（crack growth）、强制破坏（rupture）。材料表面瑕疵或是几何形状不连续处，材料晶格（lattice）在外力作用下沿结晶面（crystallography plane）相互滑移（slip），形成不可逆的差排（dislocation）移动，在张力及压力交替作用下，于材料表面形成外凸（extrusion）及内凹（intrusion），造成初始裂纹。这些初始裂纹在多次应力周期的拉伸应力连续拉扯下逐渐成长，并使材料承载面积缩减，降低材料的承载能力。当裂纹成长到临界长度（critical length）时，材料净承载面积下的应力已超过材料的极限强度，此时的材料强制破坏也就无法避免了。 　　飞机结构的疲劳破坏常发生于几何形状不连续处，因此在维护延长服役年限的老飞机时，对一些几何面积变化较大的位置，如︰R角、铆钉孔边……，都得特别留意。比较麻烦的是有些结构件在原本的设计负载下，预期使用期间不会有疲劳破坏的顾虑，因此未留下检查进手空间，或是结构需大部拆解后才有办法检查，这些位置在延长服役期间如果未能检查，就会有相当的潜在飞行风险。 3 腐蚀 　　腐蚀是个存在已久的老问题，亚热带高温潮湿的环境更有利于腐蚀的发生。本质上，腐蚀是个无法避免的过程，只能以适当的处置来延缓其发生或降低带来的损害，明白了常见的腐蚀及其或处置方式，对飞行或节省维修经费，都会有莫大的帮助。 　　广义来说，腐蚀是指材料受到环境介值预期外的侵袭所造成的材料性质退化。不论是金属、聚合物（polymer）、或陶瓷（ceramic）……皆难逃腐蚀。这是因为在自然界里，材料以矿石中硫化物（sulfide）或氧化物（oxide）型态存在的情况稳定，一旦经由各种精炼过程成为纯物质或合成物质的型态，就成为不稳定状态，而腐蚀就是材料恢复稳定的一种方式。例如：自然界的铁是以氧化铁的形式存在于矿石中，经过提炼之后成为纯铁或合金钢，但在岁月的侵袭下，终究会恢复到生锈的氧化铁。 　　一般人都有个错误的观念，认为腐蚀与空气湿度有直接的关系，因此潮湿的东南亚地区较容易发生腐蚀，而干燥的北美或欧洲大陆，则较不会有腐蚀的困扰。事实上，腐蚀的发生与空气湿度（Absolute Humidity）关系甚微，与空气相对湿度（Relative Humidity）则密不可分。此处的空气湿度就是一般人所认知的空气湿度，它是指在某一温度下，空气中所含的水蒸气含量；而空气相对湿度则是指在某一温度下，空气中的水蒸气含量与该温度下空气所能容纳的水蒸气含量之比值。当空气相对湿度到达某一临界值（Threshold）时，水蒸气会在金属表面形成水膜，促使电化学（electrochemical）反应发生，进而加快腐蚀速率，因此东南亚地区的年平均空气湿度固然高于北美或欧洲大陆地区，但两地区的年平均空气相对湿度则未必一定如此，事实上，全球大部分地区的年平均空气相对湿度大约都在70%到80%之间，换言之，不论是东南亚地区或是大陆型气候的美国，都会遭遇到相同程度的腐蚀问题。