合金

C

Cr

Ni

W

Mo

Fe

Nb

B

Ce

Si

Mn

P

S

Cu

GH1015

≤0.08

19-22

34-39

4.8-5.8

2.5-3.2

余

1.10-1.60

≤0.01

≤0.05

≤0.06

≤1.5

0.02

0.015

0.25

类别

牌  号

主要特性

应用举例

1.
固 
溶 
强 
化 
型 
铁 
基 
合 
金

GHl015

这类合金含铬、镍量相对较高，含弥散强化相形成元素(V、Al、Ti)量相对较少。
它的热处理主要形式为“固溶处理”，通过固溶处理可达到强化的目的。
在零件需要多次冷压加工时，为消除加工硬化、恢复塑性，也要进行固溶处理。
零件焊接后通常进行退火处理以消除内应力。
由于铬、镍含量较高，故这类合金抗氧化温度较高，一般可达900％以上；但因含弥散强化相形成元素较少，合金中化合物数量较少，故室温强度、高温强度都较低。
这类合金固溶处理后的组织为奥氏体，故塑性好，可以冷压成形；由于含碳量少，故焊接性亦好这类合金主要用来制作形状复杂、冷压成型、受力不大，但要求抗氧化能力较高的高温零件，其中最典型的零件是涡轮发动机的燃烧室

900℃以下的涡轮发动机的燃烧室、加力燃烧室等零件

GHl016

700～900％的涡轮发动机的燃烧室、加力燃烧室等零件

GHl035

750～800℃的涡轮发动机的燃烧室和加力燃烧室

GHl040

800℃以下的燃烧室、加力燃烧室和700~C以下的涡轮盘、轴及叶片材料

GH1131

900℃以下的涡轮发动机的燃烧室、加力燃烧室和其他高温部件

GH1140

800～900℃的涡轮发动机的燃烧室、加力燃烧室等零件

2.
时 
效 
硬 
化 
型 
铁 
基 
合 
金

GH2018

这类合金铬、镍含量相对较低，故抗氧化的温度仅约800％，但是含弥散强化相形成元素(v、Al、Ti)量相对较高，在固溶体基体上可形成化合物强化相，所以常用热处理形式为固溶处理+时效。
通过固溶处理，可以使合金固溶强化；通过时效处理，可以使合金析出细小强化相[VC、Ni3Al、Ni3Ti，Ni3(Al·Ti)]，从而提高室温和高温强度。
固溶并时效处理后的组织为奥氏体+弥散化合物。
例如GH2132的化合物量为2.5％、GH2135的化合物量为14％这类合金通常应用于高温下受力的零件，如涡轮盘、螺栓和工作温度不高的转子叶片等

800℃以下的涡轮发动机的燃烧室、加力燃烧室和其他高温部件

GH2036
GH2038

650℃以下的涡轮盘、环形件和紧固件

700℃以下的涡轮盘、轴和叶片

GH2130

800℃以下的增压涡轮和燃气涡轮叶片材料

GH2132

650～700℃的涡轮盘、环形件、冲压焊接件和紧固零件材料

GH2135

700～750℃的涡轮盘、工作叶片和其他高温部件

GH2136

650～700℃的涡轮盘材料

GH2302

800～850℃的燃气涡轮叶片和 
700℃～750℃的燃气轮机叶片等材料

3.
固 
溶 
强 
化 
型 
镍 
基 
金

GH3030

特性、用途和相应的固溶强化型铁基合金、时效硬化型铁基合金基本相同。
不同之处在于基体的差别。
铁基高温合金的基体金属是铁(含铁量约50％左右)，含铬量约10％。
23％、含镍量约7％一40％；而镍基高温合金的基体金属是镍，镍含量大于50％  由于镍含量的提高，故镍基高温合金比铁基高温合金的热强性高，最高工作温度已达到1050℃左右；但其可切削加工性亦随之变差。
同时由于它们都含有大量的镍，不符合我国资源情况，应逐步采用铁基高温合金来代替

800℃以下涡轮发动机的燃烧室、加力燃烧室等零件，可用GHll40代

GH3039

800～850℃的火焰筒及加力燃烧室等零件

GH3044

850～900℃的航空发动机的燃烧室及加力燃烧室等零件

GH3128

800～950℃的涡轮发动机的燃烧室、加力燃烧室等零件

4.
时 
效 
硬 
化 
型 
镍 
基 
合 
金

GH4033

700℃以下的涡轮叶片和750℃以 
下的涡轮盘等材料

GH4037

800～850℃的涡轮叶片材料

GH4043

800～850℃的排气门座后卡圈零件和燃气涡轮叶片

GH4049

900℃以下的燃气涡轮工作叶片及其他受力较大的高温部件

GH4133

700～750℃的涡轮盘或叶片

GH4169

350～750℃的抗氧化热强材料