高温合金牌号及具体性能表汇总Word文档下载推荐.docx

1、1.201.70O.700.800.030GH1040O.1215.O17.524.027.O5.507.O01.002.000.51.00O.030N0.10O.20GH1131O.1019.O22.O25.030.O4.806.002.803.50O.701.30O.0051.20O.80N0.150.30GH114020.O23.O35.O40.O1.401.802.002.50O.20O.600.70O.025时效硬化型铁基合金GH2018O.0618.021.O40.044.O1.802.203.704.30O.35O.75Zr0.050GH20360.340.4011.513.57

2、.O9.01.101.40O.250.501.251.557.509.50O.30O.800.035GH20380.101O.O12.50.502.302.80O.0081.00GH213012.O16.O5.006.501.402.202.403.20GH213213.516.O24.O27.01.001.500.401.752.300.100.50O.0010.0102.00GH213514.O16.O33.036.01.702.202.002.802.102.500.030.40.5GH21360.0613.O16.024.528.51.001.75O.352.403.20O.010.1

3、0O.005O.025O.75GH230238.042.03.504.501.502.501.802.30O.O1OZrO.050固溶强化型镍基合金GH303019.022.00.150.15O.35GH30390.350.753.OO.901.30O.400.012GH304423.526.513.016.00.300.704.00.013O.013GH3128O.0519.O22.07.59.O7.509.OO.400.800.40O.802.0ZrO.06时效硬化型镍基合金GH4033O.03O.08O.601.002.402.804.O0.350.65O.O07GH4037O.030.

4、102.004.001.702.305.00.10.50CH40430.1215.O19.02.003.504.006.001.001.701.902.800.51.30O.0310GH40499.511.O4.505.503.704.401.401.901.50.2O.50C014.016.OGH4133O.070.701.202.503.001.151.650.007GH416917.O21.O50.055.02.83.3O.651.154.755.50O.006注：1.GH1035合金中的Ti和Nb为任选其一，不是同时加入的。2.GH3039合金中允许有铈（Ce）存在。3.表中B、Zr、

5、Ce的含量为计算加入量，可不分析测定（除非产品标准或协议、合同中另有规定）。表8-30高温合金的特性和应用类别牌 号主要特性应用举例1.固溶强化型铁基合金这类合金含铬、镍量相对较高，含弥散强化相形成元素（V、A1、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

6、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700900%的涡轮发动机的燃烧室、加力燃烧室等零件750800的涡轮发动机的燃烧室和加力燃烧室800以下的燃烧室、加力燃烧室和700C以下的涡轮盘、轴及叶片材料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800900的涡轮发动机的燃烧室、加力燃烧室等零件2.时效硬口这类合金铬、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、A1、Ti）量相对较高，在固溶体

7、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、Ni3A1、Ni3Ti，Ni3（A1Ti），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800以下的增压涡轮和燃气涡轮叶片材料650700的涡轮盘、环形件、冲压焊接件和紧固零

8、件材料700750的涡轮盘、工作叶片和其他高温部件650700的涡轮盘材料800850的燃气涡轮叶片和700750的燃气轮机叶片等材料3.镍特性、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

9、力燃烧室等零件，可用GH1140代800850的火焰筒及加力燃烧室等零件850900的航空发动机的燃烧室及加力燃烧室等零件800950的涡轮发动机的燃烧室、加力燃烧室等零件4.700以下的涡轮叶片和750以下的涡轮盘等材料800850的涡轮叶片材料GH4043800850的排气门座后卡圈零件和燃气涡轮叶片900以下的燃气涡轮工作叶片及其他受力较大的高温部件700750的涡轮盘或叶片350750的抗氧化热强材料各成分含量皆指质量分数。表5-6-7中国与国外变形高温合金牌号近似对照No.中国日本JIS美国德国法国NF俄罗斯TOCT英国DS/DTDGB/T旧牌号商业牌号AMS/SAEDINW-Nr.

10、（L-Nr.）1GH15-8682GH357034GH403955GH1311266GH1406027GH18N2638GH364819GH38A696A10GH13061711GH132A286AMSS525,5731; SAEHEV7X5NiCrTi26-151.4980（1.4944）Z6NCT25ATVSMo786DTD502612GH13543713GH136V57X5NirTi26-15Z3NCT25;ATVS214GH30215GH30ATGR;NC20T435HR5;DTD703B;N203,N40316GH3917GH4418GH12819GH33437N80AGH37AMS

11、5829;SAEHEV6;ATGS4;NC20KTA2HRC,2HR202DTD747B;N501,N50321GH43-59822GH49（2.4636）NCK15ATD929HR4;N11523GH33A24GH169Inconel718AMS5596,5662SAEXEV-1NiCr19NbMo2.4668ATGC1;NC19FeNbInconel18*25GH19SUH661N155AMS5531,5585;SAEHEV1X12CrCoNi21-201.4971（1.4974）ATGXZ12CNKDW2026GH20NCF800B;NCF2BIncoloy800AMS5766,5871

12、;X10NiCrAlTi32-201.487625NC35-20;NicralCIncoloy800*27GH32HestelloyXAMS55365754;SG-NiCr21Fe18Mo2.4613ATGEHR6HR20428GH25L605AMS5537,5759;CoCr20W15Ni2.4964ATGH;KC20WNHR2529GH80ANiMonic80ANiCr20TiAl2.4952（2.4631）ATGS3NC20TA2HR12HR201;2HR401;3HR601;DTD736B30GH141Rene41AMS5545;5712NiCr19CoMo2.4973ATGW2NC2

13、0KDTA31GH1432.4634NCKD20ATrHR3;DTD5007A;N10532GH145NCF750BInconelX-750AMS5542,5567NiCr15Fe7TiAL2.4669ATGF;NC15FeTNbA974InconelX-750*33GH146Udimet500AMS57515753NICr18Co2.4983ATGW2;Udimet500*NPK2534GH163NiCo20Cr20MoTi2.4650ATGWO;NCK20DHR10,HR206;35GH167HastelloyR-135AMS5872A36GH182Hatell-oyC4NiMo16Cr1

14、6Ti2.461037GH333RA333AMS5716;5717ATG33;Z6NCKDW4538GH600Imonel600AMS5665（NiCr15Fe8）2.4816NC15Fe;NiCralZ39GH710ATGW4;Z6NCK18TDAUdimet710*40GH738WaspaloyAMS5704;5544NiCr1gCo14Mo4Ti2.4654ATGW1;NC20K14NPK5041GH901Udimet901AMS5660;5561NiFeCr12Mo2.4975（2.4662）Z8NCD725HR53,HR404;N90142GH984Inconel625AMS5666

15、;5599NiCr22Mo9Nb2.4856ATGE2NC22FeDNbIncomne1625*43Disca10yX4NICrTi25-151.4943Disca10y*44Incoloy825NiCr21Mo2.4858NC21FeDU45Incoloy700ATGS8;NK27CADTW-Wr.是德国DIN17007系统的数字材料号（Wdrkstoff-Nummer）；L-Nr.是德国航空标准数字牌号（Luftfahrtstoff-Nr）的缩写，在表中加括号，以示区别。英国牌号中带“”的为商业牌号，与美国牌号通用。镍基高温合金锻件的热处理固溶强化的镍基高温合金（如GH3030，GH303

16、9，GH3044，GH141等）锻件一般采用固溶时效处理。固溶处理的目的，不但是为了溶解基体的碳化物和r相，以获得均匀的固溶体，为时效作组织准备，而且也是为了获得适当的晶粒度。一般固溶处理温度在10401230围，需确定恰当的固溶处理加热温度和保温时间，以防止r相晶粒不均匀长大、过热和过烧。有些合金，除了固溶时效处理外，还采用中间热处理，以获得较高的持久强度、高温塑性和较小的缺口敏感性。高温合金的热处理制度见表12。表12 高温合金锻件的热处理制度钢号适 宜 的 热 处 理 制 度布氏硬度压痕直径/mm铁基高温合金固溶：11001140,空冷10801100，空冷11001140，空冷，时效：800，16h，空冷11301170，空冷，（保温按4min/mm）1150，空冷，（保温按11.5min/mm）1160，空冷，（保温按11.5min/mm）1180，1.5h+1050,4h,空冷，时效：3.33.71180，2h+1150，4h，空冷，时效：GH951200，1.5h+1050，4h，空冷；时效：1180，2h+1050,4h，空冷；750，16h，空冷3.13.41140，80min，水冷；650670，1416h+770800,1420h，空冷3.453.65710，5h+800850,5h，空冷3.53.91200，8h，水冷9801000，12