高温合金牌号及具体性能表汇总Word文档下载推荐.docx
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1.20～1.70
≤O.70
≤0.80
≤0.030
GH1040
≤O.12
15.O～17.5
24.0～27.O
5.50～7.O0
1.00～2.00
0.5～1.00
≤O.030
N0.10～O.20
GH1131
≤O.10
19.O～22.O
25.0～30.O
4.80～6.00
2.80～3.50
O.70～1.30
≤O.005
≤1.20
≤O.80
N0.15～0.30
GH1140
20.O～23.O
35.O～40.O
1.40～1.80
2.00～2.50
O.20～O.60
≤0.70
≤O.025
时效硬化型铁基合金
GH2018
≤O.06
18.0～21.O
40.0～44.O
1.80～2.20
3.70～4.30
O.35～O.75
Zr《0.050
GH2036
0.34～0.40
11.5～13.5
7.O～9.0
1.10～1.40
O.25～0.50
1.25～1.55
7.50～9.50
O.30～O.80
≤0.035
GH2038
≤0.10
1O.O～12.5
≤0.50
2.30～2.80
≤O.008
≤1.00
GH2130
12.O～16.O
5.00～6.50
1.40～2.20
2.40～3.20
GH2132
13.5～16.O
24.O～27.0
1.00～1.50
≤0.40
1.75～2.30
0.10～0.50
O.001～0.010
≤2.00
GH2135
14.O～16.O
33.0～36.0
1.70～2.20
2.00～2.80
2.10～2.50
≤0.03
≤0.4
≤0.5
GH2136
≤0.06
13.O～16.0
24.5～28.5
1.00～1.75
≤O.35
2.403.20
O.01～0.10
O.005～O.025
≤O.75
GH2302
38.0～42.0
3.50～4.50
1.50～2.50
1.80～2.30
≤O.O1O
Zr≤O.050
固溶强化型镍基合金
GH3030
19.0～22.0
≤0.15
0.15～O.35
GH3039
0.35～0.75
≤3.O
O.90～1.30
≤O.40
≤0.012
GH3044
23.5～26.5
13.0～16.0
0.30～0.70
≤4.0
≤0.013
≤O.013
GH3128
≤O.05
19.O～22.0
7.5～9.O
7.50～9.O
O.40～0.80
0.40～O.80
≤
2.0
Zr≤O.06
时效硬化型镍基合金
GH4033
O.03～O.08
O.60～1.00
2.40～2.80
≤4.O
≤0.35
≤0.65
≤O.O07
GH4037
O.03～0.10
2.00～4.00
1.70～2.30
≤5.0
0.1～0.50
CH4043
≤0.12
15.O～19.0
2.00～3.50
4.00～6.00
1.00～1.70
1.90～2.80
0.5～1.30
≤O.0310
GH4049
9.5～11.O
4.50～5.50
3.70～4.40
1.40～1.90
≤1.5
0.2～O.50
C014.0～16.O
GH4133
≤O.07
0.70～1.20
2.50～3.00
1.15～1.65
≤0.007
GH4169
17.O～21.O
50.0～55.0
2.8～3.3
O.65～1.15
4.75～5.50
≤O.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、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
700～900%的涡轮发动机的燃烧室、加力燃烧室等零件
750～800℃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700~C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
800～900℃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（A1·
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
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
650～700℃的涡轮盘、环形件、冲压焊接件和紧固零件材料
700～750℃的涡轮盘、工作叶片和其他高温部件
650～700℃的涡轮盘材料
800～850℃的燃气涡轮叶片和
700℃～750℃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、加力燃烧室等零件，可用GH1140代
800～850℃的火焰筒及加力燃烧室等零件
850～900℃的航空发动机的燃烧室及加力燃烧室等零件
800～950℃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
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
900℃以下的燃气涡轮工作叶片及其他受力较大的高温部件
700～750℃的涡轮盘或叶片
350～750℃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①
法国
NF
俄罗斯
TOCT
英国②
DS/DTD
GB/T
旧牌号
商业牌号
AMS/SAE
DIN
W-Nr.
（L-Nr.）
1
GH15
-
ЭП868
2
GH35
ЭП703
4
GH40
ЭП395
5
GH131
ЭП126
6
GH140
ЭП602
7
GH18
N263
8
GH36
ЭП481
9
GH38A
ЭП696A
10
GH130
ЭП617
11
GH132
A286
AMSS525,
5731;
SAEHEV7
X5NiCrTi26-15
1.4980
（1.4944）
Z6NCT25
ATVSMo
ЭП786
DTD5026
12
GH135
ЭП437
13
GH136
V57
X5NirTi26-15
Z3NCT25;
ATVS2
14
GH302
15
GH30
ATGR;
NC20T
ЭП435
HR5;
DTD703B;
N203,N403
16
GH39
17
GH44
18
GH128
19
GH33
ЭП437Ъ
N80A
GH37
AMS5829;
SAEHEV6;
ATGS4;
NC20KTA
2HRC,
2HR202
DTD747B;
N501,N503
21
GH43
-ЭП598
22
GH49
（2.4636）
NCK15
ATD
ЭП929
HR4;
N115
23
GH33A
24
GH169
Inconel718
AMS5596,
5662
SAEXEV-1
NiCr19NbMo
2.4668
ATGC1;
NC19FeNb
Inconel18*
25
GH19
SUH661
N155
AMS5531,
5585;
SAEHEV1
X12CrCoNi21-20
1.4971
（1.4974）
ATGX
Z12CNKDW20
26
GH20
NCF800B;
NCF2B
Incoloy800
AMS5766,
5871;
X10NiCrAlTi32-20
1.4876
25NC35-20;
NicralC
Incoloy800*
27
GH32
HestelloyX
AMS5536
5754;
SG-NiCr21Fe18Mo
2.4613
ATGE
HR6
HR204
28
GH25
L605
AMS5537,
5759;
CoCr20W15Ni
2.4964
ATGH;
KC20WN
HR25
29
GH80A
NiMonic80A
NiCr20TiAl
2.4952
（2.4631）
ATGS3
NC20TA
2HR1
2HR201;
2HR401;
3HR601;
DTD736B
30
GH141
Rene41
AMS5545;
5712
NiCr19CoMo
2.4973
ATGW2
NC20KDTA
31
GH143
2.4634
NCKD20ATr
HR3;
DTD5007A;
N105
32
GH145
NCF750B
InconelX-
750
AMS5542,
5567
NiCr15Fe
7TiAL
2.4669
ATGF;
NC15FeTNbA
ЭП974
InconelX-750*
33
GH146
Udimet500
AMS5751
5753
NICr18Co
2.4983
ATGW2;
Udimet500*
NPK25
34
GH163
NiCo20Cr
20MoTi
2.4650
ATGWO;
NCK20D
HR10,
HR206;
35
GH167
HastelloyR-135
AMS5872A
36
GH182
Hatell-oyC4
NiMo16Cr16Ti
2.4610
37
GH333
RA333
AMS5716;
5717
ATG33;
Z6NCKDW45
38
GH600
Imonel600
AMS5665
（NiCr15Fe8）
2.4816
NC15Fe;
NiCralZ
39
GH710
ATGW4;
Z6NCK
18TDA
Udimet
710*
40
GH738
Waspaloy
AMS5704;
5544
NiCr1gCo
14Mo4Ti
2.4654
ATGW1;
NC20K14
NPK50
41
GH901
Udimet901
AMS5660;
5561
NiFeCr12Mo
2.4975
（2.4662）
Z8NCD
ЭП725
HR53,
HR404;
N901
42
GH984
Inconel625
AMS5666;
5599
NiCr22Mo9Nb
2.4856
ATGE2
NC22FeDNb
Incomne
1625*
43
Disca10y
X4NICrTi25-15
1.4943
Disca10y*
44
Incoloy825
NiCr21Mo
2.4858
NC21FeDU
45
Incoloy700
ATGS8;
NK27CADT
①W-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。
②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，GH3039，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1040～1230℃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：
1100～1140℃,空冷
—
1080～1100℃，空冷
1100～1140℃，空冷，时效：
800℃，16h，空冷
1130～1170℃，空冷，（保温按4min/mm）
1150℃，空冷，（保温按1～1.5min/mm）
1160℃，空冷，（保温按1～1.5min/mm）
1180℃，1.5h+1050℃,4h,空冷，时效：
3.3～3.7
1180℃，2h+1150℃，4h，空冷，时效：
GH95
1200℃，1.5h+1050℃，4h，空冷；
时效：
1180℃，2h+1050℃,4h，空冷；
750℃，16h，空冷
3.1～3.4
1140℃，80min，水冷；
650～670℃，14～16h+770～800℃,14～20h，空冷
3.45～3.65
710℃，5h+800～850℃,5h，空冷
3.5～3.9
1200℃，8h，水冷
980～1000℃，1～2
升级会员 