用途见表3-30。 表8-30高温合金的特性和应用 种别 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，合金中化合物数目较少，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外形复杂、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、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 △ 口 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;通过期效处理，可以使合金析出细小强化相[VC、Ni3Al、Ni3Ti，Ni3(Al·Ti)]，从而进步室温顺高温强度。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、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、环形件和紧固件 700℃以下的涡、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、环形件、冲压焊接件和紧固零件材料 GH2135 700~750℃的涡、工作叶片和其他高温部件 GH2136 650~700℃的涡材料 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% 由于镍含量的进步，故镍基高温合金比铁基高温合金的热强性高，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℃的涡或叶片 GH4169 350~750℃的抗氧化热强材料 注:各成分含量皆指质量分数。

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，合金中化合物数目较少，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外形复杂、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加力燃烧室等零件GH1131GH1140转子叶片等燃气轮机叶片等材料卡圈零件和燃气涡轮叶片