GH4141
Ni-Cr-Co 基沉淀硬化型变形高温合金，对应美国 Rene 41 / Alloy R41 / UNS N07041。长期使用温度可达 980℃ 以下；650~900℃ 具有较高的拉伸、持久和蠕变强度、抗屈服与抗疲劳性能及良好抗氧化性能，是 980℃ 以下力学性能高的板材合金之一。适合制造 870℃ 以下要求高强度、980℃ 以下要求抗氧化的航空、航天发动机高温零部件。因 Al、Ti、Mo 含量较高，锻造开坯较困难，但开坯后塑性较好。
化学成分%
成分明细（%）
| 元素 | 含量（%） | 名称 |
|---|---|---|
| C | 0.06~0.12 | 碳 |
| Si | ≤0.5 | 硅 |
| Mn | ≤0.5 | 锰 |
| P | ≤0.015 | 磷 |
| S | ≤0.015 | 硫 |
| Cr | 18~20 | 铬 |
| Ni | 余量 | 镍 |
| Mo | 9~10.5 | 钼 |
| Co | 10~12 | 钴 |
| Cu | ≤0.5 | 铜 |
| Fe | ≤5.0 | 铁 |
| Zr | ≤0.07 | 锆 |
| B | 0.003~0.01 | 硼 |
| Ti | 3~3.5 | 钛 |
| Al | 1.4~1.8 | 铝 |
| Mg | ≤0.01 | 镁 |
条形长度 = 该元素含量百分比；窄段（<0.8%）未在条上显示，见上表。成分区间以执行标准与随货材质证明书为准。
牌号与性能概览
Ni-Cr-Co 基沉淀硬化型变形高温合金，对应美国 Rene 41 / Alloy R41 / UNS N07041。长期使用温度可达 980℃ 以下；650~900℃ 具有较高的拉伸、持久和蠕变强度、抗屈服与抗疲劳性能及良好抗氧化性能，是 980℃ 以下力学性能高的板材合金之一。适合制造 870℃ 以下要求高强度、980℃ 以下要求抗氧化的航空、航天发动机高温零部件。因 Al、Ti、Mo 含量较高，锻造开坯较困难，但开坯后塑性较好。
物理性能
| 密度 | |
|---|---|
| 熔点 | 1316~1371℃（GH141 文件；High Temp Metals 2400/2500°F 一致 ✅) |
| 硬度 | ≤363 HBS（供货态，GH141 文件）；时效态 HRC 40/45、固溶态（1066℃ 淬）HRB 98~HRC 30(High Temp Metals) |
| 比热容 | 452 J/(kg·K)(21~316℃，0.108 Btu/lb·°F，High Temp Metals; |
| 磁性 | 磁导率 <1.002 H/m(GH141 文件）；无磁性 |
| 8.37(100℃）~23.45(800℃） W/(m·K) | |
| 热导率（HTM) | |
| 电阻率 | 室温（δ2mm 板材）：热轧 1.31、1065℃×4h 空冷 1.25、+760℃×16h 空冷 1.27、1175℃×0.5h 空冷 1.33、+900℃×4h 空冷 1.34 ×10⁻⁶ Ω·m（手册表 2-3;HTM 给出 1.25~1.34 μΩ·m 一致 ✅) |
| 线膨胀系数 | 10.54(20~100℃）~15.91(20~900℃）×10⁻⁶/℃（手册表 2-2);HTM 21℃ 起算 12.1(93℃）~17.8(1093℃），低温端与手册有差，两说待核 |
| 20℃：210 GPa;700℃：142.5;800℃：138 | |
| θ/℃ | 100 |
| λ | 8.37 |
| α₁ | 10.54 |
| > ⚠️ 弹性模量为两说 | Rene 41 属镍基沉淀硬化型，E 应按 HTM 曲线随温度缓慢下降； |
力学性能
按形态与测试温度给出的典型值；实际以执行标准与随货材质证明书为准。
| 试验温度 | 0.2% 屈服 σp0.2 | 抗拉 σb | 延伸率 δ(2 in) |
|---|---|---|---|
| 21℃ | 1062 MPa | 1420 MPa | 14% |
| 538℃ | 1014 | 1400 | 14 |
| 593℃ | 1007 | 1379 | 14 |
| 649℃ | 1000 | 1338 | 14 |
| 760℃ | 938 | 1103 | 11 |
| 816℃ | 814 | 869 | 14 |
执行标准
· GH141/Rene 41 外标：AMS 5545（板带）、AMS 5712、AMS 5713（棒/锻件） · 国标：成分/牌号体系 GB/T 14992（产品标准以质保书为准） · 企标/行业技术条件（回捞自 UNS N07041 手册体原文）：Q/3B 4060-1992《GH141 合金棒材》、Q/3B 4063-1992《GH141 合金冷轧带材》、Q/5B 4027-1992《GH141 合金圆饼、环坯、环形件》、Q/6S 1033-1992《高温紧固件用 GH141 合金棒材》、抚高新 84-13《航天用 GH141 合金棒材技术条件》
典型应用
· 航空、航天发动机高温承力部件：导向叶片、燃烧室（内套）、涡轮轴、盘件（高压涡轮外环支撑环、固定环、高压导向器外环、支撑环）、紧固件
热处理制度
· 较低温度工作、要求高拉伸强度与疲劳性能件：1080℃ 空冷 + 760℃ × 16h 空冷。 · 高温工作、要求高热强性件：1180℃ 空冷 + 900℃ × 4h 空冷。 · 注：GH4141 文件提示焊前需固溶处理或过时效处理以消除焊缝应变时效裂纹倾向。 完整规范（回捞自 UNS N07041 手册体原文，表 1-2) | 适用品种 | 规范 | |---|---| | （航空）圆饼、环坯、环形件、棒、板材 | 规范Ⅰ：1080±10℃ 快淬 + 1120±10℃×0.5h 空冷 + 900±10℃×（1~4)h 空冷 | | （航天）棒、盘件 | 规范Ⅱ：1080℃×4h 油冷 + 760℃×16h 空冷 | | （航天）棒、盘件 | 规范Ⅲ：1065℃×4h 空冷 + 760℃×16h 空冷 | | 板材 | 规范Ⅳ：1180℃×30min 空冷 + 900℃×4h 空
工艺与焊接要点
· 热加工：钢锭锻造前应进行均匀化处理，锻造加热温度 1100~1180℃；High Temp Metals 口径为起锻炉温 1149℃、终锻 1010~1038℃，并提示该合金合金化程度高、开坯困难，但开坯后塑性较好。 · 冷加工：加工硬化快，需频繁中间退火；每次退火间的冷变形量要足够大，应避免整形道次式的小变形量。冷加工后直接时效会引起应变时效裂纹——冷作件必须以尽量快的速度穿过 649~927℃ 时效温区升至固溶/退火温度。 · 焊接：可熔焊、扩散焊、钎焊和摩擦焊；熔焊可用电子束焊、氩弧焊。焊件应为固溶态（1066~1080℃×4 h，最好水淬）；焊后再做一次固溶（1038~1052℃）以恢复塑性；为降低裂纹敏感性，可在最终 760℃ 时效前先做 899℃×1 h 空冷的过时效。 · 机加工：难度大，推荐硬质合金刀具。参考切削参数：切速 30~60 ft/min(≈0.15~0.30 m/s）、进给 0.005~0.011 in(0.13~0.28 mm）、切深 1/32~1/8 in(0.79~3.18 mm）；时效态或部分时效态加工表面质量更好。另注：若毛坯由固溶态淬火，则时效会引起约 0.0013 in/in(0.13%）的收缩尺寸变化，精加工余量须预留。
说明：本页成分与性能数据依据公开标准与自有资料整理； 执行标准与验收以 GB/ASTM/AMS 标准及随货质保书为准；所列牌号为行业通用牌号对照， 不代表任何第三方厂商授权或代理关系。
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