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1、概述
　　 GH1140 是一種固溶強化的鐵鎳基高溫合金，除含大量鉻外，并用少量鎢、鉬、鋁和鈦等元素復合強化固溶體。合金具有中等的熱強性、高的塑性、良好的熱疲勞、組織穩定性和焊接工藝性能。適宜于制造工作溫度850℃以下的航空發動機和燃氣輪機燃燒室的板材結構件和其他高溫部件?？梢怨?、棒、管、絲、帶材及鍛件等各種變形產品。
1.1、材料牌號
　　 GH1140（GH140，CR-2）
1.2、相近牌號
1.3、材料的技術標準
GJB 1952-1994《航空用高溫合金冷軋薄板規范》 　　GJB 2297-1995《航空用高溫合金冷拔（軋）無縫管規范》 　　GJB 2612-1996《航空用高溫合金冷拉絲材規范》 　　GJB 3020-1997《航空用高溫合金環坯規范》 　　GJB 3317-1998《航空用高溫合金熱軋板規范》 　　GJB 3318-1998《航空用高溫合金冷軋帶材規范》 　　GJB 3165-1998《航空承力件用高溫合金熱軋和鍛制棒材規范》 　　GJB 3167-1998《冷鐓用高溫合金冷拉絲材規范》 　　GB/T 15062-1994 《一般用高溫合金管》
1.5、熱處理制度
　　 固溶處理：熱軋板、冷軋薄板和帶材1050～1090℃，空冷；絲材和管材1050～1080℃，空冷或水冷；棒材和環坯1080℃±10℃，空冷。
1.6、品種規格與供應狀態
　　 可供應各種規格的熱軋板、冷軋板、帶材、棒材、絲材、管材、鍛件和環形件。板、管、絲、帶經固溶處理和酸洗后供應。棒材和環形件于熱軋或鍛造狀態供應。鍛件于鍛造狀態或經固溶處理后供應。
1.7、熔煉與鑄造工藝
　　 電弧爐熔煉或電弧爐+電渣重熔。
1.8、應用概況與特殊要求
　　 已用于制造多種航空發動機的燃燒室火焰筒、加力擴散器、整流支板、穩定器、輸油圈、加力可調噴口殼體、管接頭、襯套以及飛機機尾罩蒙皮等零部件，投入成批生產使用。在550～800℃溫度范圍內長期使用后稍有硬化現象，使室溫塑性下降。在1000℃以上的高溫抗氧化性比同類用途的鎳基合金稍差。
2、物理及化學性能
2.1、熱性能
2.2、密度
　　 ρ=8.09g/cm3
2.3、電性能
　　 室溫電阻率ρ=1.07*10-6Ω.m
2.4、磁性能
　　 合金無磁性。
2.5、化學性能
　　 2.5.1、抗氧化性能 　　2.5.1.1、合金在空氣介質中試驗100h的氧化速率見表2-1。

2.5.1.2、合金在700℃以上長期工作時產生沿晶界氧化。在700℃～1200℃暴露100h后的大晶界氧化深度。在700～900℃長期暴露1000h內的大晶界氧化深度。 　　
2.5.1.3、該合金制造的火焰筒在高于900℃長期工作時，可能產生氧化剝落；氧化剝落的速度為0.016mm/100h?；鹧嫱仓虚g段，長期工作后的氧化剝落深度 　　表2-2 　　

 GH1140高溫合金圓棒
2.5.1.4、合金在高溫下長期工作時可采用65、66-4、W-2和W69-1琺瑯涂層進行有效的保護，也可采用固體滲鋁和真空噴鍍鋁涂層。合金基體和采用涂層后的抗氧化性對比見表2-3。

2.5.2、耐腐蝕性能 國產航空煤油無論有無CS2添加劑，對GH1140合金均無腐蝕作用，而對鎳基合金，必須有添加劑才能防止腐蝕。若用國外航空煤油，有時也發現在嚴重的坑關腐蝕。
3、工藝性能與要求
3.1、熱成型工藝
　　 3.1.1、鍛造時裝爐溫度≤700℃，加熱溫度1160℃±20℃，終端溫度不低于900℃。 　　3.1.2、板坯熱軋加熱溫度 1160℃±20℃，軋制溫度1180~950℃，進后一個孔型時溫度控制在950~1000℃范圍內。 　　3.1.3、熱軋板荒軋加熱溫度1120℃，荒軋溫度1120~850℃，熱軋板一火軋成，總變形量要大于50%。 　　3.1.4、冷軋板軋壓下量為30%~40%，成品板平整變形量不得大于3%。
3.2 、冷成型性能
　　 3.2.1、板材的狀態具有良好的塑性，成形工序在室溫下進行。當以多次成形工藝制造零件時，每次冷成型后均進行中間，熱處理。成型前零件表面涂以硝基清漆。