GH1140
牌号②: GH1140
C (％): 0.06～0.12
Cr (％): 20.0～23.0
Mo (％): 2.00～2.50
Ni (％): 35.0～40.0
W (％): 1.40～1.80
Al (％): 0.20～0.60
Nb (％): —
Ti (％): 0.70～1.20
Fe (％): 余量
Si (％)≤: 0.80
Mn (％)≤: 0.70
P (％): 0.025
S (％): 0.015
(％): Ce≤0.05
使用的主要高温合金以镍基或钴基高温合金为主，例如第三daiF100发动机选用Haynes 188钴基高温合金，F110，F404和F414发动机则选用Hastelloy X 镍基高温合金，但是随着飞机推重比的提高，对燃烧筒材料提出了新的要求，第四dai战机燃烧筒主要是镍基高温合金并涂覆陶瓷热胀涂层，并且采用新的燃烧室结构，如F119和F135采用了浮动壁结构，而F136发动机采用了Lamilloy结构，到了第五dai战机，多使用Lamilloy结构的高温合金、耐高温1482℃陶瓷复合材料和热胀涂层，因此，为了适应航空发动机新的推重比的要求，全新材料基体和制备工艺的高温合金急需研发出来。
导向叶片：导向叶片是涡轮发动机上受热冲击大的零件之一，但由于它是静止的，所受的机械负荷并不大，通常由于应力引起的扭曲、温度剧烈变化引起的裂纹以及过燃引起的shao伤，会使导向叶片在工作中经常出现故障，根据导向叶片工作条件，要求材料具有如下性能：足够的持久强度及良好的热疲劳性能；有较高的抗yang化和抗腐蚀的能力。
