航空发动机所用变形高温合金均为昂贵的难变形材料，其组织和性能对热加工条件十分敏感。GH141合金为沉淀硬化型镍基变形合金，多用于航空发动机的导向叶片、加力燃烧室及结构件等，在800～850℃工作条件下，具有较高的抗拉强度、屈服强度、优良的抗氧化性、抗腐蚀性能和持久寿命。选择合理的热加工工艺能使合金获得满意的组织，从而影响合金性能。如果热加工工艺不恰当，一旦产生异常的合金组织（用热处理方法往往无法使其改变），将严重影响合金性能，甚至导致事故的突然发生。根据合金的相析出规律，恰当地选择热加工参数，控制合金的组织结构，这是确定热加工工艺的基本原则。由于GH141合金的合金化程度较高，变形抗力大，属难变形合金，因此合金热加工塑性较差，锻造成型困难。美国加工该合金是采用挤压成型工艺，热加工是在温度低于γ‘相固溶温度的等温条件下进行的。我国由于受设备条件的限制，只能采用多火快锻，表面易出裂纹，成材率低。针对这些问题， 研究 人员从高温拉伸试验、热顶锻落锤试验、M6C相析出规律以及高温扩散退火试验等方面进行了 研究 ，给出了最佳的热加工工艺参数。
试验材料系真空感应+电渣冶炼工艺，生产工艺为电渣锭（Φ300mm）→锻造开坯（Φ160mm）→轧制Φ22mm棒材，GH141合金化学成分（质量分数，%）为0.088C、0.08Si、0.03Mn、18.5Cr、10.92Co、9.74Mo、1.52Al、2.38Ti、0.007B、0.28Fe、0.002P、0.002S，Ni余量。将Φ22mm棒材经标准热处理制度1065℃×4h，Ac+760℃×16h，Ac处理后加工成标准拉伸试样进行高温拉伸试验。顶锻变形试验在300kg落锤上进行，不同的变形量用不断调整锤头下落高度来获得，试验温度为900、950、1000、1050、1100、1150、1170、1200℃。顶锻后的试样经表面碱、酸洗后于1/2处沿轴线切开，一半不经热处理，做金相观察，另一半按该合金技术条件所规定的标准热处理规范进行热处理，而后测定晶粒尺寸，并采用金相和扫描电镜 分析 相结合的方法观察再结晶组织。
GH141合金在1000～1150℃范围内加热具有良好的热加工塑性，在冲击力作用下，一次允许最大变形量为81.8%。
合金开始再结晶的温度为1000℃，临界变形量是在5%～10%左右，随着热加工变形量的增加，晶粒趋于细化，在1100～1150℃下变形，变形量适当可获得细小均匀的组。
合金的最佳热加工塑性为1100℃，但考虑到生产中的脆性相M6C的溶解度（1150℃），实际生产中给出的加热温度为1170℃，使M6C相在加热过程中全部回溶，开锻温度≥1100℃，停锻温度≥1000℃。
钢锭在锻造前应先进行高温扩散退火处理，以消除钢锭中的枝晶偏析、成分偏析、缩小碳化物颗粒尺寸。扩散退火温度为（1180±10）℃，保温时间大于10h。
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