镍基合号：

C276，C-276，Hasloy C276，N10276，C-22，C22，Hasloy C22，Monel 400，N04400，

400，Monel K500，Inconel 600，600，N06600，Inconel 601，601，N06601，625，Inconel

625，N06625，Inconel 718，718，N07718，Inconel X750，X750，N07750，Incoloy 800，

800H，800，Incoloy 800H，N08800，N08810，Incoloy 825，825，N08825，NS143，NS142，

GH4169，GH4145，GH2132，GH3030，GH3039，GH3128，GH3044，GH2132，254SMO，

S31254，17-4ph，630，17-7ph，Ni6，2205，F55，F60，0Cr18Ni9，00Cr19Ni10，

0Cr17Ni12Mo2，00Cr17Ni14Mo2，0Cr18Ni12Mo2Ti，1Cr18Ni9Ti，1Cr19Ni11Nb，

0Cr23Ni13，0Cr25Ni20，00Cr20Ni25Mo4.5Cu，304，304L，316，316L，316Ti，321，

TP347H，309S，310S，904L，2520，N08904

一、

空间站在空间运行达10年之久。因此，在设计、选用材料时，应视其不同的要求和具体使用部位而定。天飞机以超过的速度入轨，头锥及前缘达1370℃；再入时以7500m/s从高空重返大气层，轨道器表面热流量达251kJ/m2·s，头锥及前缘温度超过1650℃。欧洲开发 Hermes天飞机计算从78km高空以马赫数Ma=29、成28.5°返回，头锥达1860℃，前缘。因此，为保持设计对不同部位的结构稳定性、仪器正常运转、人员安全等的要求，必须采用热防护系统，选用不同耐温段的材料。例如，*C/C复合材料可在-121℃ ～1648℃用作机翼前缘和头锥材料，外层涂覆SiC涂层；在648℃ ～1260℃可使用陶瓷隔热瓦、纤维增强难熔金属复合材料、SiC/SiC复合材料。应当指出，升降副翼在再入时可达1815℃，只能采用每次飞行更换的烧蚀材料，如用酚醛蜂窝与酚醛树脂制成后，覆盖聚氨基甲酸酯漆防止正焦化而挥发，“阿波罗”号宇宙飞船烧蚀率达103.4kg，正在研制轻质烧蚀材料或采用C/C复合材料。据计算，如将高温复合材料用于升降副翼、机身襟翼、垂尾，可使天飞机热防护系统减

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鲁志强-（1）（5）（3）（5）（8）（0）（0）（9）（2）（2）（0）

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二、

重30%，分别减重达385kg、153kg、121kg，每千克可降低发射费美元；一架天飞机采用陶瓷防热瓦达30000块以上，总重占轨道器结构重量的1/5，其强度低、性脆、吸收性强、寿命短，正在研制可重复使用100次的材料。各种C/C复合材料的使用温度和比强度比较如图1.3所示，*C/C复合材料研究目标达（5000°F）。天飞机材料在短时使用其耐温限度如表1.2所示。机身侧面和垂尾400℃ ～650℃，占20% ～30%表面积；机头、机身下表面650℃ ～1260℃，占40% ～50%面积；飞机头锥、机身下部、机翼前缘1260℃以上区域占表面3% ～5%，C/C复合材料在高温下经防护有重复使用性，高温合金受限于耐温性、难重复使用，经抗氧化涂层防护的Ta、Nb基合金可多次使用；机身上表面温度低于400℃，占表面积30%左右，石墨、聚酰亚胺复合材料在425℃ ～435℃下可用作轨道器结构件，比金属减重25%。　　（1）发掘高温合金潜力，改善与提高使用性能。通过改进传统合金的性能，采用*工艺技术、新结构等，提高使用温度、减轻重量、降低成本，大限度发挥用量占50%高温合金的使用效果。

　　例如采用单晶发散和铸造冷却可使DS-M002叶片工作温度由提高至更高温度。采用Rene88DT粉末盘与In718相比，蠕变性能提高110℃，。

　　（2）开发高温、高比强度新型结构材料。目标是开发在更高温度适应、天工况下服役的结构材料的新体系，制造重要热结构件如无盘转子、叶盘整体涡轮、多孔层板、陶瓷和C/C复合材料构件等。美国NASA提出高温发动机材料计划（HTTEMP）如图1.4看出：*复合材料具有高耐温性和高比强度兼优的突出特点。

　　（3）重视材料制备与成形工艺的作用，不亚于成分设计，对组织结构与使用性能有重要影响。定向凝固、超塑成形、超纯熔炼、喷射成形、铸冷（Castcool）技术、扩散焊、热障涂层等，均对高温结构材料发展产生重要影响。

　　（4）加强应用性能研究，深化材料的科学设计。将材料在服役或开发过程中出现的组织、性能变化与材料设计相结合，与改进零部件结构相结合，提高结构比强度、比刚度水平。

　　高温结构材料的发展目标英国R.R公司对当前和未来发动机材料的发展趋势提出预测如图1.5所示，钢用量日趋减少；镍基高温合金和钛合金是用量多的两种材料；碳纤维复合材料日趋发展，用量呈上升趋势；钛　　铝化合物（Ti3Al、TiAl）、金属基（Al、Ti）复合材料、陶瓷基复合材料呈发展态势，用量不多，用以代替传统材料，提高使用温度、减轻重量、简化结构、降低成本。高温结构材料是*发动机涡轮热端部件的发展基础，热端部件主要有涡轮静子和转子叶片、涡轮盘、燃烧室、尾喷管，所用材料各具特点，均各呈系列发展。*发动11

　　机涡轮叶片按应用年份、材料表面温度相对应，如图1.6所示，新材料、新结构、新工艺相结合，得到了成功的发展和应用，展示出未来发展新材料的趋势。其中 PWA1484单晶叶片 +MCrAlY含Y2O3的ZrO2隔热涂层得到应用；MA6000涡轮叶片，其850℃ ～持久强度高于PWA1480；美国纤维材料公司发展的低成本C/C复合材料，制成380mm整体涡轮，重3.4kg、密度1.8g/cm3，是镍基合金的1/4，如图1.7所示已进入实验阶段，待解决抗氧化等关键技术使其实用化。

三、

发动机用高温结构的发展目标在推重比10发动机服役之后，美国相继提出发展推重比15～20发动机的需求，相应提出拟研制的关键材料项目及使用温度范围如表1.3所示。此涡扇发动机拟装备Ma=3～4飞机，高度21000m，作战半径1850km，推重比20发动机涡轮进口温度将达到2000℃ ～2200℃，必须采用TiAl复合材料鼓筒无盘结构压气机转子，减重70%；采用陶瓷基复合材料代替高温合金制造出口温度均匀、变流量结构火焰筒；用钛合金基复合材料制造燃烧室机匣；采用陶瓷基复合材料或C/C复合材料制造叶片盘整体结构涡轮，减重30%；在提高飞行速度时短时应用的加力燃烧室衬筒用C/C复合材料制造。总之，必须采用新材料、新结构相结合才能满足其设计指标要求。

　天用高温结构材料主要用于火箭发动机及天飞机防热系统等的热结构和防热材料。火箭发动机材料的发展需求如表1.4所示。液体火箭发动机推力室、涡轮泵、燃气发生器、起动器、喷管；固体火箭发动机喷管等，不仅需要提供新型高温结构材料，而且需要采用*工艺技术。例如，采用难熔金属与合金加抗氧化涂层；采用*C/C复合材料加抗氧化涂层；还要掌握多向编织预制增强体的编织技术、前驱体（如芳基乙炔PAA高残碳树脂）

　　快速致密化（RDT）工艺、抗氧化涂层技术等。

　　热防热设计结合起来，取名为热结构设计。按此设计可对减轻重量、扩大选材品种、更新传统的结构框架、采用新工艺技术进行整体和创新。例如，选用抗氧化C/C复合材料、钛合金、高温合金多层蜂窝壁板材料与结构等，终实现地球与空间或空间站之间天地往返的运输系统的运载工具，即可重复飞行（100次）的空天飞机的实用化，提高费效比。值得指出的是俄罗斯优先发展的是一次使用的载人飞船，其结构简单、可靠性高、费效比高。目前上述两种途径仍在探索之中，采用方案取决于所在国型号设计、工业基础、科技水平、经济承受能力、材料工艺条件。目前采用的冷结构外部加防热系统的思想、选用的防热材料，代表20世纪70年代材料发展的水平，实现了30多次成功飞行。已实用的材料有头锥帽、机翼前缘用抗氧化C/C（>1260℃）；机身、机翼下表面用陶瓷隔热瓦（650℃ ～1200℃）；机身、机翼上表面用柔性陶瓷隔热毡（370℃ ～650℃）等材料。飞船用结构材料则类同于返回式卫星、空间站，主要材料为可焊铝合金、锻铝、高强度铝合金（铆接结构）；烧蚀材料采用*低密度烧蚀材料，玻璃钢蜂窝中填充硅橡胶材料；重点需要耐高温轻质铝合金、钛合金。　　镁合金是工程结构金属材料中密度小（1.75g/cm3～），约为铝合金的2/3，钛合金的1/3，钢的1/4。虽说性模量比铝合金、钢低，其比性模量则与铝合金、合金钢大致相当。性模量低可使其制作的构件避免高的应力集中，性应变功与性模量成反比，在性范围内受冲击载荷时，吸收能量则比铝合金大一半。因此，镁合金适宜于制造高刚性、整体构件和受冲击的构件，具有高的振动阻尼性能，制造仪器壳体、基座，在传递振动时具有阻尼减振降噪作用，提高仪器的灵敏度和稳定性。

　　高温镁合金在20世纪80年代发展起来，具有变形和铸造镁合金两类。镁稀土合金成为发展耐热镁合金的主要系列，使用温度150℃以上称为高温镁合金，通常在200℃ ～250℃具有良好的抗蠕变性能。镁与稀土元素可以形成的MgxREy相是一种耐热强化相，在晶粒内形成适当排列的亚显微沉淀，起耐热强化作用。

　　根据稀土元素（RE）的不同，镁合金中添加有Th、Y、Ce、Nd等元素，可制出Mg-Th-Zn-Zr、Mg-Y-Zn-Zr、91　　r、Mg-RE-Ag-Zn-Zr等系列耐热镁合金。稀土元素添加在镁合金中，其固溶度随原子系数增大而增大，固溶沉淀强化效果随之提高，在晶粒内形成MgxREy耐热相，可以综合提高镁合金的室温和高温拉伸、蠕变、持久性能。通常，经热处理后，在250℃下蠕变极限（σ0.2/100h）可达25MPa～50MPa，可在200℃ ～250℃下长期使用，有的合金持久性能100h可达35MPa。

　　俄罗斯研制的МЛ19（Mg-Y-Nd-Zn-Zr）合金已发展成为可在300℃使用的热强合金。英国研制出WE54（）合金，Y以 75%Y+25%RE混合稀土加入，经固溶处理后在盐水或聚合物中淬火，在经250℃/16h时效处理，其拉伸性能 σb≥262MPa，σ0.2≥186MPa，δ≥2%，其持久性能优于现有铸造镁合金，超过RR350铝合金。

　　WE54合金耐蚀性接近A356和A357铝合金，与高纯Mg-Al合金相当，铸造性能远优于 RR350合金，优于含银的稀土镁合金。】

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