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，先进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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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，先进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，采用先进工艺技术、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：先进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。高温结构材料是先进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。先进发动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