一、
空間站在空間運行達10年之久。因此，在設計、選用材料時，應視其不同的要求和具體使用部位而定。天飛機以超過的速度入軌，頭錐及前緣達1370℃；再入時以7500m/s從高空重返大氣層，軌道器表面熱流量達251kJ/m2·s，頭錐及前緣溫度超過1650℃。歐洲開發 Hermes天飛機計算從78km高空以馬赫數Ma=29、成28.5°返回，頭錐達1860℃，前緣。因此，為保持設計對不同部位的結構穩定性、儀器正常運轉、人員安全等的要求，必須采用熱防護系統，選用不同耐溫段的材料。例如，*C/C復合材料可在-121℃ ～1648℃用作機翼前緣和頭錐材料，外層涂覆SiC涂層；在648℃ ～1260℃可使用陶瓷隔熱瓦、纖維增強難熔金屬復合材料、SiC/SiC復合材料。應當指出，升降副翼在再入時可達1815℃，只能采用每次飛行更換的燒蝕材料，如用酚醛蜂窩與酚醛樹脂制成后，覆蓋聚氨基甲酸酯漆防止正焦化而揮發，“阿波羅”號宇宙飛船燒蝕率達103.4kg，正在研制輕質燒蝕材料或采用C/C復合材料。據計算，如將高溫復合材料用于升降副翼、機身襟翼、垂尾，可使天飛機熱防護系統減
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二、
重30%，分別減重達385kg、153kg、121kg，每千克可降低發射費美元；一架天飛機采用陶瓷防熱瓦達30000塊以上，總重占軌道器結構重量的1/5，其強度低、性脆、吸收性強、壽命短，正在研制可重復使用100次的材料。各種C/C復合材料的使用溫度和比強度比較如圖1.3所示，*C/C復合材料研究目標達（5000°F）。天飛機材料在短時使用其耐溫限度如表1.2所示。機身側面和垂尾400℃ ～650℃，占20% ～30%表面積；機頭、機身下表面650℃ ～1260℃，占40% ～50%面積；飛機頭錐、機身下部、機翼前緣1260℃以上區域占表面3% ～5%，C/C復合材料在高溫下經防護有重復使用性，高溫合金受限于耐溫性、難重復使用，經抗氧化涂層防護的Ta、Nb基合金可多次使用；機身上表面溫度低于400℃，占表面積30%左右，石墨、聚酰亞胺復合材料在425℃ ～435℃下可用作軌道器結構件，比金屬減重25%。 （1）發掘高溫合金潛力，改善與提高使用性能。通過改進傳統合金的性能，采用*工藝技術、新結構等，提高使用溫度、減輕重量、降低成本，大限度發揮用量占50%高溫合金的使用效果。
例如采用單晶發散和鑄造冷卻可使DS-M002葉片工作溫度由提高至更高溫度。采用Rene88DT粉末盤與In718相比，蠕變性能提高110℃，。
（2）開發高溫、高比強度新型結構材料。目標是開發在更高溫度適應、天工況下服役的結構材料的新體系，制造重要熱結構件如無盤轉子、葉盤整體渦輪、多孔層板、陶瓷和C/C復合材料構件等。美國NASA提出高溫發動機材料計劃（HTTEMP）如圖1.4看出：*復合材料具有高耐溫性和高比強度兼優的突出特點。
（3）重視材料制備與成形工藝的作用，不亞于成分設計，對組織結構與使用性能有重要影響。定向凝固、超塑成形、超純熔煉、噴射成形、鑄冷（Castcool）技術、擴散焊、熱障涂層等，均對高溫結構材料發展產生重要影響。
（4）加強應用性能研究，深化材料的科學設計。將材料在服役或開發過程中出現的組織、性能變化與材料設計相結合，與改進零部件結構相結合，提高結構比強度、比剛度水平。
高溫結構材料的發展目標英國R.R公司對當前和未來發動機材料的發展趨勢提出預測如圖1.5所示，鋼用量日趨減少；鎳基高溫合金和鈦合金是用量多的兩種材料；碳纖維復合材料日趨發展，用量呈上升趨勢；鈦 鋁化合物（Ti3Al、TiAl）、金屬基（Al、Ti）復合材料、陶瓷基復合材料呈發展態勢，用量不多，用以代替傳統材料，提高使用溫度、減輕重量、簡化結構、降低成本。高溫結構材料是*發動機渦輪熱端部件的發展基礎，熱端部件主要有渦輪靜子和轉子葉片、渦輪盤、燃燒室、尾噴管，所用材料各具特點，均各呈系列發展。*發動11
機渦輪葉片按應用年份、材料表面溫度相對應，如圖1.6所示，新材料、新結構、新工藝相結合，得到了成功的發展和應用，展示出未來發展新材料的趨勢。其中 PWA1484單晶葉片 +MCrAlY含Y2O3的ZrO2隔熱涂層得到應用；MA6000渦輪葉片，其850℃ ～持久強度高于PWA1480；美國纖維材料公司發展的低成本C/C復合材料，制成380mm整體渦輪，重3.4kg、密度1.8g/cm3，是鎳基合金的1/4，如圖1.7所示已進入實驗階段，待解決抗氧化等關鍵技術使其實用化。
三、
發動機用高溫結構的發展目標在推重比10發動機服役之后，美國相繼提出發展推重比15～20發動機的需求，相應提出擬研制的關鍵材料項目及使用溫度范圍如表1.3所示。此渦扇發動機擬裝備Ma=3～4飛機，高度21000m，*半徑1850km，推重比20發動機渦輪進口溫度將達到2000℃ ～2200℃，必須采用TiAl復合材料鼓筒無盤結構壓氣機轉子，減重70%；采用陶瓷基復合材料代替高溫合金制造出口溫度均勻、變流量結構火焰筒；用鈦合金基復合材料制造燃燒室機匣；采用陶瓷基復合材料或C/C復合材料制造葉片盤整體結構渦輪，減重30%；在提高飛行速度時短時應用的加力燃燒室襯筒用C/C復合材料制造。總之，必須采用新材料、新結構相結合才能滿足其設計指標要求。
天用高溫結構材料主要用于火箭發動機及天飛機防熱系統等的熱結構和防熱材料。火箭發動機材料的發展需求如表1.4所示。液體火箭發動機推力室、渦輪泵、燃氣發生器、起動器、噴管；固體火箭發動機噴管等，不僅需要提供新型高溫結構材料，而且需要采用*工藝技術。例如，采用難熔金屬與合金加抗氧化涂層；采用*C/C復合材料加抗氧化涂層；還要掌握多向編織預制增強體的編織技術、前驅體（如芳基乙炔PAA高殘碳樹脂）
快速致密化（RDT）工藝、抗氧化涂層技術等。
熱防熱設計結合起來，取名為熱結構設計。按此設計可對減輕重量、擴大選材品種、更新傳統的結構框架、采用新工藝技術進行整體和創新。例如，選用抗氧化C/C復合材料、鈦合金、高溫合金多層蜂窩壁板材料與結構等，終實現地球與空間或空間站之間天地往返的運輸系統的運載工具，即可重復飛行（100次）的空天飛機的實用化，提高費效比。值得指出的是俄羅斯優先發展的是一次使用的載人飛船，其結構簡單、可靠性高、費效比高。目前上述兩種途徑仍在探索之中，采用方案取決于所在國型號設計、工業基礎、科技水平、經濟承受能力、材料工藝條件。目前采用的冷結構外部加防熱系統的思想、選用的防熱材料，代表20世紀70年代材料發展的水平，實現了30多次成功飛行。已實用的材料有頭錐帽、機翼前緣用抗氧化C/C（>1260℃）；機身、機翼下表面用陶瓷隔熱瓦（650℃ ～1200℃）；機身、機翼上表面用柔性陶瓷隔熱氈（370℃ ～650℃）等材料。飛船用結構材料則類同于返回式衛星、空間站，主要材料為可焊鋁合金、鍛鋁、高強度鋁合金（鉚接結構）；燒蝕材料采用*低密度燒蝕材料，玻璃鋼蜂窩中填充硅橡膠材料；重點需要耐高溫輕質鋁合金、鈦合金。 鎂合金是工程結構金屬材料中密度小（1.75g/cm3～），約為鋁合金的2/3，鈦合金的1/3，鋼的1/4。雖說性模量比鋁合金、鋼低，其比性模量則與鋁合金、合金鋼大致相當。性模量低可使其制作的構件避免高的應力集中，性應變功與性模量成反比，在性范圍內受沖擊載荷時，吸收能量則比鋁合金大一半。因此，鎂合金適宜于制造高剛性、整體構件和受沖擊的構件，具有高的振動阻尼性能，制造儀器殼體、基座，在傳遞振動時具有阻尼減振降噪作用，提高儀器的靈敏度和穩定性。
高溫鎂合金在20世紀80年代發展起來，具有變形和鑄造鎂合金兩類。鎂稀土合金成為發展耐熱鎂合金的主要系列，使用溫度150℃以上稱為高溫鎂合金，通常在200℃ ～250℃具有良好的抗蠕變性能。鎂與稀土元素可以形成的MgxREy相是一種耐熱強化相，在晶粒內形成適當排列的亞顯微沉淀，起耐熱強化作用。
根據稀土元素（RE）的不同，鎂合金中添加有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等系列耐熱鎂合金。稀土元素添加在鎂合金中，其固溶度隨原子系數增大而增大，固溶沉淀強化效果隨之提高，在晶粒內形成MgxREy耐熱相，可以綜合提高鎂合金的室溫和高溫拉伸、蠕變、持久性能。通常，經熱處理后，在250℃下蠕變極限（σ0.2/100h）可達25MPa～50MPa，可在200℃ ～250℃下*使用，有的合金持久性能100h可達35MPa。
俄羅斯研制的МЛ19（Mg-Y-Nd-Zn-Zr）合金已發展成為可在300℃使用的熱強合金。英國研制出WE54（）合金，Y以 75%Y+25%RE混合稀土加入，經固溶處理后在鹽水或聚合物中淬火，在經250℃/16h時效處理，其拉伸性能 σb≥262MPa，σ0.2≥186MPa，δ≥2%，其持久性能優于現有鑄造鎂合金，超過RR350鋁合金。
WE54合金耐蝕性接近A356和A357鋁合金，與高純Mg-Al合金相當，鑄造性能遠優于 RR350合金，優于含銀的稀土鎂合金。】
