高温合金按基体组织材料可分为三类：铁基镍基和铬基。按生产方式可分为变形高温合金和铸造高温合金。

　　它是航空航天领域中不可或缺的原材。它是航天，航空制造发动机高温部分的关键材料。主要用于制造燃烧室，涡轮叶片，导向叶片，压气机与涡轮盘，涡轮机匣等部位。使用温度范围在600℃-1200℃，受力与环境条件随使用零件所在部分不同而异，对合金的力学，物理，化学性能有严格的要求，是发动机的性能，可靠性与寿命的决定性因素。因此高温合金是各发达国家航空航天，国防领域中的研究重点项目之一。

　　高温合金应用中主要有：

　　1.燃烧室用高温合金

　　航空涡轮发动机燃烧室(也称火焰筒)是关键的高温部件之一。由于燃油雾化，油气混合等过程都是在燃烧室进行的，因此燃烧室内温度最高可达1500℃-2000℃，燃烧室内壁温度达1100℃，同时还要承受热应力和燃气应力。高推重比发动机多采用环形燃烧室，其长度短，容热强度高，燃烧室内最高温温度达2000℃，采用气膜或汽蒸发式冷却后室壁温度达到1150℃。各部位间有较大的温度梯度会产生热应力，工作状态改变时会急剧升降，材料受热冲击和热疲劳负荷，出现扰曲变形，裂纹等故障。通常燃烧室采用板材合金制造,按具体零件使用条件提出各项技术要求概括如下：使用高温合金和燃气条件下具有一定的抗氧化，抗燃气腐蚀能力;具有一定瞬时和持久强度，热疲劳性能，较低的膨胀系数;具有足够的塑性，焊接性保证加工成形与连接;在热循环下有良好的组织稳定性，保证寿命期内可靠工作。

　　1)MA956合金多孔层板

　　多孔层板早期使用HS-188合金薄板经照相，腐蚀刻槽和打孔后用扩散连接制成。内层可按设计要求制成理想的冷却通道，这种结构冷却只需要传统气膜冷却的30%冷却气体，可提高发动机热循环效率，降低燃烧室材料的实际承热量，减轻重量，增大推重比。目前仍有突破技术关键才能进入实际使用。采用MA956制作多孔层板是美国推出的新一代燃烧室材料，可在1300℃使用。

　　2)陶瓷复合材料在燃烧室的应用

　　美国从1971年就开始了对陶瓷用于燃气涡轮机的可行性验证。1983年，美国一些从事高级材料开发的团体曾制订了一系列先进飞机所用燃气轮机的性能指标，这些指标是：把涡轮进口温度提高到2200℃;在化学计算的燃烧状态下运行;将应用于这些部件的密度从8g/cm3减少至5g/cm3;取消部件的冷却。为满足这些要求，研究的材料除了单相陶瓷外，还有石墨、金属基和陶瓷基复合材料以及金属间化合物。陶瓷基复合材料(CMC)具有如下优势：

　　陶瓷材料比镍基合金膨胀系数小很多，涂层很容易剥落。制成带中间金属毡的陶瓷复合材料可以克服剥落的缺点，是燃烧室材料的发展方向。此种材料使用10%—20%冷却空气即可使用金属背面隔热后温度只有800℃左右，承热温度远低于发散冷却和气膜冷却。在V2500发动机中使用的是铸造高温合金B1900+陶瓷涂层防护瓦片，发展的方向是用SiC基复合材料或抗氧化C/C复合材料代替B1900(带陶瓷涂层)瓦片。陶瓷基复合材料是推重比15—20发动机燃烧室的发展材料，使用温度1538℃-1650℃，用于火焰筒，浮壁片和加力燃烧室。

　　2.涡轮部分用高温合金

　　航空发动机涡轮叶片是航空发动机中承受温度载荷最剧烈和工作环境最恶劣的部件之一，在高温下要承受很大很复杂的应力，因此对其材料的要求十分严格。而航空发动机涡轮叶片高温合金又分为：

　　1)导向器用高温合金

　　导向器是涡轮发动机受热冲击最大的零件之一。当燃烧室出现燃烧不均匀，1级导向叶片受热负荷很大，是造成导向叶片破坏的主要原因。其使用温度比涡轮叶片大约高出100℃，区别是静止件，所受机械负荷不大。通常容易发生热应力，引起的扭曲，温度急剧变化引起的热疲劳裂纹及局部烧伤。导向叶片合金应具有如下性能：具有足够的高温强度，持久蠕性能及良好的热疲劳性能，较高的抗氧化性和热腐蚀性能，抗热应力和震动，弯曲变形能力，良好的铸造工艺成型性能和可焊性，涂层防护性能。

　　目前，高推重比的先进发动机多采用空心铸造叶片，选定定向和单晶镍基高温合金。高推重比发动机使用高温达1650℃-1930℃，需要采用隔热涂层防护。冷却和涂层防护条件下叶片合金的使用温度达1100℃以上，对未来导向叶片材料使用的温度 密度 成本提出新的更高要求。

　　2)涡轮工作叶片用高温合金

　　涡轮叶片，是航空发动机的关键承热转动部件，工作温度低于导向叶片50℃-100℃，转动时承受很大的离心应力，振动应力，热应力，气流冲刷等作用，工作时条件恶劣。高推重比发动机要求热端部件寿命大于2000h。因此，涡轮叶片合金在使用温度下应具有很高的抗蠕变和持久断裂强度，很好的高，中温综合性能，如高，低循环疲劳，冷热疲劳，足够的塑性和冲击韧性，抗缺口敏感性能;具有高的抗氧化性和腐蚀性能;良好的导热性能，尽可能低的线膨胀系数;良好的铸造工艺性能;长期的组织稳定性能，使用温度下无TCP相析出。应用的合金经历4个阶段;变形合金应用有GH4033、GH4143、GH4118等;铸造合金应用有K403、K417、K418、K405，定向凝固金DZ4、DZ22，单晶合金DD3、DD8、PW1484等。目前已发展至第三代单晶合金。我国单晶合金DD3和DD8分别用在我国涡轮，涡扇发动机和直升机，舰载发动机。

　　3.涡轮盘用高温合金

　　涡轮盘是涡轮发动机受力最大的转动承力件。推重比8和10发动机的轮缘使用温度达到650℃和750℃，轮心温度300℃左右，温差大。在正常转动时带动叶片高速旋转，承受最大的离心力，热应力，震动应力的综合作用。每次启动，停车是一个循环，轮心。喉道，槽底，轮缘均承受不同的复合应力。要求合金在使用温度下具有最高的屈服强度，冲击韧性，无缺口敏感;低的线膨胀系数;一定的抗氧化，抗腐蚀性能;良好的切削加工性能。

　　4.航天用高温合金

　　液体火箭发动机中高温合金用于推力室作燃烧室喷注器面板;涡轮泵弯通，法兰盘，石墨舵紧固件等。液体火箭发动机中高温合金用于推力室做燃料室喷注器面板;涡轮泵弯通，法盘，石墨舵紧固件等。我国YF73和YF75采用GH3030合金丝编织网经18层重叠后再经轧制，烧结成多孔发散冷却面板制成燃烧室喷注面板。涡轮转子开始使用GH1040和GH2038A，后用GH4169整体锻造，轮盘机加工而成，叶片电解加工而成，克服了GH1040长试时变形过大问题。对比GH1040与GH4169合金性能可知，远程导弹发动机涡轮转子对材料的要求，在800℃398MPa20min符合要求为标准，GH4169可达30min组织性能稳定;GH1040则在800℃294MPa下只能保持6min，不能胜任使用要求。更有利：在-253℃至室温其强度增加392MPa-400MPa 塑性基本不变，低温冲击韧性较好。因此，GH4169用作涡轮转子，轴，轴套，紧固件等重要承力件的材料。

　　美国液体火箭发动机涡轮转子材料主要有进气管，涡轮叶片和轮盘。我国多采用GH1131合金，涡轮叶片依工作温度而定，先后应采用Inconelx、Alloy713c、Astroloy和Mar-M246;轮盘材料有Inconel718、Waspaloy等，我国多采用GH4169、GH4141整体涡轮，发动机轴用GH2038A。

　　导弹与运载火箭姿态控制的小型液体火箭，一般推力小(0.02N-2000N)，脉冲起动数次数十万次，最小脉冲宽度几毫米秒，总工作时间5年-10年，要求可靠性高，其喷管延伸段采用辐射冷却的单层结构，结构简单，质量轻，燃烧温度高，推力室一般选用铌基合金NbHf10-1，为改善使用性能采用表面喷涂抗氧化涂层。使用温度1100℃-1600℃，通常采用液膜冷却保护燃烧室内壁。美国采用铼铱合金燃烧室+抗氧化涂层，可取消液膜冷却，性能明显提高，相继研制成功22N 66N 和445N姿态发动机燃烧室，投入使用后使卫星和飞船有效负荷增加20㎏—100㎏。

　　新一代运载火箭发动机需研制应用大幅度减轻结构重量的新型高温合金，用Ti—Al基合金代替部分镍基合金。用GH4169制造泵壳体和低膨胀合金。

　　随着航天航空事业的不断发展，为了满足各种飞行任务的需要，对于高温合金领域的材料提出了更高的要求。这就要求我们不断的向先进国家学习，并且通过自身不断的实践和创新，为我国国防科技发展贡献力量。