第13章超高温材料超高温材料汇总
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斯特林发动机实验原理
斯特林发动机实验原理斯特林发动机是一种热机，它利用燃烧产生的热能来产生机械功，而不像内燃机那样利用高温与低温之间的热差来产生机械功。
和内燃机相比，斯特林发动机的热效率更高，因此在一些特殊应用，如低温环境或需要长时间运行的应用中得到了广泛的应用。
斯特林发动机的工作原理是通过一个循环过程将热能转化为机械能。
这个循环过程包括以下几个步骤：1. 加热气体：在发动机内部有一个热源（例如一个火炉），它加热气体（通常是氢气或氮气），使气体温度升高。
2. 膨胀气体：加热后的气体进入一个气缸，气缸外围有一个活塞，气体膨胀时会推动活塞向外运动。
3. 冷却气体：气缸的另一侧与一个冷源相连，使气体冷却并收缩。
4. 压缩气体：冷却并收缩后的气体由于压力下降而吸回活塞，回到第一步重新开始循环。
斯特林发动机的实验可以通过以下几个步骤进行：1. 组装：将实验所需的斯特林发动机装配起来，通常包括一个气缸、活塞、曲轴和连接杆。
2. 准备：在发动机中加入气体（如氢气或氮气），并将热源放置在适当位置，以便将气体加热。
3. 启动：点燃热源，加热气体，使气体膨胀并推动活塞运动，从而带动曲轴旋转。
4. 测试：测量发动机的性能参数，例如产生的功率和效率。
可以通过改变热源的位置、调整气缸的尺寸和形状来改变发动机的性能。
5. 分析：分析实验结果并推导出发动机的工作原理和性能规律。
可以通过理论分析和数值计算来验证实验结果，进一步深入理解斯特林发动机的工作原理。
斯特林发动机的优点在于高效、低污染和可靠性高，但也存在一些局限性，例如需要较长的启动时间、重量较大、体积较大等。
随着技术的不断发展，一些新型斯特林发动机已经解决了这些问题，并在特定领域得到了广泛应用。
为了进一步提高斯特林发动机的性能，研究人员开发了许多改进器件和技术，例如：1. 调节调速器：将变速器安装在斯特林发动机上，可以更好地控制发动机的转速，从而提高其效率和性能。
2. 节流阀：通过使用节流阀可以调节发动机的输出功率，从而在运行时节省燃料和能源，同时也能降低机械部件的磨损和维护成本。
超高温材料力学
这本书的理论部分做得非常出色。作者深入浅出地介绍了材料力学的基本原理， 以及这些原理在超高温环境下的变化和扩展。对于非唯象理论表征模型的缺乏， 作者也进行了深入的探讨，提出了一些可能的解决方案。这让我对材料力学的 理解更加深入，也让我对超高温环境下材料性能的变化有了更加清晰的认识。
实验部分是这本书的另一大亮点。作者详细介绍了他们在超高温环境下对材料 进行的各种实验，包括材料的制备、力学测试、数值分析等。这些实验结果不 仅验证了作者的理论预测，也为材料的实际应用提供了宝贵的依据。
以上只是《超高温材料力学》这本书的部分精彩摘录。这本书的深度和广度都 使得它成为材料科学和工程领域的宝贵资源。无论是科研人员、工程师还是技 术人员，都能从这本书中获得新的视角和思路，从而推动材料科学和工程的发 展。
阅读感受
在我阅读《超高温材料力学》这本书的过程中，我深深地被作者对于材料超高 温力学性能的深入理解和精湛的分析所吸引。这本书不仅为我揭示了材料在超 高温环境下的诸多特性，更让我领略到了科研工作的严谨、细致与勇气。
超高温材料力学
读书笔记
01 思维导图
03 精彩摘录 05 目录分析
目录
02 内容摘要 04 阅读感受 06 作者简介
思维导图
本书关键字分析思维导图
失效
力学
高温
韧性
实验
强度
疲劳
超高温
材料
环境 重要
特性
材料力学
影响
材料力学
介绍
内容摘要
《超高温材料力学》是一本关于高温环境下材料力学行为的著作，其内容涵盖了高温材料的基本 特性、高温力学实验技术、高温材料的强度与韧性、高温蠕变与疲劳、高温材料失效分析等方面 的知识。 本书介绍了高温材料的基本特性，包括材料的热膨胀、热传导、热力学特性等。这些特性在高温 环境下对材料的力学行为有着重要的影响，对于理解高温环境下材料的性能具有重要意义。 本书详细介绍了高温力学实验技术，包括高温拉伸、高温压缩、高温弯曲等实验方法。这些实验 方法可以用来测定高温环境下材料的力学性能，为设计和应用高温材料提供了重要的依据。 接着，本书对高温材料的强度与韧性进行了深入的探讨。在高温环境下，材料的强度和韧性会受 到明显的影响。本书详细讨论了影响高温材料强度和韧性的因素，以及如何通过改变材料的成分 和结构来提高高温材料的强度和韧性。
超高温热力学材料在航空航天领域中的应用
超高温热力学材料在航空航天领域中的应用一、简介超高温热力学材料是指在高温和高压环境下能够保持稳定性、延展性和强度的材料。
这些材料是航空航天领域中不可缺少的重要组成部分，其中许多材料已经证实可以在特定条件下承受高达3000°C的高温。
超高温热力学材料可以由各种材料制成，如陶瓷、纳米材料和金属复合材料等。
这篇文章将探讨超高温热力学材料的种类以及在航空航天领域中的应用。
二、超高温热力学材料的种类1.陶瓷材料陶瓷材料是一种由非金属材料制成的材料，具有高硬度、高抗磨损性和高温稳定性等特性。
陶瓷材料可分为无机非金属陶瓷和有机非金属陶瓷两种类型。
无机非金属陶瓷采用高温烧结技术，可以在高到2000°C甚至3000°C的温度下维持其稳定性。
在航空航天领域中，陶瓷材料通常用于制造发动机部件，如燃烧室。
它们具有优异的高温性能和抗腐蚀性能，尤其是具有良好的氧化抗性，可以承受高温下的氧化作用。
此外，陶瓷材料还可以制造复合材料，以及在太空环境中承受辐射的防护层。
2.金属复合材料金属复合材料是由两种或多种不同金属或金属和非金属的材料组合而成，具有高强度、高变形率和高裂纹韧性等特质。
金属复合材料通常采用粉末冶金或表面涂层技术生产，可以在高温环境下维持良好的稳定性。
在航空航天领域中，金属复合材料通常用于制造发动机叶片、导向叶片和喷管等部件。
它们具有高强度和高温稳定性，并且可以有效减轻飞机结构的整体重量。
此外，金属复合材料还可以制造高效热交换器和散热器，以有效控制航空器的温度。
3.纳米材料纳米材料是一种由非金属材料制成的材料，在尺寸方面小于100纳米，具有特殊的物理和化学特性。
纳米材料通常采用溶胶凝胶、磁控溅射和铸造等方法生产，可以在高温度下保持其稳定性。
在航空航天领域中，纳米材料通常用于制造轻质结构材料和复合材料。
例如，与其他高温复合材料相比，铝基纳米复合材料可以承受更高的温度和压力，同时具有较低的密度。
第13章 耐热、耐火和耐起痕
CLTC
试验准备 整件部件或部分拆下、割下部件，试验状况 与正常使用时无显著差异。 选择三件样品，应擦拭干净，与白松板、薄 纸一起在温度15℃～35℃，相对湿度 45%～75%室内放置24h。 采取防护措施，如防炸、防毒气等。 试验在三个试验样品上进行，若在同一个样 品上试验多个点时，必需确保前一次的试验 造成的劣化不会影响它后面各次试验结果。
国家灯具质量监督检验中心 021-36033443
13.3耐燃烧、防明火(续9)
灼热丝试验
CLTC
试验设备 灼热丝组件由铠装热电偶的镍铬丝环组成， 形状尺寸见图13.4。采用K型细丝热电偶， 外径为Ф0.5mm，能长期工作在1100℃， 用于测量灼热丝温度。通大电流后灼热，施 加到样品上的力为1N±0.2N。 在试验样品位置下方200mm±5mm处，铺 设10mm厚平滑白松板，裹上一层ISO4046 的6.86规定的薄纸（类似餐巾纸）。 GB5169.10《电工电子产品着火危险试验 试验方法 灼热丝试验方法--总则》标准详细 规定了试验设备的要求。
国家灯具质量监督检验中心 021-36033443
13.3耐燃烧、防明火(续6)
针焰试验
CLTC
结果评价 试验合格： 样品和薄纸未被引燃； 试验火焰脱离试样后，试样自燃时间小于30s，薄 纸未被引燃； 试验火焰脱离试样后，试样自燃时间小于30s，有 挡住落下燃烧物的有效措施。 试验不合格： 薄纸被引燃； 试验火焰脱离试样后，试样自燃时间大于30s； 试样在30s内完全被烧完，而且，燃烧过程中火焰 也没有减弱趋势。
国家灯具质量监督检验中心 021-36033443
13.2耐热(续3)
CLTC
试验准备 从灯具中取下试样，尽可能选择平整的试样， 厚度大于2.5mm，达不到可用几块相同材 料片叠加起来，以确保Ф5mm钢球的压痕 能充分体现。 检查球压试验装置的钢球表面，不能粘附碎 屑等杂物，用干布擦净钢球。 试验温度的确定 在进行本标准第12章温度试验（正常工作） 时，注意寻找绝缘材料部件的最高工作温度。 试验在加热箱内进行，箱内的温度比部件最 高工作温度高25℃±5℃，试验时间1h。
熔化焊接与热切割作业之十三章
。
图 药芯焊丝二氧化碳气体保护焊示意图 1－气体喷嘴 2－导电嘴3－C02气 4－药芯5－焊丝钢皮 6－焊件
7－焊缝金属 8－渣壳
▪
混合气体保护焊是采用在惰性气体中加入一定量的活性
气体,如Ar+CO2,Ar+02,Ar+O2+CO2等作为保护气体的一种气体保
护电弧焊方法。混合气体保护焊可采用短路过渡、喷射过渡和脉
较大
▪ 二、焊丝
二氧化碳气体焊用的焊丝对化学成分有特殊要求,主要是：
(1)焊丝内必须含有足够数量的脱氧元素,以减少焊缝金属中的含氧量和防止 产生气孔。 (2)焊丝的含碳量要低,通常要求W(C)<0.11%,以减少气孔和飞溅。 (3)要保证焊缝具有满意的力学性能和抗裂性能。 此外,若要求得到更为致密焊缝金属,则焊丝应含有可同氮结合的元素,如AL、 Ti等。
▪
(2)Ar+CO2混合气体
▪ CO2是氧化性气体,在Ar气中加入≤15%(体积分数)的CO2,在 焊接中的作用与加入2%~5%(体积分数)O2相似;加入CO2的体积分 数>25%时,焊接工艺特征接近于纯CO2气体保护焊,但飞溅相对较 少。
▪
▪
(2)Ar+CO2混合气体
▪
Ar+CO2混合气体主要用于焊接碳钢和合金结构钢,也可
焊接不锈钢。由于CO2热导率高,阳极弧根的扩展受限制,而且在
电弧热作用下发生强烈的吸热反应,所以在Ar中加人CO2会提高临
界电流,熔滴过渡特性随着CO2含量的增加而恶化,飞照也增大。
通常CO2的加入量应在5%-30%(体积分数)范围内。
▪
在焊接过程中加入CO2对母材能产生渗碳作用，所以在焊
接含碳量低的钢材（如超低碳不锈钢)时,要注意检查焊缝增碳的
近现代化学导论第13章-2硼课件
不与非氧化性酸作用 B + 3HNO3(浓) B(OH)3 + 3NO2 2B + 3H2SO4(浓) 2B(OH)3 + 3SO2
高等教育出版社 高等教育电子音像出版社
*3. 单质硼的化学性质
（4） 与强碱作用
在有氧化剂存在下，与强碱共熔；无氧化剂 时，不与沸腾的或熔融状(500℃)NaOH作用；
高等教育出版社 高等教育电子音像出版社
1. 硼的成键特征
（2）缺电子原子 electron deficient atom
美国哈佛大学无机化学教授， 阐明了硼氢化合物的分子结构 及成键情况。1954年通过实验 和理论计算，提出“三中心二 电子键”，并指出这是缺电子 化合物的一种特殊成键形式。 由于他的理论和实验研究的成 功，开创了硼化学这一新领域， 获得1976年诺贝尔化学奖。
硼的化学可与碳的化学相媲美。
利普斯科姆(1919－)
高等教育出版社 高等教育电子音像出版社
1. 硼的成键特征
（2）缺电子原子 electron deficient atom 缺电子化合物有很强的接受电子
能力，本身易聚合，也容易与电子对 给予体形成配位化合物。
BF3 + NH3 = H3N→BF3 酸碱配合物 BF3 + HF = H+ + BF4¯ 氟硼酸根
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1. 硼的成键特征
氢桥键与氢键不同
氢桥键通常是对称的，氢键大多是不对称的； B的电 负性较小，B－H键的极性小，键能较大，远远超过氢 键的键能(但比正常的共价键的键能小)，所以B2H6不具 备生成氢键的条件。
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1. 硼的成键特征
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*3. 单质硼的化学性质
（4） 与强碱作用
在有氧化剂存在下，与强碱共熔；无氧化剂 时，不与沸腾的或熔融状(500℃)NaOH作用；
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1. 硼的成键特征
（2）缺电子原子 electron deficient atom
美国哈佛大学无机化学教授， 阐明了硼氢化合物的分子结构 及成键情况。1954年通过实验 和理论计算，提出“三中心二 电子键”，并指出这是缺电子 化合物的一种特殊成键形式。 由于他的理论和实验研究的成 功，开创了硼化学这一新领域， 获得1976年诺贝尔化学奖。
硼的化学可与碳的化学相媲美。
利普斯科姆(1919－)
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1. 硼的成键特征
（2）缺电子原子 electron deficient atom 缺电子化合物有很强的接受电子
能力，本身易聚合，也容易与电子对 给予体形成配位化合物。
BF3 + NH3 = H3N→BF3 酸碱配合物 BF3 + HF = H+ + BF4¯ 氟硼酸根
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1. 硼的成键特征
氢桥键与氢键不同
氢桥键通常是对称的，氢键大多是不对称的； B的电 负性较小，B－H键的极性小，键能较大，远远超过氢 键的键能(但比正常的共价键的键能小)，所以B2H6不具 备生成氢键的条件。
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1. 硼的成键特征
第十三章_铸造铝合金的熔炼分析
连铸锭中心裂纹
对Al铸造组织有显著细化作用的元素是Ti、B（Ai-TiB）;Ti、C（Al-Ti-C）和Sc；在工业生产中获得广泛应 用的是Al-Ti-B 。
在Al的DC（直接水冷）铸锭中有时出现反偏析现象， 即低熔点组分富集表层，如在纯度为99.7％或更纯的工业 纯铝铸锭中，偏析表层的Fe＋Si含量可大于2％。 反偏析机理较复杂，一般认为，当熔体与模壁接触时 形成凝壳，凝壳收缩形成气隙后散热下降，进而被内部 熔体重新加热，强度下降，内部熔体在压力作用下可冲 破凝壳的薄弱处，在铸锭表面形成珠状或连续层（偏析 瘤）。枝晶间熔体凝固收缩时产生的空吸对反偏析也有 一定的影响。
六、熔炼时间对吸氢的影响
快速熔炼
七、铝液中析出氢的条件
1、储氢条件： 温度、压力、深度、氧化 夹杂物（氧化铝等） 2、除氢：扩散、形成气泡、上浮逸出、 其他气体上浮带走 3、措施：降压、对流、介质带走（惰性 气体，不溶于铝的活性气体）。
三、性能 1 力学性能 纯铝的性能取决于杂质含量、形态、大小和分布，Al 中的主要杂质是Fe和Si，是冶炼时由矿石遗传来的。增 加Fe和Si量，Al的强度升高，塑性下降。（熔铸时使用 的铁制工具）
杂质的形态、大小和分布与杂质含量和工艺条件有关， 并可参照相图理解。
Fe在Al中形成硬而脆的 针状FeAl3化合物。
工业高纯铝： L0（1A90）
L00（1A85）
99.9％ 99.85％
用途：主要用于高纯铝的生产制造。
工业纯铝： L1（1070）
99.7％
L2（1060）
L3（1050） L4 (1040) L5 (1100)
99.6％
99.5％ 99.3% 99%
用途：用于电线、电缆、日用器皿及铝合金的生产制造。
第13章-超高温材料超高温材料
超高温材料主要是应用于火箭喷管、燃烧室、尖锐前缘等表面，起到 隔热防护作用，主要考虑其抗烧蚀性能，而抗烧蚀性能与其熔点有直接 关系。
高温材料尤其是高温合金主要是面向航空航天涡轮发动机，主要是考 虑其高温力学性能及抗氧化性能。
13.2 典型超高温材料
难熔金属及其合金 超高温陶瓷基复合材料 改性的C/C复合材料
ZrB2-SiC复合材料具有很高的强度(超过1000MPa)和良好的抗热震性，在温度达 到1600℃时仍具有较好的抗氧化性。连续纤维增强ZrB2-SiC陶瓷复合材料主要应 用于SiC基陶瓷复合材料(C/SiC和SiC/SiC)无法应用的2000℃以上的高温氧化环境。
美国NASA Glenn研究中心的ZrB2-SiC复合陶瓷，用作锥前缘材料，可多次使用， 最高使用温度可达2015.9℃，高出使用时的最高温度1990℃(速度为10马赫)。零 烧蚀超高温陶瓷(ZrB2+20%SiC)的烧蚀量比C/C复合材料低131倍。
碳化陶瓷
碳化铪(HfC)、碳化锆(ZrC)和碳化钽(TaC)的熔点比它们的氧化物高得多，不需 要经历任何固相相变，具有较好的抗热震性，在高温下仍具有高强度，抗氧化性 能优异，是超高温抗氧化喷管的理想材料。 HfC和ZrC陶瓷优异的抗氧化性能来源于氧化可生成粘度高、致密的氧化物层， 氧化物层中含有少量玻璃相，密封和填补了氧化层中存在的裂纹和缺陷，大大降 低了氧进人材料内部的通道和扩散速率。 1997年，美国利用陶瓷材料制造固体火箭喷管的喉衬，研制了一种全新的、几乎 不烧蚀的、纯模压的TaC基陶瓷火箭喷嘴喉衬材料，其烧蚀率不到0.025毫米/秒， 比碳/碳材料性能好20倍，制造成本和周期预计低50%以上。
铌及其合金
铌(Nb)本身熔点较低（2415℃），抗氧化性能有限，通常以合金或化合物的形式 应用于超高温环境。 含B或N的过饱和Nb基难熔合金，在温度达到2200℃时仍保持良好的性能。 已用于小型液体火箭发动机，还用做火箭姿态调节器喷管。 铌-硅基合金(Nb-Si)具有较高的高温强度，在室温下具有一定的韧性，并且其熔 点高、密度小。 采用高熔点金属间化合物Nb3Si或Nb5Si3加入Nb合金中。 带有硅化物涂层的铌合金材料通常用于火箭燃烧室。
高温材料尤其是高温合金主要是面向航空航天涡轮发动机，主要是考 虑其高温力学性能及抗氧化性能。
13.2 典型超高温材料
难熔金属及其合金 超高温陶瓷基复合材料 改性的C/C复合材料
ZrB2-SiC复合材料具有很高的强度(超过1000MPa)和良好的抗热震性，在温度达 到1600℃时仍具有较好的抗氧化性。连续纤维增强ZrB2-SiC陶瓷复合材料主要应 用于SiC基陶瓷复合材料(C/SiC和SiC/SiC)无法应用的2000℃以上的高温氧化环境。
美国NASA Glenn研究中心的ZrB2-SiC复合陶瓷，用作锥前缘材料，可多次使用， 最高使用温度可达2015.9℃，高出使用时的最高温度1990℃(速度为10马赫)。零 烧蚀超高温陶瓷(ZrB2+20%SiC)的烧蚀量比C/C复合材料低131倍。
碳化陶瓷
碳化铪(HfC)、碳化锆(ZrC)和碳化钽(TaC)的熔点比它们的氧化物高得多，不需 要经历任何固相相变，具有较好的抗热震性，在高温下仍具有高强度，抗氧化性 能优异，是超高温抗氧化喷管的理想材料。 HfC和ZrC陶瓷优异的抗氧化性能来源于氧化可生成粘度高、致密的氧化物层， 氧化物层中含有少量玻璃相，密封和填补了氧化层中存在的裂纹和缺陷，大大降 低了氧进人材料内部的通道和扩散速率。 1997年，美国利用陶瓷材料制造固体火箭喷管的喉衬，研制了一种全新的、几乎 不烧蚀的、纯模压的TaC基陶瓷火箭喷嘴喉衬材料，其烧蚀率不到0.025毫米/秒， 比碳/碳材料性能好20倍，制造成本和周期预计低50%以上。
铌及其合金
铌(Nb)本身熔点较低（2415℃），抗氧化性能有限，通常以合金或化合物的形式 应用于超高温环境。 含B或N的过饱和Nb基难熔合金，在温度达到2200℃时仍保持良好的性能。 已用于小型液体火箭发动机，还用做火箭姿态调节器喷管。 铌-硅基合金(Nb-Si)具有较高的高温强度，在室温下具有一定的韧性，并且其熔 点高、密度小。 采用高熔点金属间化合物Nb3Si或Nb5Si3加入Nb合金中。 带有硅化物涂层的铌合金材料通常用于火箭燃烧室。
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能显著提高其力学性能和抗烧蚀性能。 为了进一步提高钨用作发动机喉衬的材料性能 ，在钨制件中渗入 Cu，高温下 W渗
Cu材料中通过 Cu挥发带走热量 ，降低 W表面温度，Cu 起着发汗剂的作用 ，把钨的
抗烧蚀性能提高到一个新的水平。钨渗铜可在总温高达3590℃的两相流中长期工 作，不过，其机械强度会随着温度的升高而逐步下降。
Mo 的硅化物 MoSi2 是常见的高温结构材料，具有优异抗氧化性能，使用温度可达
1700℃。 MoSi2 涂层用作短时的导弹尾喷管、卫星火箭推进器以及进气口温度超 过 1400℃的发动机叶片用的 Mo 、 Nb 合金以及Nb-W-Ta 合金的耐热涂层。 Mo还可和 Si 、 B 形成三元化合物，具有极高的高温强度。 Mo-8.5Si-13.2B 在 1500℃时屈服 强度仍在1GPa以上，与其它高温结构使用的难熔金属基或陶瓷基材料相比，性能 优异，被认为是很有前途的材料。
和卫星最低轨道高度之间。这一区域是飞机上不去、卫星下不来的未开
发和待利用空间。高超声速巡航飞行器和巡航弹、通用航空飞行器属于 高马赫数近空间飞行器。近空间超高速飞行器需要在有氧和高温环境下
飞行数千秒，长时间的气动加热使得头部和翼缘部分的表面温度超过
2000℃，同时为保持高的升阻比和良好的气动外形，这些部位外表面不 允许产生明显烧蚀。因此，新一代航天飞机、超音速飞行器以及近空间 超高声速飞行器对热防护材料提出了更高的超耐热性、耐久性和长寿命 的要求。
超高温材料
超高温材料是指能在1800℃～2000℃以上温度使用的单一或材料组合，
包括难熔金属、陶瓷基复合材料和经过改性的C/C复合材料。
超高温材料具有高温强度、高温抗氧化性和高温抗烧蚀性能，能够适 应超高音速长时飞行、大气层再入、跨大气层飞行和火箭推进系统等极 端环境，可用于飞行器鼻锥、机翼前缘、火箭喷管、燃烧室、发动机热 端等各种关键部位或部件。
超高温材料主要是应用于火箭喷管、燃烧室、尖锐前缘等表面，起到
隔热防护作用，主要考虑其抗烧蚀性能，而抗烧蚀性能与其熔点有直接 关系。 高温材料尤其是高温合金主要是面向航空航天涡轮发动机，主要是考 虑其高温力学性能及抗氧化性能。
13.2 典型超高温材料
难熔金属及其合金 超高温陶瓷基复合材料 改性的C/C复合材料
预计将于 2020年左右研制成功，并将与第五代战斗机配套使用。随着飞 机的航程和飞机速度的提高，对飞机的推力、推重比的要求也越来越大，
而导致了发动机的压力比、进口温度、燃烧室温度以及转速也都大大提
高。推重比为 10的一级加力式涡轮发动机的最大进口温度可达 1580℃以 上，先进航空发动机的涡轮进口温度已超过 1650℃，未来推重比 15 以上 的航空发动机的进口温度将超过 1977℃。目前，就航空发动机的材料而 言，金属材料的使用温度已接近其极限，需要探索超高温材料。
铌及其合金
铌(Nb)本身熔点较低（2415℃），抗氧化性能有限，通常以合金或化合物的形式
应用于超高温环境。
含B或N的过饱和Nb基难熔合金，在温度达到2200℃时仍保持良好的性能。 已用于小型液体火箭发动机，还用做火箭姿态调节器喷管。
铌-硅基合金(Nb-Si)具有较高的高温强度，在室温下具有一定的韧性，并且其熔
13.2.1 难熔金属及其合金
难熔金属的熔点与密度
钨及其合金
钨的熔点最高（3400℃）。
具有较好的抗氧化性和良好的抗热震性以及很好的抗烧损和抗冲刷能力。
常用作发动机喉衬，北极星A21、A22和民兵Ⅰ～Ⅲ型等导弹的燃气舵。 但其高密度(19.3g/cm3)不利于其在航空航天领域的广泛应用。
为了减轻纯钨结构材料的重量，可在钨中添加碳化物颗粒(如ZrC和TiC颗粒)，并
超高温材料的分类
从用途方面划分，超高温材料主要包括超高温结构材料及超高温防护材
料两大类。 超高温结构材料除了要求材料的高温抗烧蚀、抗氧化性能外，还要求材 料具有良好的高温力学等综合性能；超高温防护材料对高温抗氧化性能、 高温力学性能等有要求之外，还要求具有良好的隔热性能等。
超高温材料与高温材料的区别
第十三章
超高温材料
超高温环境与材料
典型超高温材料
热防护材料
超高温环境
超高温一般是指 1800℃～ 2000℃以上的温度。尖端 工业中的超高温环境主要包括航天飞机、超声速飞 行器的迎风尖锐表面飞行时的高速高温环境以及火 箭发动机的燃烧室、喷管、涡轮发动机的内在工作 环境。
超高温环境 1 新一代航天飞机兼有航天往返和特超音速航空两用，也称作空天飞机， 采用空气吸入式发动机，从一般跑道上起飞和着陆。为了达到空天飞机 的规定速度，飞机必须在大气层中长时间连续以超音速飞行。当马赫数
超高温环境 3 固体火箭的工作环境十分恶劣、加力燃烧室喷管、喉衬、涡轮叶片、导
向叶片、燃气轮机等部件都与高温材料有着密切的关系。随着固体火箭
效率的提高，对发动机喷管、喉衬和其它热端部件等所使用的高温材料 提出了更迫切的要求。火箭喷管是须的关键部件。喷管材料必须经受住 ：
为 8，飞至 27000米高空时，飞机头部和机翼前沿的表面温度可达 1800℃。
为了保证在大气中重复使用 ，超声速飞行器的尖锐迎风表面 ，例如发动 机罩的进气室、机翼的引擎和鼻锥，要求能耐2000~2400℃的超高温。
超高温环境 2 近空间，一般指距地面 20-100 千米的空域，处于现有飞机最高飞行高度
① 2000℃～ 3500℃的高温 ；②灼热表面的超高速加热的热冲击 ；③高热 梯度引起的热应力 ；④高压力；⑤连续数分钟暴露在高速腐蚀性气体中 等苛刻的工作条件。
超高温环境 4 从航空发动机技术发展现状和趋势看，世界航空发动机技术正呈现出一
种加速发展的态势，推重比为15-20级更先进的发动机研究计划正在进行，
点高、密度小。 采用高熔点金属间化合物Nb3Si或Nb5Si3加入Nb合金中。
带有硅化物涂层的铌合金材料通常用于火箭燃烧室。
钼及其合金
与钨和铼相比，钼(Mo)的熔点相对略低，但其成本和密度都有所降低。
钼一般以合金、化合物或者复合材料的形式应用于超高温环境。
钼能与铌 (Nb)和钨 (W) 形成三相固溶体，在 1700℃时的屈服强度和蠕变强度可望 达到400MPa和22MPa。
Cu材料中通过 Cu挥发带走热量 ，降低 W表面温度，Cu 起着发汗剂的作用 ，把钨的
抗烧蚀性能提高到一个新的水平。钨渗铜可在总温高达3590℃的两相流中长期工 作，不过，其机械强度会随着温度的升高而逐步下降。
Mo 的硅化物 MoSi2 是常见的高温结构材料，具有优异抗氧化性能，使用温度可达
1700℃。 MoSi2 涂层用作短时的导弹尾喷管、卫星火箭推进器以及进气口温度超 过 1400℃的发动机叶片用的 Mo 、 Nb 合金以及Nb-W-Ta 合金的耐热涂层。 Mo还可和 Si 、 B 形成三元化合物，具有极高的高温强度。 Mo-8.5Si-13.2B 在 1500℃时屈服 强度仍在1GPa以上，与其它高温结构使用的难熔金属基或陶瓷基材料相比，性能 优异，被认为是很有前途的材料。
和卫星最低轨道高度之间。这一区域是飞机上不去、卫星下不来的未开
发和待利用空间。高超声速巡航飞行器和巡航弹、通用航空飞行器属于 高马赫数近空间飞行器。近空间超高速飞行器需要在有氧和高温环境下
飞行数千秒，长时间的气动加热使得头部和翼缘部分的表面温度超过
2000℃，同时为保持高的升阻比和良好的气动外形，这些部位外表面不 允许产生明显烧蚀。因此，新一代航天飞机、超音速飞行器以及近空间 超高声速飞行器对热防护材料提出了更高的超耐热性、耐久性和长寿命 的要求。
超高温材料
超高温材料是指能在1800℃～2000℃以上温度使用的单一或材料组合，
包括难熔金属、陶瓷基复合材料和经过改性的C/C复合材料。
超高温材料具有高温强度、高温抗氧化性和高温抗烧蚀性能，能够适 应超高音速长时飞行、大气层再入、跨大气层飞行和火箭推进系统等极 端环境，可用于飞行器鼻锥、机翼前缘、火箭喷管、燃烧室、发动机热 端等各种关键部位或部件。
超高温材料主要是应用于火箭喷管、燃烧室、尖锐前缘等表面，起到
隔热防护作用，主要考虑其抗烧蚀性能，而抗烧蚀性能与其熔点有直接 关系。 高温材料尤其是高温合金主要是面向航空航天涡轮发动机，主要是考 虑其高温力学性能及抗氧化性能。
13.2 典型超高温材料
难熔金属及其合金 超高温陶瓷基复合材料 改性的C/C复合材料
预计将于 2020年左右研制成功，并将与第五代战斗机配套使用。随着飞 机的航程和飞机速度的提高，对飞机的推力、推重比的要求也越来越大，
而导致了发动机的压力比、进口温度、燃烧室温度以及转速也都大大提
高。推重比为 10的一级加力式涡轮发动机的最大进口温度可达 1580℃以 上，先进航空发动机的涡轮进口温度已超过 1650℃，未来推重比 15 以上 的航空发动机的进口温度将超过 1977℃。目前，就航空发动机的材料而 言，金属材料的使用温度已接近其极限，需要探索超高温材料。
铌及其合金
铌(Nb)本身熔点较低（2415℃），抗氧化性能有限，通常以合金或化合物的形式
应用于超高温环境。
含B或N的过饱和Nb基难熔合金，在温度达到2200℃时仍保持良好的性能。 已用于小型液体火箭发动机，还用做火箭姿态调节器喷管。
铌-硅基合金(Nb-Si)具有较高的高温强度，在室温下具有一定的韧性，并且其熔
13.2.1 难熔金属及其合金
难熔金属的熔点与密度
钨及其合金
钨的熔点最高（3400℃）。
具有较好的抗氧化性和良好的抗热震性以及很好的抗烧损和抗冲刷能力。
常用作发动机喉衬，北极星A21、A22和民兵Ⅰ～Ⅲ型等导弹的燃气舵。 但其高密度(19.3g/cm3)不利于其在航空航天领域的广泛应用。
为了减轻纯钨结构材料的重量，可在钨中添加碳化物颗粒(如ZrC和TiC颗粒)，并
超高温材料的分类
从用途方面划分，超高温材料主要包括超高温结构材料及超高温防护材
料两大类。 超高温结构材料除了要求材料的高温抗烧蚀、抗氧化性能外，还要求材 料具有良好的高温力学等综合性能；超高温防护材料对高温抗氧化性能、 高温力学性能等有要求之外，还要求具有良好的隔热性能等。
超高温材料与高温材料的区别
第十三章
超高温材料
超高温环境与材料
典型超高温材料
热防护材料
超高温环境
超高温一般是指 1800℃～ 2000℃以上的温度。尖端 工业中的超高温环境主要包括航天飞机、超声速飞 行器的迎风尖锐表面飞行时的高速高温环境以及火 箭发动机的燃烧室、喷管、涡轮发动机的内在工作 环境。
超高温环境 1 新一代航天飞机兼有航天往返和特超音速航空两用，也称作空天飞机， 采用空气吸入式发动机，从一般跑道上起飞和着陆。为了达到空天飞机 的规定速度，飞机必须在大气层中长时间连续以超音速飞行。当马赫数
超高温环境 3 固体火箭的工作环境十分恶劣、加力燃烧室喷管、喉衬、涡轮叶片、导
向叶片、燃气轮机等部件都与高温材料有着密切的关系。随着固体火箭
效率的提高，对发动机喷管、喉衬和其它热端部件等所使用的高温材料 提出了更迫切的要求。火箭喷管是须的关键部件。喷管材料必须经受住 ：
为 8，飞至 27000米高空时，飞机头部和机翼前沿的表面温度可达 1800℃。
为了保证在大气中重复使用 ，超声速飞行器的尖锐迎风表面 ，例如发动 机罩的进气室、机翼的引擎和鼻锥，要求能耐2000~2400℃的超高温。
超高温环境 2 近空间，一般指距地面 20-100 千米的空域，处于现有飞机最高飞行高度
① 2000℃～ 3500℃的高温 ；②灼热表面的超高速加热的热冲击 ；③高热 梯度引起的热应力 ；④高压力；⑤连续数分钟暴露在高速腐蚀性气体中 等苛刻的工作条件。
超高温环境 4 从航空发动机技术发展现状和趋势看，世界航空发动机技术正呈现出一
种加速发展的态势，推重比为15-20级更先进的发动机研究计划正在进行，
点高、密度小。 采用高熔点金属间化合物Nb3Si或Nb5Si3加入Nb合金中。
带有硅化物涂层的铌合金材料通常用于火箭燃烧室。
钼及其合金
与钨和铼相比，钼(Mo)的熔点相对略低，但其成本和密度都有所降低。
钼一般以合金、化合物或者复合材料的形式应用于超高温环境。
钼能与铌 (Nb)和钨 (W) 形成三相固溶体，在 1700℃时的屈服强度和蠕变强度可望 达到400MPa和22MPa。