陈亚莉 摘要
高温合金与低成本复合材料是航空结构材料中最重要的两个组成部分。代表着飞机及其动力装置用材的主流。本文分两部分，对上述两大技术分别展开了较为深入的讨论。
本文的特点是在总结概括技术发展轨迹的基础上，将讨论的重点集中于两类材料国外最新进展的介绍。在此基础上，选取了几个当前较有实用价值、目前国内最为关心、技术难点也最为突出的领域展开了较为深入的讨论。如双性能盘、单晶叶片、热障涂层及低成本复合材料技术中的自动化、信息化等。
关键词：高温合金 先进复合材料 成本 1．引言
高温合金与低成本复合材料是航空结构材料中最重要的两个组成部分。代表着飞机及其动力装置用材的主流。是当前的难点及热点问题。本文将在总结、概括技术发展轨迹的同时，重点介绍这两类材料的最新进展。 2．高温合金技术
高温合金是航空动力装置的主要用材。几十年来，高温合金一直扮演着航空发动机热端部件用材的主角，对于整个航空动力发展的影响巨大。据国外称，航空发动机性能提高78%是由先进材料做出的贡献。 2．1国外现状及发展趋势
高温合金广泛用于压气机、涡轮、燃烧室及机匣等。镍基合金的熔点大约在1350℃，热强度要有更大的发展是不可能的，但与其代替材料相比，在高温强度、塑性及韧性和成本上仍有竞争力。通过合金开发、改进生产工艺以及热障涂层的采用，在一定时期内仍是航空发动机的主导材料。
在合金发展方面有两大趋势，一是继续改进高温强度，一是开发低成本合金。 在单晶合金方面，目前许多工作集中在高强合金发展上，但是由于高熔点合金元素含量的增高，制造工艺复杂，成本因而增高，因此目前正在致力于简化制造工艺。第3代单晶的应用开发工作主要集中在1000℃不加冷却的中压涡轮叶片上，要求合金有大的热处理窗，工艺不太复杂。相反对于高压涡轮，第3代单晶的应用研究工作较少，解决TBC带来的叶片合金强度及抗氧化性问题仍是重要的目标，这是因为3代单晶合金的TCP相问题以及与TBC涂层之间会形成一反应区（SRZ）从而降低高温强度。而目前这方面的研究进展甚少。因此不仅要找到合金强化方法，而且要材质不因涂层而受到影响。
除单晶合金外，定向高温合金由于成本低也受到重视，第二代定向合金中（Re+Ta+W）
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含量达到14~15%，其性能可代替第一代单晶而成本却低得多。目前在日本开发了第3代定向合金，其特点是加入了第3代单晶的合金化元素来强化晶界，从而得到与二代单晶CMSX-4相同的强度，如TMD107的（Re+Ta+W）含量达到17%，同样也在研究加入第4代单晶的合金化元素来开发出第4代定向合金。
在变形合金方面将继续开发新合金，同时要努力降低性能分散度、增大设计许用应力，双真空熔炼正让位于真空感应+电渣+真空电弧熔炼的三联法。目前大直径锭仍难获得均匀组织，要求开发生产均匀组织的熔炼方法。
在粉末合金方面，夹杂仍是不可避免的，要求采用损伤容限设计，提高许用应力。 在焊接合金方面，要求在焊接性能与强度之间求得平衡，尽管IN718是传统的强度与焊接性能均好的合金，但只能用于650℃以下，原来为叶片开发的IN738合金具有最佳的强度、焊接性能及工作温度的综合性能，可用作飞机发动机大结构喷射成形铸造及焊接合金。
成本是各种高温合金开发的关键指标之一，仿真模拟是降低成本的重要手段，它可缩短开发周期，提高产品合格率，例如单晶合金方面，已开发出预测组织的模拟技术，可预测缺陷的部位及结晶的产生、预测偏析的产生以改进合格率和简化热处理。目前这方面的工作十分活跃。
另外，在锻件强度与晶粒直径分布之间也在研究应用模拟技术。总之，仿真模拟技术将广泛用于材料的制造。
在发动机用高温合金中，最为关键的是涡轮盘材料和涡轮叶片材料。表1是发动机性能的发展简史，从中可看出对材料要求的不断提高，目前的涡轮叶片材料可用到1100℃，但涡轮进口温度已达到1650℃以上，未来将向高熔点及超高温材料发展。涡轮盘的温度正在向815℃推进，轮心轮缘温度相差很大，要求采用双性能盘。 表1 发动机性能数据 年代 1970 1994 2006 2010 发动机 CF-6 GE-90 HSCT 先进亚音速 总压比 15:1 38:1 25:1 75:1 T3 590℃ 695℃ 705℃ 815℃ T41 1345℃ 1425℃ 1650℃ 1760℃ 推重比 5~6 8~9 5~2 12~15 2．1．1涡轮盘材料从单性能向双性能发展
涡轮盘用粉末合金随着产品要求而不断发展。第一代粉末合金（R95、IN100、MERL76及Udimet720）的设计思想是追求高强度，γ′的体积含量达到50～60%，ASTM 11-13的超细晶方法是采用固溶线下退火。第2代合金的设计思想是抗疲劳开裂，γ′相控制到40～50%，采用ASTM 7-8粗晶组织。新一代涡轮盘的轮缘温度高达760～815℃，而轮心温度相对较低，性能要求不同，因此要求有双性能，即综合了1代及2代的优点。γ′相的最大含量60～65%，另外具有双晶粒组织。方法是采用采用梯度退火，即轮缘采用固溶线以上热处理，而轮心采用固溶线以下处理。轮缘采用控制冷却以提高抗蠕变性能，轮心采用强化冷却以获得高疲劳强度。
（1）双性能盘
目前新一代开发的双性能盘合金有CH-98、KM-4以及NASA的ME3等双性能合金。双性能涡轮盘合金已获美国专利。从今后发展来看，涡轮盘合金的目标是进一步提高工作温度及损伤容限，全球化的竞争将推动性能的渐进式改进以及成本的降低。工艺的改进与合金成分的创新同样重要。模拟技术的应用将缩短工程化周期。
双性能盘热处理有几种方式,一种是采用感应加热(美专利No5312497),特点是将盘缘加热到γ′固溶线以上,并同时用增压气体流经轮心及轮腹，使其温度低于γ′固溶线，F119高压涡轮盘采用的就是这种热处理。
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另一种方式是采用不同的加热方式(美专利No5527020)，特点是将盘置于炉中，温度保持在γ′固溶线上,在轮心上下有增压罩，吹入增压的冷却空气使轮心及轮腹保持在γ′固溶线以下，而轮缘保持在γ′固溶线温度以上。GE公司用的是此法。高压涡轮盘锻件验证用合金为Rene104，合金经雾化、挤压及等温锻造，切削及超声探伤。为了获得优化的双热处理规范进行了差不多40次试验。试验包括用热电偶盘量化冷却气流及炉温改变以获得均匀的温度分布，验证优化的双热处理后的淬火工艺。GE对Rene104的固溶处理为轮心1109—1120℃，轮缘1193—1201℃处理76～90分钟。冷却过程为轮心以60～80/分、轮缘以70～110℃/分，从1093～871℃冷却。全尺寸盘的双热处理温度数据表明达到了精密的温度公差。在76～90分钟的固溶循环中，盘心的温度精度公差小于11℃,轮缘也是如此。无损检验表明晶粒尺寸分布均匀度极好,没有不正常的晶粒长大或双相晶粒组织。平均晶粒度由轮缘的ASTM7向轮心的ASTM11.5过渡，达到了目标的要求。根据形状相似性,上述开发的双热处理工艺应能适用于一系列的军用发动机盘的生产,也可用于大型民用发动机的开发。
第3种是NASA开发的低成本方法（美专利16660110）。在轮心及轮腹上采用精心设计的冷却块以提高轮心及轮缘之间的瞬态热梯度，使轮缘在γ′固溶温度以上保持足够长的时间，而使轮心及轮腹保持在γ′固溶温度下。见图1。
图1 NASA开发的双组织热处理方法 F119的盘材料采用的是DTPIN100，GE公司用的是Rene104，Rene104(NASA的ME3)是由GE、普惠及NASA联合开发的，在650℃有高的持久强度，用于大发动机。另外霍尼韦尔发动机及系统公司还开发了一种用于650℃以上未来发动机用的合金Alloy10，高熔点元素含量高，它有非常高的固溶温度，要进行双组织热处理比较困难。
为此NASA开发出一种合金LSHR,它结合了Rene104的低固溶温度以及Alloy10的高的难熔元素含量的特点，固溶温度低，为1160℃，拉伸及蠕变强度优于Rene104并与Alloy10相当。表2为各种盘材成分的比较。
表2 几种盘材成分的比较 Rene104 LSHR Co 21 Cr 13 13 Mo 2.7 3.5 W 4.3 3.5 Nb 1.5 3.5 Al 3.5 3.5 Ti 3.6 3.5 2.5 Ta 1.6 - C 0.3 0.06 14~23 11~15 2.7~5 0.5~3 0.25~3 2.5 0.4~5 0.015~0.1 Rene88DT 8 验证用的盘材均为粉末冶金，粉末经雾化挤压及等温锻，并切削及超声探伤。 LSHR的处理有独特之处，除进行常规的γ′以上及以下的固溶处理外，还进行了三种双组织热处理(DMHT)，一种是DMHT前进行γ′以下固溶处理，一种是在DMHT后进行γ′固溶温度下的热处理，第3种是DMHT不作γ′固溶温度下的热处理。LSHR的传统的固溶温度
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以下及以上的处理分别为1135/3hr/油淬以及1170℃/3h/风扇冷却,分别得到ASTM11及ASTM7晶粒度。γ′固溶温度以下热处理+DMHT可得到ASTM11的轮心；不经γ′固溶温度以下热处理时，DMHT的轮心晶粒度尺寸为ASTM13，轮心为ASTM6.5，与γ′固溶温度以上处理的相似，为ASTM7。γ′固溶温度下热处理+DMHT的轮缘晶粒尺寸ASTM5，而且晶粒过渡区变化与DMHT和DMHT/固溶温度下处理相比较，比较急剧。
根据力学性能鉴定，发现3种DMHT的力学性能都比传统固溶热处理的更加平衡。3种DMHT方案的轮心都有高强度，耐疲劳，轮缘耐蠕变。而其中γ′固溶处理温度下的热处理+DMHT，根据裂纹扩展数据，有最佳的性能数据。其后的旋转台试验证明了双晶组织的优势及可靠性。旋转台试验包括815℃蠕变扩展试验以及704℃爆炸试验。
与传统的单性能涡轮盘相比，双性能盘热处理工艺有挑战性，工艺过程的确定取决于零件的需要以及材料的特性。要进行迭代的及模拟试验来实现双性能处理规程的制订。
（2）其他涡轮盘技术 除双性能盘外，在盘件材料的其他技术领域也有不同程度的进展，如低成本制盘工艺的选用、热处理及喷射成形、激光沉积及真空等离子喷涂等制备未来空心盘件的新技术的研究也成果叠出。
①用热等静压+压力机开坯代替挤压开坯
降低成本是涡轮盘发展的主题之一，在这方面，开发了新的工艺技术，这就是近固溶线热等静压(SSHIP)与压力机变形相结合的工艺，有可能代替挤压开坯，是一种新的涡轮盘形变工艺。见图2。此工艺是在美国空军金属可承受性倡议资助下由GE、罗罗、Ladish及特种金属公司合作开发的。该法在低固溶线高含量难熔合金元素的Rene88合金以及高固溶线高温合金RR1000合金上的试验表明可得到细晶坯料(ASTM 7)，在随后等温锻获得有发展前景的力学性能，轮缘到轮心以及径向及周向的蠕变性能均匀，断裂延伸率超过5%。其中Rene88全尺寸粉末毛坯经1200~1250℃热等静压后进行压力机开坯，其拉伸塑性达到25~35%，可以满足压力机开坯所需的最低塑性25%的要求。
由于SSHIP不用重型挤压设备开坯，成本自然会降低。究竟采用热等静压+等温锻还是挤压+等温锻的争议看来还会持续进行。
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图2 低成本涡轮盘形变工艺 ②超级冷却器
传统的液体冷却——如油淬，是一种将零件表面的热迅速并相当均匀地冷却下来的方法，而不考虑截面的变化。该法保证了较高的冷却速率，有利于提高材料的力学性能，但与此同时，也加大了零件内部的热梯度。新近开发的差动式喷咀、空气淬火方法采用适度的冷却速率，在力学性能的提高与可接受的残余应力之间取得平衡。这种设备可加工的盘件直径达1270mm以上，重量高达900kg。在Ladish公司安装有此种设备。
③抗氧化涡轮盘
涡轮盘通常在富氢或富氧的燃气环境下运行。富氢环境易使高温合金产生氢脆，富氧燃气使高强度高温合金发生燃烧。美国采用选择无余量成形粉末冶金工艺以及一种与环境兼容的热等静压-粘接表面层（HBSL）生产出一种高比强的叶盘。这种耐久性好、损伤容限高的表面层可明显提高环境相容性，并改善了加工的表面光洁度。这种技术目前主要用于航天用火箭发动机，但也为航空发动机盘件开辟了可借鉴的思路。
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④喷射成形无盘转子
提高材料利用率及降低切削加工费用的方法是制造空心盘预形件并等温锻。普惠公司已经将喷射成形用于制造空心预成形件。在将来，激光沉积及真空等离子喷涂有可能用于制造近净形件及空心预形件。
2．1．2涡轮叶片及导向叶片材料从高温向超高温发展
涡轮叶片和导向叶片的工作条件是涡轮中最恶劣的，它受到高的温度、气流冲击的弯曲力，涡轮叶片还受到离心力的作用，特别是现代航空发动机涡轮级数减少所承受的负荷更高。推比10发动机涡轮进口温度已到1650℃，推比15的进口温度将增加到1980℃，2020年时进口温度将增加到2080℃。图3 为美国空军对发动机叶片材料发展预测。
图3 美国空军对发动机叶片材料发展预测 涡轮叶片材料的发展必须要与结构设计、成形工艺、涂层材料及其工艺等相配合才能满足使用要求。第2、3代单晶已在现役发动机上获得应用，第四代单晶耐温可达1080℃。第五代单晶将达到1105℃。目前正在开发的多孔单晶合金叶片（超级冷却叶片）有可能将工作温度提高到更高温度，在F119上超级冷却叶片已验证成功。热障涂层可将叶片温度提高150℃，目前用的电子束物理气相沉积的涂层主要用在民用发动机上，正在寻求新的方法，降低其导热率，纳米TBC有可能将工作温度提高260℃。
在以上发展趋势的大前题下，涡轮叶片用高温合金近年的发展主要集中在以下项目的开发上。
（1）第四、五代单晶
燃气涡轮发动机对涡轮进口温度的持续增高的要求推动着单晶叶片合金的发展，单晶合金已开发成3代，每一代的工作温度提高大约30℃。目前已出现CMSX-10、ReneN6所谓第3代单晶。这些合金的缺点是铼含量高6.5%，俄罗斯的ЖС55甚至高达9%～10%。其后果是
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密度高达9.1gcm，且高温下易形成有害的TCP相，铸造时易形成晶体缺陷。
法国航空航天研究院开发的MC544(最终代号MC-NG)的铼为4%，另外加入4%钌（Ru），
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比蠕变强度与CMSX-10及ReneN6相当，且不存在高铼引起的TCP相，密度同时降到8.75gcm。有可能代替第3代单晶。普惠公司的PWA1487的铼含量2%，但加入有钇。目前在斯奈克玛发动机公司试车。
俄罗斯研究的ЖС50（6%Re，5%W）的性能与CMSX-10接近。ЖС55（9.5%铼）在1100℃、100小时的持久强度可达180～190MPa，将作为4代单晶的基础。
GE公司也在研究4代单晶，除加铼外，稳定相的元素也是加钌。根据美国高速民航机计划，由GE、普惠及NASA联合开发了第4代单晶，要求在925～1050℃具长时（几千小时）
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的工作性能，要求比PW1484及Rene N5高出42℃。因此高熔点元素的含量比3代单晶还高，TCP相生成倾向高。起初为改善稳定性，将Cr降到1%，Co增加到20%，并加Ru。其中Co能改善中温持久强度，但也会降低γ′固溶线从而降低高温性能，因此以16%为宜。降低Cr对抗氧化性能有影响。这种称为EPM102的合金经试铸叶片表明合格率与晶粒结构与2代及3代单晶相同。复杂的4壁式高压涡轮叶片未产生因合金带来的问题，用现行工艺磨削打孔均无问题。合金成分为Cr2.0，Al5.55，Ta8.25，W6.0，Mo2.0,Re5.95，Ru3.0，Co16.5。经GE与普惠的进一步开发鉴定，已积累大量性能数据，制订出规范。合金牌号在GE定为MX4，在普惠定为PW1497，在各种先进发动机上试车，是JSF动力装置的候选材料。
日本在第4代TMS-138合金中则加入2%铱，在第5代合金TMS-162中则加入6%钌，两种合金为获得较大的负错配度分别加入2.9%及3.9%的钼。日本开发的第4代单晶TMS-138是为满足超高速涡轮发动机的要求，即在1100℃、100小时应力为137MPa，已在1650℃试验性航空发动机上试验，预计将用于50座喷气客机用环保型发动机，第5代单晶TMS-162在上述条件下，可达到1105℃的工作温度。
表3所示为各国第4、5代单晶合金的化学成分。
表3 法、美、日第四、五代单晶化学成分 Cr Al 6 Ti Ta W 5 Mo 1 Re 4 Ru 4 Co Ir C Hf 0.1 MC-NG4 （法） 0.5 5 EPM1022.0 5.5 （美） TMS1382.9 5.9 （日） TMS1392.9 5.8 （日） TMS1622.9 5.8 （日） 8.25 6.0 2.0 5.95 3.0 16.5 5.6 5.5 5.6 5.9 2.9 4.9 5.8 2.9 4.9 5.8 3.9 4.9 2.0 5.9 - 5.8 0.03 0.15 0.1 0.1 0.1 3.0 6.0 5.8 从四代单晶合金的发展可以看出，第一代单晶的特点是靠消除晶界来提高熔点从而提高蠕变强度，二代靠加Re来作γ′增强元素、降低扩散速率从而提高强度，三代则进一步提高难熔元素来进一步提高强度。四代靠加Ru来改善稳定性及强度。五代单晶的特点是进一步提高Ru含量来提高合金稳定性。
在叶尖合金方面值得一提的是GE公司的Rene195,其成分与ReneN5类似，特点是高Al含量来改善抗氧化性，现已经广泛试验批准用于生产。 （2）超气冷叶片
超气冷叶片的开发已有多年历史，目前采用激光打孔及铸造冷却孔的方法已进行了大量研究。近年来，Allison与Cannon Muskegon公司合作采用多孔层板冷却孔制造及精密铸造技术，铸造出CMSX-4单晶合金高效冷却Lamilloy叶片工作温度可达2200K。而且，与气膜冷却叶片相比，不仅冷气用量减少40%，制造成本也显著降低。俄罗斯研制一种双层壁冷叶片技术，用ЖС-40单晶合金一次铸出叶片中心孔和壁内细孔，耐温可达2100~2300K，寿命比现叶片提高2~4倍。
传统高温镍基合金的熔点1350℃，使用温度已达到极限，目前正向超高温合金发展，主要指向高熔点合金Nb、Mo、Cr基合金以及金属间化合物及其复合材料方向发展。高温金属间化合物的出现为提高发动机耐温能力提供了希望，在八、九十年代得到广泛重视和迅速发展。如Cr2Nb，Nb5Si3，Nb2Al或Cr3Si在1200℃下能保持其原有强度，且在某些条件下能保持到1400℃。但经研究发现，作为一种单体材料，金属间化合物非常脆，成形工艺性
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差，难以在发动机上获得实际应用。近年来，GE公司等开展了将金属间化合物与韧性金属组成微叠层复合材料这一新方案的研究工作，作为超气冷叶片制备方案之一。该项研究旨在依靠耐高温金属间化合物提供高温强度和蠕变抗力，而利用高温金属作韧化元素，从而很好地克服了金属间化合物脆性这一缺点。目前已制备出的几种微叠层复合材料有具有不同组分和层厚的Nb-Cr2Nb、Nb-Nb5Si3以及Nb-MoSi2等体系。采用的方法有真空热压箔、物理气相沉积、铸造和固态反应等方法。研究表明，真空热压和铸造法适于制备厚的（>50μm）微叠层复合材料，而物理气相沉积通常用于制备非常薄的（10nm）的微叠层材料。
（3）金属间化合物
目前主要对3种系列的金属间化合物用于发动机感兴趣，即γ钛铝化合物、镍铝化合物及铂族金属间化合物。钛铝化合物主要用于低压压气机及静子件，经过近20年的研究，尽管98片TiAl叶片于1993年在低压涡轮上试验成功，但至今仍未在现役发动机上获得实际应用。主要问题包括室温塑性低（1-2%）、断裂韧性差、疲劳寿命的高应力敏感性及过高的加工成本等。
镍铝化合物用于航空发动机具有一系列优异性能，如高熔点（1650℃）、良好的导热率、低密度及固有的抗氧化性等。通过稳定化元素Ta及Cr的加入，1000℃以上高温强度性能获得明显改善。镍铝化合物已成功通过各类成形方法制成零件，包括熔模铸造、粉末冶金、热挤压及压铸等方法。多年来开展了镍铝定向凝固共晶及多晶多相结构的研究工作，用镍铝化合物制造的导向叶片试验也已获成功。目前存在的主要问题是室温塑性和高温蠕变强度不足。由罗罗公司进行的发动机叶片材料预测认为，单晶镍铝化合物可能成为未来叶片的候选材料。
以铂族金属为基的金属间化合物（PGM）作为高温结构材料可分为两类，一类是与Ni3Al同晶型的（如Pt3Al），另一类是与NiAl同晶型的（如RuAl）。虽然密度有所上升，但这两类材料都较镍基合金有更高的熔点（Pt3Al为1500℃，RuAl为2100℃）及更好的抗氧化性。尽管目前主要关注的焦点集中在铂及钌金属间化合物上，但也不乏关于铱及铑金属间化合物的研究工作。主要通过合金化或氧化物弥散强化合金化来提高强度并降低密度。
PGM具有抗氧化性优异且合金化元素少的优点。大多数合金的强度（屈服强度及蠕变强度）均很低，但密度高，且高成本。铱基合金显示出很高的强度，但由于高度合金化导致其不再具有PGM的抗氧化性。该类材料的研究尚处于基础研究阶段，未来通过合金化及氧化物弥散强化来提高强度尚有巨大潜力。如何在利用其优异性能的同时又克服重量及成本过高的缺点是今后的研究焦点。 （4）其他超高温材料
这里指的是除金属间化合物以外其他候选的超高温材料，包括陶瓷基复合材料、钼-硅、铌-硅的复合材料。据国外称，除陶瓷基复合材料的研究历史稍长外，钼-硅、铌-硅复合材料及PGM尚均处于研究的初期，很多问题尚未搞清。因此，目前对于超高温材料的选择，并没有一个“明确的赢家”。
SiC/SiC陶瓷基复合材料最接近长时发动机试车阶段，已在地面燃气轮机燃烧室上进行了试车，正在喷气式发动机上进行类似试验。这些复合材料的比强度相当低，具有良好的抗冲击强度及高温稳定性。为充分利用其高性能并解决陶瓷基复合材料与金属件连接的困难，还要进行重要的设计工作。为解决SiO2在高速水蒸气环境中的挥发问题，已在环境屏蔽涂层上取得重要进展。成本、可靠性、寿命估算以及复杂形状零件的制造是需继续重点研究的内容。
Nb-Si复合材料具有好的抗氧化性及抗中温粉化性能、适中的断裂韧性、优异的疲劳强度，且铸造性能好。目前已为这些复合材料开发出优质的涂层，但是将高的抗氧化性及高强度结合在单一成分中尚存在问题，制造也有一定难度。
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Mo-Si-B复合材料有极好的高温蠕变强度、优异的高温屈服强度，在1000℃以上有极好的抗氧化性。但在中温下抗氧化性不太理想、加工性能较差、疲劳强度、冲击强度欠佳、断裂韧性较低。上述方面尚需改进。
Al2O3/GdAlO3共晶复合材料的比强度见图5，一般将其视为氧化物/氧化物复合材料的
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基准。初步研究表明，这种材料具有相当优异的高温强度和断裂韧性（室温下5MPam，1600℃
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下13 MPam）以及很好的抗氧化性（在1700℃下暴露1000h后不产生失重）。但它具有一个致命的缺点——抗热振性能差，而该性能对于发动机启动、停车又是必不可少的关键性能。如果抗热振性能得以改善，这将是一种非常有潜力的高温材料。然而，它仅在晶界处无玻璃相存在的、熔融生长的自增韧复合材料状态才表现出高强度，如果在烧结过程中避免玻璃相的生成，则这种复合材料的生产性将得到极大改善，从而可制出复杂的、近净形的叶片。作为一种在高氧含量、高速气流冲刷下裸露用于高压涡轮叶片用的材料，必须形成具有保护性质的氧化膜或置于惰性气氛中。Al2O3及SiO2是最好的氧化膜候选材料，实际上是这种复合材料的基本成分。SiO2在高温下的生长速度明显低于Al2O3，因此带来明显的优势，但在高速、潮湿的环境中会迅速蒸发，基体材料成分的调整不会使抗氧化性及高温强度获得明显改善。因此，这种发动机叶片的新材料仍将需要涂层，以满足所需的寿命要求。涂层是相当复杂的材料系统，用来实现两种功能：基体材料的抗氧化及防热功能。图4及图5所示为各类超高温材料在高温下的失重及比强度的比较。
图4 各类超高温材料在高温下失重的比较
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图5 各类超高温材料在高温下比强度的比较
从上面两张图中可以看出，各类超高温材料在具备某些优点的同时，都有一定的局限性。尽管对这些材料都开展了研究并取得了一系列成果，但迄今尚无一种材料被应用于现役飞机。那么，谁是最后的赢家？谁代表了超高温材料的未来？国外称：“现在还没有。”目前的发展趋势是将材料和设计人员两方面的力量联合起来，重点解决材料的“低塑性问题”。从材料方面的努力方向是，即使是在低塑性及低韧性的水平下，仍需保持性能的一致及可靠度。而在设计一方，新的设计方案将留给低塑性材料一定的发展空间。也有可能探索全新的替代路线，或许是某种三元或四元化合物。 （5）热障涂层
从70年代到2000年TBC已开发4代。等离子涂层的导热系数较低，但附着强度低。电子束物理气相沉积的附着性好，但导热系数高，因此降低EB-PVD热障涂层的导热系数是今后的主攻方向之一。国外新开发的方法是加入其它氧化物来降低导热系数。新的TBC导热系数均低于氧化钇稳定化的氧化锆（ZrO2/Y2O3），加入的氧化物与氧化钇一样视作稳定剂，总的稳定剂含量在4%～50%（原子），它们由钕、钐、钆、镁、镍以及铬的氧化物组成，如NiO,Nd2O3,Gd2O3,Er2O3,Yb2O3等。TBC的特征是含有5%～20%降低导热系数的疏松。新的TBC掺杂氧化物起的作用是：形成含有降低导热系数的缺陷的结构，形成畸变的晶格点阵以降低缺陷活动性从而减少蠕变，形成复杂的缺陷以增加断裂韧性。其中Gd2O3的搀杂效果最好，导热系数降低47%，达到0.88W/mK。目前存在的问题是，降低导热率会导致涂层的抗冲击性能下降，如何解决两者之间的矛盾，是今后的重点研究方向。
除搀杂外，降低EB-PVDTBC的导热系数，还需要采用声子散射及光子散射原理，即对涂层进行结构上的改进。以降低声子及光子的热传输。研究表明，将声子及光子的传输的平均自由程由250m（涂层厚度）降到1～2m时，可降低总的导热系数。涂层分层化由于改变了声子及光子的传输，为降低导热系数提供了可能。分层就是在涂层内引入滤波器。分层的周期性按1/4波长滤波器（在及/4入射辐射波之间）选择。例如辐射波长在 0.3m及 5.0m之间时，分层的周期性应在0.2m及2.0m之间，集中在0.7m处。分层的原理是在每一柱形结构中引入平行于陶瓷/粘接层的界面。分层的周期性可显著降低光子传输，分层的局部密度变化引发声子散射，从而通过点阵振动降低导热系数。
英国克兰菲尔德大学研究的称为“等离子辅助物理气相沉积”方法，就是实现该原理的一个典型例子。它是在陶瓷涂层的沉积过程中采用辉光放电产生的等离子体来降低陶瓷的密
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度，从而降低其导热系数。具体方法是沉积时转换施加在基体上高低水平间的直流偏压来产生分层，其效果是相当于周期性地改变离子轰击度从而改变沉积层的密度。该目前用此法制备的热障涂层导热率已可达到0.95~1.2W/mK，接近等离子热障涂层的水平，与目前的电子束物理气相沉积相比，导热率降低了37%~45%。图6 为该法的显微组织图。
图6 低热膨胀系数电子束物理气相沉积TBC涂层的层状显微组织
涂层的低维化、纳米化是降低导热率的有效方案之一。据称，与普通热障涂层比较，采用纳米涂层可使叶片耐温能力提高260℃。
传统的航空发动机热障涂层采用物理及化学气相沉积方法，其缺点是成本高、需采用真空，且需由有经验的人控制。英国诺丁汉大学开发了一种静电喷涂辅助沉积专利系统（ESAVD）。该法与化学、物理气相沉积类似，特点是用静电场来吸引喷涂料。与以往方法相比，新法的优点是成本低、速度快、易控制，且易进行曲面及复杂表面的处理。目前正在建立涡轮发动机防护薄膜的热力学性能试验条件。
总的来看，未来的发动机涡轮叶片将内、外及叶尖均有涂层，内腔涂层将由CVD法制备。近期，外部热障涂层将在氧化钇稳定的氧化锆的基础上通过添加三元或四元的搀杂剂来优化附着性、降低导热率、提高损伤容限及改善烧结性。远期，将引入新型的低导热率陶瓷，如目前广泛研究的钙钛矿及烧绿石相。与此同时，自诊断TBC涂层正受到关注。加入热致色变搀杂剂的EB-PVD热障涂层可以通过激光荧光来监测陶瓷的温度，这一点目前已在实验室得到证实。制造自诊断、智能TBC涂层将加入多样的热致色变搀杂剂，例如在陶瓷与粘接层界面、穿透涂层及TBC涂层表面上，将分别加入不同的搀杂剂，每种都发出不同特征的波长，从而使粘接层表面温度、陶瓷表面温度及通过TBC的热流量通过一个智能涂层系统进行监测。
（6）压气机叶片压铸及喷射成形机匣
压气机叶片的压铸是将熔融的钛或镍基合金浇入一个闭合金属模内并快速加压使其填充模具，一次可压铸8块压气机叶片。叶片不需切削加工，只须抛光，只榫头仍需切削加工，这一工艺可降低成本15%～30%，材料利用率达到70%，试制周期缩短55%，与锻造叶片相比，材料利用率从1/6～1/8提高至1/2。是一种新型低成本加工工艺。图7为压铸工艺示意图。
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图7 压铸工艺示意图
传统的IN718合金广泛用作燃烧室的机匣，但其蠕变性能严重不足，正考虑用RS5、IN939、CM247LC及MM002来代替。英国国防预研局的结构材料中心研究用喷射成形研制RS5合金机匣。通过用氩气喷射成形机喷射出预形件，然后在1160℃±103±3MPa 热等静压4h，并经过环形扎制，最后进行固溶热处理（1160℃4h）和800℃时效。结果表明蠕变及疲劳性能优于IN718。
根据以上对国外发展趋势的分析可总结出高温合金的关键技术为：
●合金纯净化技术、合金化元素强化机制、合金成分计算机辅助设计等研究； ●计算机凝固过程数值模拟与控制技术； ●叶片检测分析等配套技术研究；
●涡轮叶片定向、单晶高温合金高纯熔炼及返回料应用； ●金属间化合物高纯熔炼与增韧等关键技术； ●高纯熔炼、开坯、制粉及制盘技术；
●高纯熔炼、制粉以及高纯熔炼、喷射制坯； ●双性能盘热处理技术
以上对各种高温合金进行了分析，就航空工业而论，目前工作的主要重点虽集中在涡轮发动机上，但随着空天一体化的发展，在未来高超声速飞机、天地往返式航天器上，各类高温材料及超高温材料也将发挥越来越重要的骨干作用。 3．低成本复合材料技术
高性能、低成本复合材料技术是指性能优于传统金属材料，而综合成本又明显降低的一类树脂基复合材料设计、材料成形和配套保障技术体系。 通过微观、介观和宏观层次的复合大幅度提高材料的综合性能、复合材料技术是当今材料技术发展最迅速的领域。然而，复合材料的应用在带来性能极大提高的同时，也伴随着成本上升的高昂代价。为此，降低成本已成为促进先进复合材料发展的决定因素。 3．1国外发展情况
先进复合材料在当代高性能战斗机、直升机及大型民用客机上已经获得广泛应用，如美国的第四代战斗机F/A-22、F-35分别采用了24%及25%的复合材料，而欧洲的EF2000的复合材料已达到43%。到2007年美国CAI计划结束时，新机复合材料用量将达到60%以上。大型军用运输机C-17单机用量达7257kg，A400M也将采用40%复合材料。为降低大型军用运输机的成本，国外计划中的“战区内运输机”的有效载荷约8万磅，在战区内无机场环境下能实现短距起降，结构为翼身融合体，要求材料具备高韧性、缺口敏感性低、生存力高的特点，复合材料将占很大比例。复合材料在直升机上的用量一直很高，超过了50%。进入新世纪以来，由于受残酷竞争因素驱动，各大民机制造商均将其视为实现新飞机机体减重及降低直接运营成本的有效途径，先进复合材料在大型民用客机上的应用急剧升温，如欧洲的A380采用了22%复合材料，另采用了3%GLARE金属层板复合材料，复合材料单机用量
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达到29937kg。拟议中的波音7E7复合材料更是达到50%，创大型民机复合材料的记录。
目前航空航天工业的复合材料用量正以平均每年9%的速度增长。随着航空器向高空、高速、信息化、智能化、隐身、无人化发展，未来航空武器中的重点机型如无人战斗机、高超声速导弹及飞机、战略轰炸机等一系列型号上，复合材料将扮演主角。如无人战斗机X-45A上，复合材料占到45%，X-45B上将占90%。目前国外正在酝酿下一代全复合材料飞机计划。图8为先进复合材料在飞机上应用的发展趋势。
图8 先进复合材料在飞机上的应用趋势
鉴于复合材料具有优异的、不可替代的性能，自60年代问世以来即引起广泛关注，开展了充分研究，复合材料的应用经验日益积累、材料体系性能不断完善。然而，上世纪90年代航空复合材料的实际使用已大幅度偏离人们在80年度末的乐观预测。究其原因，主要是由于先进复合材料在获得高性能的同时，也伴随着付出高成本的代价，这在一定程度上限制了复合材料的进一步扩大应用。表4所示为目前航空工业中金属与复合材料加工能力的对比。从表中可看出，复合材料的应用成本远高于金属，因而降低成本是复合材料扩大应用的关键，被列为该领域亟待解决的首要问题之一。为此，美国制订了一系列针对航空先进材料的研究目标，如减轻飞机重量50%以上，减少零件制造数量80%以上，在批量生产中降低成本25%以上，减少机身紧固件数量80%以上等。并因此启动了一系列相应的研究计划，ACS（可承受的复合材料结构）和ACT（可承受的复合材料技术）是其中比较典型的计划，1996年开始实施的为期10年的多阶段CAI计划（1996~2007年）由美国国防部和一些大型飞机制造商以协议方式进行，此外还包括50多家二级签约厂商。该计划的主要目的是在现有材料体系基础上，通过复合材料设计理念和制造技术理念的转变，实现在高效能复合材料设计方面和低成本制造技术方面质的飞跃。目标是将复合材料成本从1500美元/磅降低到150美元/磅，将复合材料在飞机上的用量提高到60%左右。
表4 航空用金属与航空复合材料业的能力对比 金属工业 大部分供应商具有自动化生产能力 材料价格介于2～6美元/磅
复合材料工业 很少供应商具有自动化生产能力 航空级材料价格为金属的10～20倍 13
较小的供应商也能供应CNC金属切削设备 仅最大的公司具有复合材料自动化生产能力 具有提供多种自动化生产能力的大型供应基地 仅有提供有限自动化生产能力的小型供应基地 复合材料降低成本应从设计、材料、制造、使用、维护等多方面综合考虑。应从降低原材料成本入手，采用24~48K大丝束碳纤维，对材料进行不同尺度上的结构优化；加快发展纺织复合材料/液态成形技术；重视自动化技术（纤维缠绕、拉挤、编织、丝束铺放、隔膜成形、自动成套裁减、激光样板等）的开发；研究非热压罐固化技术（使用微波、电子束、超声波、X射线）等高效率能量的新固化方法；推进整体成形技术的发展；努力实现先进复合材料设计、生产与试验的数字化，最终实现智能化。与此同时，还应注意综合配套技术的发展，诸如修理维护、使用保障、标准检测等。归纳起来可称为三化，即自动化、标准化、信息化。
3.1.1 自动化 （1）RTM
近年该方面技术进展较快，特别是真空辅助树脂转移成形技术进展更快，被应用于一系列现役飞机及导弹，出现了由各种低成本技术生产的零部件。如在F-22上用了110个正弦波梁、两打框架以及大约150个RTM加强件。在F-35垂尾等大件上也采用了RTM方法。
目前已在产品上获得应用、比较成熟的RTM树脂有环氧PR500-RTM、双马5250-4RTM及聚酰亚胺PMR-15RTM等。其中PR500-RTM是美国3M公司开发的一种成熟的环氧树脂，在F-22的材料选用中占据相当重要的地位。IM7/PR500RTM除用于制造F-22驾驶舱支架、地板加强肋、接头等100多个零件外，还广泛用于F-18E/F及RAH-66等飞行器。然而，随着公司间竞争的加剧，洛克希德马丁公司最近选用了Cytec890 RTM和Hexcel RTM6在P3飞机上开展了真空辅助树脂转移成形的初步试验。890RTM和RTM6已被F-22计划验证可作为PR500的早期候选代替材料，PR500不久将不为RTM件供应。
在高温RTM领域，能在230～315℃持续工作的高温聚合物复合材料用的新树脂系统为复合材料在飞机、推进器以及航天结构上的应用提供了机遇。现行碳及玻璃预浸带用高温树脂系统有PMR-15、AFR-700B及AvimidN。虽然PMR-15广泛用于军民航空发动机，但它含有毒性的致癌物。新树脂的开发主要针对安全问题以及其它一些固有的问题如热氧化稳定性、水解稳定性以及工艺性。与此同时，复合材料的低成本制造要求这些新材料适合于树脂膜熔渗、RTM以及真空辅助RTM法制造零件。PETI-5虽有极好的热压罐固化性能，但由于熔体粘度过高不能采用RTM。RTM要求采用低粘度（＜30Ｐa·s)、注射温度下的时间长（＞２h）的树脂。NASA兰利中心研制成功适于在290℃以下进行RTM成形的PETI-RTM树脂，制出2.4m长的曲面F框。随后开发研究在大于295℃进行RTM的新的苯乙炔基亚酰胺聚合物多种（如PETI-298和PETI-330）用作RTM。已用这些系统制成了复杂零件如Ｆ形框、Ｊ形框以及Ｉ字梁、正弦波梁以及蒙皮、桁条、壁板。初步试验表明，AS4/PETI-298层合板的固化玻璃化转变温度达到～300℃。平板试样的PETI-298有良好的力学性能，制成的层板无微裂纹，在288℃空气中时效100h后具有极好的室温开孔压缩强度及短梁剪切强度。开孔压缩强度可保持室温的67％，开孔压缩模量可保持室温的96％，而短梁剪切强度在232及288℃试验可保持室温值的83％及60％。除NASA外，美国空军实验室也开发了以苯乙炔封端的RTM树脂HHP，其热氧化稳定性及液热稳定性明显优于PMR-15。该实验室开发的其他有名的高温RTM树脂还有MM11.5RTM等。
尽管RTM成形技术可省去预浸料制造和存储，以及使用高能耗热压罐的成本，但RTM成形技术受构件尺寸的限制，当构件尺寸很大时，模具的变形难以控制。另外，工装成本也过于昂贵，特别是当航空产品批量小时更为明显，因此引入航空产品生产的阻力很大。据统计，在生产型产品生产中，RTM的工装成本占总成本的20%左右；在开发产品中，工装成本可攀升到60%。为此，国外在低成本模具的开发方面展开了一系列研究工作。国外采用了“模
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块式工装”，这种工装原来用于注射成形，其特点是用一个通用的模具底板，在模具底板上可以安装可互换的模腔嵌块，从而可实现同一模具生产多种零件。这样做可以取消重复的油路钻孔，从而可以降低制造一些尺寸大致相似的零件的总成本。
虽然RTM与传统手工铺层法相比成本较低，但预形件织物的制造成本仍然很高，其主要原因集中在预形件的手工铺层上。为此，英国航空复合材料构件业制定了复合材料构件的自动化制造（AMICC）计划，计划的中心内容是取消手工铺层，采用高速铺带（HSTL），对于325g.s.m的带，优选的铺层速度20m/min，进给速度为70kg/h。一个3m×1m的工件，铺层速度大约42kg/h，这个速度大约是手工铺层的10倍。以副翼验证件为例，采用手工铺层/RTM时制造费用730英镑，而采用HSTL/RTM时，成本为585英镑，即大约降低成本20%。高速铺带机的特点是机器上有一个以高的加速度及速度传动铺放头的强力驱动系统。铺放头与被驱动的材料卷、挤压卷进给系统、冲击切割器、双向带导轨、背膜缠绕系统、沉积辊子及红外表面加热灯相连。另外还有一个模具的支承及运动系统。为了进行精密的铺放到预形模具上，还可采用激光投影系统，两者结合起来就可铺放任何复杂的预形件。图9所示为采用高速铺带机加工单曲率蒙皮的示意图。
图9 用高速铺带机制造单曲率蒙皮
RFI是针对大型翼面结构发展的成形技术。RFI成形工艺同样可省去预浸料制造和存储，无需RTM工艺要求的模具，在一定程度上降低构件的制造成本。但传统树脂在进行熔渗时由于黏度太高而出现浸渗不足的问题，国外开发的新方法Priform通过在纤维增强体中编织进只有几个微米厚的由韧化树脂制成的纤维，据称可解决这一问题。
（2）自动铺放
自动铺放是实现低成本的有效途径之一，也称纤维铺放。近年在F-35等五架军用飞机上采用了纤维铺放方法。其中在用于F-35机翼上蒙皮的制造，由ATK公司用它的专利性7轴大型结构纤维铺放机制造的，该机可生产长4.8m的零件。蒙皮用的是碳/环氧复合材料，尺寸为3.6×4.2m，重244kg。与传统的手工铺层法相比，工时及材料分别省25%和28%。另外，F-35的下翼面蒙皮也由沃特飞机公司制成，采用新安装的辛辛那提复合材料Viper 3000机器，Viper 3000是一种先进的复合材料铺放系统，可以制造高度复杂外形的航空零件。该系统可以将3.1mm宽的复合材料纤维带铺放在模具上，模具切削成终加工零件的形状。每一层带的铺放取向不同，以提高总体的刚度及耐久性。F-35的进气道也由纤维铺放制成，尺寸1.8m长、1.8m宽，由石墨增强的增韧环氧蒙皮与蜂窝夹芯组成，复合材料进气道有明
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显的弯曲度。这种工艺可使进气道的接缝减少，减少易损伤点并有利于隐身。自动纤维铺放所用的丝束3.175mm宽，计算机控制的铺放头一次可铺放30丝束，一般材料利用率达98～85％，而手工铺层利用率只有50％。目前的发展趋势是将自动铺放与电子束原位固化相结合。
目前影响纤维铺放技术扩大应用的主要障碍是设备昂贵，每台铺放机价值约达数百万美元。这些设备原来的开发思路是一机多用，目前全球有200~300家航空复合材料结构制造公司，其中大、中、小都有，许多公司的年销售额只有1000~2000万美元，因而，能用得起铺放设备的只有少数大公司。鉴于一台5坐标金属切削中心的价格还不足50万美元，因而要扩大纤维铺放的应用，须将设备价格降至50万美元左右，方能与金属结构形成竞争。其发展趋势是开发专用的铺放设备，复杂程度低的设备以及多用途的设备，并加强设备制造商之间的竞争。
（3）自动化隔膜成形
对先进复合材料的自动化隔膜成形的兴趣始于上世纪70年代末80年代初。当时引入了热塑性复合材料的加工，它的可重熔性表明可用金属冲压法来成形，但是由于要实现有些过于复杂形状零件上遇到了困难，从90年代初起，对这种成形的兴趣减少了。近年来由于在热固性复合材料上一系列的成功应用，又重新唤起人们的兴趣。另一方面，像拉挤及丝束铺放虽可以实现自动化，但对工件几何形状上的限制使其应用范围变得窄小。 应当指出，隔膜成形技术在热塑性复合材料上应用的不成功，不是成形技术本身的缺点，只是技术的误用，只是由于当时的零件形状过于复杂，未能充分利用复合材料独特的变形模式。美国麻省理工学院在波音民用飞机公司资助下，将隔膜成形的重点由热塑性转向热固性复合材料（原理见图10），并首次大规模得到应用，以后在诺斯罗普·格鲁门及洛克希德·马丁的工作，证明这种自动化成形的优势。
复合材料的隔膜成形是指将预先铺叠的层合板放在隔膜之下或隔膜之间在真空或正压力之下按模具形状成形的工艺。其主要优点是可以对变形顺序有一定程度的控制以及温度及速率的精确控制。图11所示为波音民用飞机公司用于生产曲面肋条件的自动化成形单元。该机器应用了橡皮隔膜、温度及变形控制器以及可调的工具平台。图12的工件为2m长肋条，因工件有相当高度的双曲率，因而在成形上有难点。诺格公司在成形F-18时用了类似的成形单元，用来生产超黄蜂上20多个零件，可以说是到目前为止隔膜成形最成功的应用例子。该设备备有两块硅橡胶隔膜、按比例控制的真空度、快速空气加热及冷却以及专利技术的快速工装互换。此项技术已用来代替手工铺层法生产各种零件，其中有些是双曲率的。诺格公司的内部研究表明，工时减少50%以上。
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图10 热固性与热塑性复合材料剪切变形性能对比
图11 自动化隔模成形设备
图12 采用隔膜成形技术生产的民用飞机带曲率翼肋
洛马公司在采用隔膜成形技术上也获得大的经济效益。在上世纪90年代中期，该项技术用于F-16的生产，包括水平尾翼肋根等零件。也生产了X-33及JSF竞标用验证机零件。洛马公司在采用这种工艺时，开发了该项技术的另一经济上的优点。工作重点放在相当平面的带突缘的零件，开发的设备可以在同一设备上成形几个零件。与波音及诺格公司一样，洛马采用了简单平面铺层后自动化成形的方法来代替复杂的手工铺层技术。近2年，洛马公司已把成形工艺用于JSF的生产。重新采用了以前放弃的APC-2 PEEK材料。对于相当小的剪切扩展长度的工件则采用超塑性铝隔板。
上述的隔膜成形技术的成功应用都与零件的选择有关。复合材料成形工艺的模拟清楚表明，成形零件的困难与双曲率的程度有关。诺格公司选的零件都是双曲率小的和中等尺寸的。洛马公司则选用曲率大但剪切扩展长度小的零件。双曲率决定了成形零件所需的层间剪切应力水平以及剪切扩展长度。到目前为止，碰到困难最大的是波音公司用一种称之为增强隔膜成形的专利技术，即在易产生皱纹的区域，对隔膜进行选择性增强。用此法生产了双曲率与剪切扩展长度结合程度高的零件。
（4）非热压罐固化
低温固化复合材料适宜制备大尺寸构件，目前国外在无人机上使用低温固化零部件十分普遍。电子束固化也在JSF等飞机上开展了广泛验证，但目前存在的问题是层间剪切强度较热压罐固化降低25%，国外正在组织攻关。
浮动模成形是近年澳大利亚开发的一种新型固化方法，采用循环流动的水作为加热源代替热压罐，其生产速度是传统热压罐法的10倍。目前该法已实现工程化，建立了多家分厂，
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估计此项技术将应用于A380。
3.1.2 信息化
复合材料的应用涉及许多的支持技术，包括各种技术标准、规范、手册、各种设计制造软件、各种试验及检验方法。复合材料的设计/制造/检测模拟与优化乃至最终实现智能化是未来的发展方向。
(1)软件
在该方面近年出现的一些新软件有： ①FiberSIM软件
现代复合材料构件的设计制造中广泛采用数字化技术。FiberSIM是其中的一种产品，它是由1991年建成、专长复合材料零件设计信息化的公司“复合材料设计公司”开发的，它是一套可与Catia、ProEngineer和Unigraphic计算机辅助系统组成一体的用于复合材料零件设计的软件。它可以自动进行设计、评估生产可行性，生成制造所需的信息：文件、图标，用于复合材料的生产加工。FiberSim软件在航空航天复合材料构件应用上有降低成本、缩短研制时间及节省材料的效果，见表5。表中所列航空航天制造公司的应用效果。FiberSIM的工作平台：CATIA环境：4.1 版或以上；IBMAIX环境：3.2.5版或以上；SGIIRIX环境：6.3版；Unigraphics：13版或以上。FiberSIM在北美、欧洲及亚洲获得广泛应用。
表5 FiberSIM软件在航空航天上应用 产 品 科曼奇直升机 Delta Ⅲ火箭发射装置 S－92直升机 复合材料机翼(缝纫) EF2000 F－35战斗机 X－32 GJR系列700支线飞机 Delta火箭 制造商 波音／西科斯基 波音 部 件 整流罩 整流罩 效 益 铺层省时省钱33％ 省时25％ 比金属件省成本50％ 设计更改减少90％ 研制周期缩短27％ 铺层少50％工时，材料消耗少25％ 未公布 原型机省时53％ 80个部件平均省时20％ 铺层省时50％ 制造工程省时50％ 复杂件省时75％ 一般件省时40％ 成本降低50％ 西科斯基 波音 BAE 洛克希德马丁 波音 庞巴迪 波音 座舱盖 壁板 前后机身 进气道 机翼蒙皮 机身整流罩 整流罩 ②COBRA软件
在复合材料结构制造中采用自动化监控及模拟软件，用以及时纠正工艺偏差，确保质量，降低成本。在F－22制造中，洛克希德·马丁公司开发了COBRA软件（热压罐运作优化代码），能对复合材料的热压罐固化进行优化，未用该软件前，一次实际试验费为3000美元，设备占用时间2天，运用该软件后，20分钟内即可获得同样的固化信息，每处理一次仅花20美元，用于F－22第一套复合材料件，合格率98％，不须返工。该软件也用于F－35的复合材料工艺研究。研究重点是F－22及JSF大型复合材料以及整体结构件的同时固化及
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装料的可行性。
③复合材料胶接结构的“应力检查软件”
该软件是一种高度可靠的应力分析软件，可以代替有限元（FEM）软件，后者是目前用来分析胶接结构用的工具。该软件是在美国空军科学研究办公室资助下完成的，美国复合材料经济可承受性计划推荐用作航空工业的胶接接头的分析。“应力分析“手册包括故障判据、几何及材料非线性以及现代有限元技术。
④Acraplace 软件
Acraplace 软件是由美国辛辛那提机器公司开发的用于纤维铺放的软件，已与Fibersim软件相集成用于F-35战斗机上的复合材料零件，如进气道的设计、制造。Acraplace 可将来自CAD 系统的零件数据转化成精确控制铺放机运转的程序。
⑤液体复合材料成形软件
美国密歇根州的ESI集团公司开发了可以模拟液体复合材料成形软件，代号为LCMFFlot2001，该软件可模拟各种液体复合材料成形，包括树脂转移成形（RTM）、真空辅助RTM和树脂膜熔渗成形。软件对诸如注射压力、流动率和成形温度等参数进行优化。它也可计算闭合力，可以对空腔中的流动阵面进行形象显形以防止出现填充问题。LCMFFlot现已改称PAM-RTM。目前PAM-RTM已与FiberSIM软件相结合用以对复合材料进行模拟。 （2）复合材料的快速转化
复合材料的验证技术是实现复合材料应用的重要组成部分。以往的传统是采用积木式的验证方法，主要通过一系列试验来确定复合材料的可用性。它从原材料评估试样试验开始，经过零部件级验证，到全尺寸实验室验证，直至飞行考核。为确定能否采用某种材料，在各个环节均需进行数千次试验以积累数据。通常在转入批生产之前或难于进行复杂载荷失效预测时，还需要进行重新设计。此周期长达十几年，耗资上亿美元。见图13、图14。
由于用作未来飞行器的国防预算有限，加上对这种系统性能的不断提高，要求对复合材料的鉴定采用一种新的方式。目前国外正在研究以基于大规模计算机应用的分析工具来预测复合材料的加工性能、结构完整性以及耐久性，可显著削减大量的试验以及重新设计工作。美国先进技术预研局的复合材料快速转化计划是其中典型的例子。该计划的目标是对加速新材料引入国防部产品的概念、途径及工具进行验证。这种新型的设计师知识系统将先进的分析法及模拟法、重点试验以及数据库及经验教训的协调应用结合起来，用以取代连续的、无关联的、局部优化性能而未向生产转移的传统研究方法。各类数据库及分析模型与精确设计计算系统灵活关联，以推动材料应用的快速转化并建立材料应用转化方法论与分析工具之间的联系。这种精确预测、智能化的设计、验证方法代表着未来的发展方向。
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图13 传统的积木式验证方法
图14 F/A-18E/F采用积木式验证方法
3.1.3标准化
目前复合材料成本高的原因之一是未实现材料的标准化,随着经济全球化的发展,这一问题更加突出,急需建立飞机研究、设计、试验及认证方面的标准。为此，国外正在大力开展国家级航空复合材料标准化工作，如美国国家航空研究所已受NASA委托负责为飞机制造复合材料制订国家标准，建立标准化的材料性能数据库。
3.1.4展望
尽管当今复合材料在航空航天领域内已成为成熟材料，但仍有进一步发展的机遇。目前航空航天复合材料开发工作面临的主要挑战是：在性能与成本之间的良好折衷。根据产品任
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务性质及市场的不同，成本和性能各有侧重。分析表明，空客飞机下一代的目标是成本降低40%，重量减轻30%。这不能采用小步推进方法来实现。需要采用将多种学科考虑在内的一体化途径。
针对复合材料存在的成本太高、加工耗时、材料的非均质性及各向异性等主要缺点，近期美国对未来研究重点的推荐有：成本合算的自动化制造技术即纺织预形件技术/液态成形与非热压罐固化的结合；改进设计方法、模拟工艺及性能（特别是非线性及长时特性）的分析工具；材料系统（纤维、树脂、粘合剂）在成本、工艺及性能方面的改进，例如通过纳米技术。从长期看，纳米技术的采用将有新的进展。特别是碳纳米管用作潜在的增强体，用以制造性能独特的复合材料很有前途。改进性能并简化工艺的先进连接（粘接）技术。微波加热及健康监控等。在装配方面，制造碳纤维复合材料飞机与铝合金飞机不同，它要求精密，需采用激光定位系统以及新的装配型架。铝机体制造用钢型架，可有几毫米的形状变化，如果用碳纤维复合材料，则要求完全精确。有可能采用混凝土型架；非常重要的一项工作是一体化设计工具的开发，用于制造过程及结构性能的模拟，以减少开发的工作量并改进材料的利用。复合材料的特征是材料及结构一次成形，但其中有很多影响因素。一方面这是复合材料成功的原因，另一方面也是未来的挑战所在。因而必须将材料、工艺、结构及使用条件一体考虑。有必要开发在设计及制造阶段所需的软件。
欧洲在进行航空复合材料技术未来趋势分析时，将纳米技术，微波技术，混杂材料技术，以及数字成像技术视为重点发展领域。纳米技术可在增加材料力学性能，热稳定性能，以及改善工艺性能方面发挥作用。微波技术则有可能在一定程度上降低构件固化过程中的时间和能量损耗，从而降低制造成本。在混杂材料技术方面，着重关注碳纤维增强复合材料与钛膜的纤维-金属层合材料技术，以及预浸料与纤维预成型体的混杂应用形式，希望以不同的混杂技术满足各种特殊使用性能要求和低成本要求。而数字成像技术对于复合材料应用发展的重要性则在于可能对构件质量控制和材料试验分析产生的技术推动作用。
对于未来的碳纤维复合材料飞机，有可能重新使用上世纪30年代用于制造飞艇的最短线网络系统法来制造，这种结构包括网篮状结构，它不需要承力蒙皮，由铝合金制的最短线网状结构以往曾用作英国维克尔R100飞艇及维克尔Wellingtor轰炸机。最短线网状结构有可能代替目前的铝合金肋和梁，目前工业界试图用制铝飞机那样制造碳纤维复合材料飞机，碳纤维复合材料有方向性，更适于有碳纤维复合材料蒙皮的最短线网状结构。展望未来，碳纤维复合材料技术及最短线网状结构将用于制造低寄生阻力、高升力的翼身融合体（BWB）飞机。波音将在2022年制造碳纤维复合材料的BWB。
从以上分析可总结出低成本复合材料关键技术为： ●材料不同尺度上的结构优化技术 ●基于制造的一体化设计技术
●低成本复合材料许用值确定规范和复合材料设计验证规范 ●复合材料全部开发过程中信息系统的应用技术 ●纺织复合材料/液态成形技术
●非加热形辐射固化和低能固化复合材料技术 ●复合材料整体成形技术 ●复合材料自动化制造技术 ●复合材料结构评价和验证技术 ●复合材料低成本快速无损检测技术 ●复合材料结构连接、修理和维护技术
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图字： 图1：
（1）热电偶 （2）绝热材料 （3）绝热材料 （4）冷却块 （5）盘 （6）孔 （7）盘 （8）冷却块
图2：
（1）墩粗 （2）拔长 （3）旋转 （4）温度分布 （5）工艺过程 （6）坯料形变
图3：
（1）材料表面温度 （2）等轴晶Ni基合金 （3）柱晶镍基合金 （4）单晶镍基合金 （5）TBC热障涂层 （6）NiAl(冷却效率，密度) (7)高熔点金属间化合物及层状材料
图4：
（1）100小时下失重 （2）镍基高温合金 （3）温度 图5：
（1）比强度 （2）温度 （3）拉伸屈服强度 （4）压缩断裂/屈服强度 （5）拉伸断裂/屈服强度 （6）压缩断裂/屈服强度 （7）拉伸屈服强度 （8）弯曲屈服强度 （9）拉伸屈服强度 （10）压缩屈服强度 （11）压缩屈服强度 （12）镍基合金 图7：
（1）压铸 （2）铸锭 （3）模型 （4）感应凝壳浇铸 （5）热等静压 （6）锻后加工 （7）材料利用率1/2，周期缩短55% （8）6周 （9）1周 （10）锻造 （11）铸锭 （12）挤压 （13）热扎 （14）预制坯 （15）锻造 （16）化铣 （17）锻后加工 （18）材料利用率1/6～1/8 （19）12周 （20）4周
图8：
（1）军用飞机 （2）民用飞机 （3）结构重量百分比 （4）开始生产年份 图10：
（1）剪切应力 （2）热塑性复合材料 （3）热固性复合材料 （4）变形速率 图13：
（1）材料选择 （2）金属 （3）复合材料 （4）制造工艺 （5）工艺开发 （6）无损检测标准 （7）材料性能（8）修理（9）物理/化学/加工性能（10）环境影响（11）力学性能（12）统计损伤（13）疲劳扩展（14）缺陷影响 （15）零件 （16）设计细节 （17）损伤容限 （18）修理 （19）分析方法论验证 （20）疲劳 （21）静态 （22）声学 （23）复演性验证 （24）部件 （25）外形细节 （26）损伤容限 （27）静态 （28）疲劳 （29）修理 （30）分析方法论验证 （31）全尺寸实验室 （32）取证试验 （33）静态 （34）疲劳 （35）空投 （36）气动 （37）工程制造发展型验证 （38）飞行试验 （39）地面试验 图14：
（1）材料、工艺及结构设计开发 （2）预生产验证 （3）全尺寸实验室 （4）工程制造发展飞机 （5）材料选择 （6）试样 （7）复合材料 （8）金属 （9）1年 （10）制造工艺 （11）工艺开发 （12）无损检测 （13）1-3年（14）材料性能（15）物理/化学性能 （16）力学性能 （17）疲劳、扩展 （18）损伤 （19）环境 （20）缺陷影响 （21）修理 （22）损伤容限 （23）1-2年 （24）零件 （25）细节 （26）静态 （27）疲劳 （28）声学 （29）修理 （30）损伤容限 （31）验证模型 （32）2-3年 （33）部件 （34）10个 （35）细节 （36）静态 （37）疲劳 （38）修理 （39）损伤容限 （40）验证模型 （41）3-5年 （42）全尺寸试验（43）3架份机体 （44）静态（最大） （45）疲劳（2
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个寿命期） （46）空投（最大下落速度）（障碍） （47）弹道试验 （48）4-8年 （49）飞行试验 （50）一架飞机 （51）阵风试验 （52）气动 （53）声学 （54）4-8年（55）结构验证费用1.9亿美元
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