近年来，随着我国航空航天事业的蓬勃发展，“航空航天热”不断升温。恰逢“长征七号”火箭成功发射之际，这股热浪再次升温，“航空航天”也成为了人们日常讨论的话题，似乎每一个国人心中都有一个“航空航天梦”，这个梦想如影随形，深埋心底。
从飞行器在优化结构设计方面讲，航空航天产品在追求轻质和减重方向上可以说是斤斤计较，甚至是说成“克克必争“都不为过。比如对航天飞机来说，每减重1kg的经济效益将近十万美元。下图就是飞行器每减重1kg所取得的经济效益与飞行速度的关系。
减轻结构所得经济效益（相对值），飞行器每减重1kg后所得经济效益与飞行速度的关系
要想实现飞行器的减重，除了优化结构设计外，最主要的途径是采用新型材料及改型材料。从图中就可以看出，随着科技的发展，新型材料和改进型材料与主动载荷控制、颤振抑制、自动化设计及先进结构概念等相比，在飞行器结构减重中占有主导地位，也正因为这个原因，材料的比强度，比模量等这些概念在航空航天领域具有更为重要的现实意义。如我们常见得到钛合金，金属复合材料等都是高强轻质材料，很受航空航天领域的青睐。
新型材料及改进型材料在军机结构减重中的重要性及发展趋势
对于航空航天飞行器而言，除采用高强轻质合金外，制约其产品性能的另一类关键材料是高温材料。以飞机蒙皮为例，现在航天飞机的蒙皮温度高达1000℃，而航空发动机涡轮叶片承受的温度高达2000℃。因此，为了支撑航空航天产品在高温下的工作要求，许多新型材料如金属间化合物、陶瓷、碳/碳及各种复合材料正在加速发展之中，目的就是降低飞行器的结构重量，提高飞行器的结构效率、服役的可靠性及延长使用寿命。
但是，随着近年来在航空航天产品设计中引入损伤容限设计的概念，对材料的韧性提出了更高的要求，这难免会造成用牺牲材料强度来换取材料更高的韧性，以确保航空航天产品的高可靠性、高耐久性和长寿命。尤其是对于航空航天动力装置而言，更是提出了更高的要求，即超高温或超低温、高真空、高应力、强腐蚀等极端条件。为了满足上述诸多苛刻的工作条件，我们必须最大程度的挖掘结构材料的潜力。现在，满足使用条件的结构材料包括有新型高温合金和高温钛合金、金属间化合物及其复合材料、热障涂层材料、金属基复合材料、陶瓷基和碳/碳复合材料等。
单晶高温合金
单晶高温合金在950-1100℃温度范围内具有优良的抗氧化、抗热腐蚀等综合性能，成为高性能先进航空发动机高温涡轮叶片的主要材料。我国研制了DD402、DD406等单晶合金。其中第一代单晶合金DD402在1100℃、1300ＭPa应力下持久寿命大于100h，适合制作工作温度在1050℃以下的涡轮叶片，是国内使用温度最高的涡轮叶片材料；第二代单晶合金DD406含2%Re，使用温度可达800-1100℃，正在先进航空发动机上进行使用考核。
镍基超合金
镍基超合金具有良好的高温蠕变特性、高温疲劳特性以及抗氧化、抗高温腐蚀等综合性能，满足了高推重比先进发动机的使用要求。为了使涡轮机叶片能够承受远超过Ni熔点的温度，除了升高Ni基超合金的使用温度外，还在基体表面涂敷绝热层（TBC），以及采取冷却措施等降低基体温度。CMSX-10、ReneN6等含Re为5%-6%的第３代单晶体Ni基超合金，其使用温度达到1050℃。近年来美国通用电气公司（GE）、法国史奈克马公司（SENCMA）和日本国家材料科学研究所（NIMS）开发了第4代单晶体Ni基超合金，该合金不仅添加了Re，还添加了2%-3%的Ru，以提高合金组织的稳定性。NIMS研制了第5代单晶体Ni基超合金，在第4代合金的基础上增加了Ru含量，使合金的耐用温度达到1100℃。
等轴晶，柱状晶，单晶
金属间化合物
金属间化合物是近几十年来研究的一类前景广阔、低密度的高温材料。目前，金属间化合物中熔点超过1500℃的就有300多种，其中Mo3Si、Re3Nb、W2Hf2等金属间化合物的熔点都超过了2000℃。近年来Ti-Al和Ni-Al系材料的力学性能及应用研究取得了令人瞩目的成就。
难熔金属材料
难熔金属（W、Re、Mo、Nb等）及其合金具有高熔点、耐高温和强抗腐蚀能力等优点，应用于固液火箭发动机和航天发动机等场合。其中研究和应用最多的主要是W、Re、Mo、Nb等金属。
金属陶瓷材料
金属陶瓷是介于高温合金和陶瓷之间的一种高温材料。碳硅化钛（Ti3SiC2）是其中研究最多的一种材料，具有耐高温、抗氧化能力强、强度高、热稳定性高的特点，又具有金属材料的导电、导热、可加工性、塑性等优异性能，是一种综合陶瓷材料。碳硅化钛在1200-1400℃高温下，强度比目前最好的耐热合金还高，又易加工，故完全可作高温结构材料用，其高温强度与抗氧化、抗热震等性能优于Si3N4，有可能用于未来航空发动机制作导向叶片或涡轮叶片。
金属基复合材料
金属基复合材料与传统金属材料相比，具有更高的比强度、比刚度、耐高温和结构稳定性等优异性能。钛基、钛铝化合物基和高温合金基复合材料耐温能力较强，是航空发动机中温（650-1000℃）部件的候选材料。
陶瓷基复合材料
陶瓷基复合材料具有密度低、耐高温、高热导率、高弹性模量等优异的物理性能，并能在高温下保持很高的强度、良好的抗热震性和适中的热膨胀率，对减轻发动机涡轮叶片质量和降低涡轮叶片冷气量意义重大，是高温领域最有前途的材料。在2000℃以上氧化气氛中可用的候选材料主要是碳化物和硼化物。
树脂基复合材料
树脂基复合材料凭借比强度高、比模量高、耐疲劳与耐腐蚀性好和阻噪能力强等优点，在航空发动机冷端部件（风扇机匣、压气机叶片、进气机匣等）和发动机短舱、反推力装置等部件上得到了广泛应用。树脂基复合材料已经发展到了耐温450℃的第四代聚酰亚胺复合材料，形成了从280-450℃涵盖四代的耐高温树脂基复合材料体系。
防护涂层
目前，对于镍基高温合金而言，主要使用的防护包括扩散涂层、包覆涂层、热障涂层及新型高温涂层。
航空发动机对航空材料发展的需求目标和重点
液体和固体火箭发动机材料的需求
从前面列举的航空航天材料可以看出，先进航空航天产品构件越来越多地采用高性能的新型材料以满足日益提高的性能要求，特别是在承受高温的构件方面，以金属间化合物、高温合金、单晶合金、难熔合金及先进陶瓷材料等为代表的新型材料扮演了日益重要的角色。
航空航天未来发动机用材的预测(NASA)
美国航空航天局对先进航空发动机用材趋势的预测，可以看出，到2020年Ti基复合材料、TiAl及Ni、Fe基金属间化合物、陶瓷复合材料，难熔合金与Ni基高温及单晶合金等将占发动机用材料的百分之八十五左右，其中相当一部分关键高温构件要采用凝固和塑性加工制备。就以TiAl基合金来说，GE公司宣布，波音787选用的GENX发动机低压涡轮后两级叶片采用TiAl合金可减重200公斤，下表为GE公司TiAl基合金的应用情况与发展计划。
GE公司等TiAl基合金的应用情况与发展计划
2011-2020年我国先进材料与热工艺技术发展重点
我国在航空航天领域，到2022年，先进材料与热工艺技术发展重点计划中也将高性能TiAl合金及冷坩埚熔铸和定向凝固作为研究开发的重点。
神舟钟形返回舱外壳体用什么做的？
很多人都知道，无论是美国的航天飞机，还是咱们的神舟钟形返回舱，或者是SpaceX的猎鹰9号，都要经受得住过大气层时产生的几千度高温，所以其壳体都有保护层。
这种保护层材料是什么呢？一般是氧化物弥散强化型高温合金，Oxidedispersionstrengthened(以下简称ODS)。
航天应用
ODS材料用于航天器时，主要用于航天器防护层。这里简单说一下航天器返回大气层时产生的激波（Shockwave）。
当航天器以高超音速返回地球时，以第一宇宙速度进入地球大气层，此时航天器的速度大约是25倍的音速，这种情况下会产生激波。
航天器返回大气层时所遭遇的激波，足以损坏航天器上任一构件，与此同时，在这样的速度和温度下，氧分子也变得十分具有侵蚀性，因此，选择合适的防护材料至关重要，此时，ODS合金就发挥了其定海神针的作用了。
航天器返回大气时产生的激波
ODS原理
氧化物弥散强化机制，主要是基于氧化物颗粒与基体材料晶格的非共格性。氧化物颗粒减少材料内部位错移动，从而阻止了蠕变。由于氧化物颗粒是非共格分布的，基体材料中的位错只能通过攀移方式绕过氧化物颗粒。如果氧化物颗粒与基体晶格是半共格或共格关系时，位错可以通过简单的切割方式来穿越氧化物颗粒。
与切割相比，攀移受能态的影响不大，也就是说，材料的高温并不能有效地激活位错的攀移，所以，与简单的位错切割移动方式相比，弥散分布的氧化物颗粒能更有效地阻止位错的移动。
攀移既可以在氧化物颗粒与位错的交界面发生（局部攀移），也可以用整体性攀移多个氧化物颗粒的方式发生（整体攀移）。整体攀移所需的能量略小，也是攀移发生的常见机制。由于需要施加额外的应力作用于位错，使之运动并通过攀移越过氧化物颗粒，非共格不连续氧化物颗粒引入了门槛应力值(σt)。
另外，即使位错通过攀移克服氧化物颗粒，但仍可能钉扎在氧化物颗粒和晶格界面位置，这种有趣的现象被称为界面钉扎现象，这又需要施加额外的门槛应力，使位错挣脱界面钉扎后方可发生塑性变形。
生产工艺
ODS的耐蠕变性能，很大程度上取决于弥散分布在金属基体上的纳米级氧化物颗粒的特征，特别是这些颗粒阻止位错移动的能力，以及这些颗粒的尺寸大小和分布情况。
Hoelzer及其同事的研究成果已经表明，含有均匀分布的1~5nm尺寸的Y2Ti2O7纳米晶簇的合金，比含有不均匀分布的5~20nm尺寸的Y2Ti2O7纳米晶簇的相同合金，具有更出色的耐蠕变性能。
ODS传统工艺路线
促进纳米氧化物形成的改进ODS工艺
ODS通常采用机械合金化的方法进行生产。ODS是通过把氧化物颗粒(例如氧化钇Y2O3,氧化铝Al2O3)和预合金化金属粉末混合在一起后进行球磨，对球磨完成后的粉末进行热静等压压缩并烧结，最终获得所需的ODS。在球磨过程中，纳米氧化物会进入基体金属并形成固溶，在随后的热处理过程中，形成析出物并获得ODS。
典型牌号介绍
INCONELalloyMA754(UNSN07754)：这是一种氧化物弥散强化型Ni-Cr超级合金，采用机械合金化的工艺进行生产。它的氧化钇弥散体使Ni-Cr合金基体在具有高度耐蚀性的前提下，也具备了出色的高温强度和耐耐蠕变性能。
该合金的强度、连同其极高的熔点温度和微观结构稳定性，使它成为燃气涡轮机元件，熔炉内部固定装置和滑轨，紧固件及其他对高温蠕变，高温耐蚀性有要求场合的首选材料之一。
热处理炉炉内滑轨（HeatTreatingFurnaceSkidRails）
化学成分
物理性能
杨氏弹性模量（纵向）
热性能和电性能
抗侵蚀性能
（暴露于2150摄氏度，空气+5%水蒸汽介质，1008小时）
力学性能
（不同温度下的抗拉强度，屈服强度和断后伸长率）
青出于蓝而胜于蓝，解析中国下一代神舟飞船的关键材料
2016年中国航天发射的看点，除了首飞的长征七号、长征五号，就是发射神舟11号、并与天宫二号对接，还有首飞的天舟1号。神舟11号仍属于我国第一代载入飞船，进入新世纪以来，俄美中三国不约而同地开展新一代载人飞船的研制。为什么要研制新一代呢？我们先来看目前使用的联盟号和神舟飞船的图。
从下图可以看到联盟号飞船内部空间非常拥挤，神舟飞船相对宽松些，但也只能搭载三名航天员，而未来的航天飞行任务需要搭载更多的航天员，要去目的地也不仅限于近地轨道的空间站，还有登陆月球甚至火星。
航天员升空和返回时都是在返回舱里，从下图可知神舟飞船长2.06米，直径2.52米，无论是直径还是高度都大于比联盟号。推进舱和轨道舱同样是比联盟号要大。两侧各有一对太阳翼，面积为2.0×7.5米。与前面的电池翼加起来产生的电力三倍于联盟号，平均1.5千瓦以上。所以说，神舟飞船虽然借鉴了联盟号，但青出于蓝而胜于蓝，我们的更先进。
那么下一代载人飞船又会是什么样呢？它们有几个共同点：空间更大，可搭载4—6人，可重复使用、可以第二宇宙速度再入大气层。我们先来看俄美两家的。
俄罗斯的新一代飞船目前正在飞船制造商Energia火箭与太空公司进行研发，初始设计已经提交俄罗斯联邦航天局。下图是返回舱的模拟舱，飞船将采用多模块、多元设计。任务之一将是把4--6名成员送至国际空间站。但需要飞往远轨时，飞船还有一个生活舱，并具有加固绝缘层，可以返回地球轨道并以第二宇宙速度再入大气层。俄新飞船返回舱的最大直径为4.4米，是“联盟”飞船直径的两倍，内部空间比联盟号宽敞了许多，显示屏和操作杆可向下折叠。由于直径只有4.4米。它目前还只是搭载四名航天员，座位采用并排的‘品’字形布局。如果要增加到六人，从下图来看必须加大飞船的直径。
据俄新网报道，正在研制的新一代载人飞船能在15年的寿命期内，重复使用10次以降低天地往返的运输成本。为了提高着陆准确性，基本型飞船拟不再采用减速降落伞，而完全使用缓冲发动机产生的反作用力来减速，实现返回舱软着陆。俄罗斯的着陆准确性一向不高，中国同样是采用降落伞，无论是返回式卫星还是神舟1—10号，着陆准确性都非常高。乘员舱采用可重复使用的防热瓦，（又走回美国航天飞机的老路？）这不同于传统的烧蚀性绝热系统，后者在再入大气时分层燃烧。
美国的思路与俄罗斯的做法相反，“猎户座”防热材料采用阿波罗时期的烧蚀性绝热系统。它采用先进耐高温复合材料，每次返回地面后可以替换。中国下一代飞船的再入热防护材料是低烧蚀轻质防热材料；“猎户座”的回收方式也与俄罗斯新一代飞船完全靠反推发动机不同，它采用3顶大降落伞加空气缓冲气囊，直接降落到美国西部沙漠的干旱地区，其中乘员舱下侧的气囊系统可以膨胀来吸收和削弱着陆时的震动。但是目前美国还没有攻克后者的技术难关，所以2014年底的试验发射仍然是采用海中溅落的方式，降落在东太平洋。中国下一代飞船回收手段也是“群伞+气囊”，同样具备海上和陆地着陆能力，神舟飞船1—10号每次都成功在陆上的指定地点降落，显示中国的回收技术水平世界一流。
中国的下一代载人飞船有什么亮点呢？从下面的资料能看出端倪：
新一代载人航天器密封舱主结构材料的发展方向和应用研究进展。中国、苏联一直应用铝镁系列铝合金：苏联用AMГ6Al-Mg系合金，中国用5A06铝镁系列铝合金；美国、欧洲主要应用铝铜系列铝合金，部分应用铝镁系列铝合金，如2014Al-Cu系合金、2219Al-Cu系合金、5086Al-Mg系合金。中南大学和东北轻合金有限公司等单位在国家项目支持下，率先开展铝镁钪合金的研制，根据我国航天工业发展需求，开发出了5B70铝镁钪合金。
中国新一代的载人航天器大型密封舱主结构，主要由铝合金壁板与大型锻环成型焊接而成，直径5m（返回舱的底面积比俄罗斯新一代飞船大30%），铝合金壁板厚度30mm以上，长度数10m。载人航天器主结构材料升级是因为:
1、更轻的重量目前我国载人航天器结构重量/发射重量比约为24%～28%，采用中国独创的5B70铝镁钪合金可将此比例降至20%以下。
3、可重复使用为了提高经济性，新一代天地往返系统等载人航天器要求主结构具备可重复使用功能，这对主结构及其材料提出了全新的要求，需要采用可靠性更好的材料，并对材料损伤容限进行界定、识别及可靠性分析。
4、更强的环境适应能力载人航天器从近地轨道载人飞船和空间站，延伸发展至未来月球/深空探测载人飞船，或长期驻留生存基地，其密封舱主结构将面临更复杂的载荷条件和更苛刻的环境条件，因此应具备更强的环境适应能力。
目前的神舟飞船之所以是‘钟‘形，是因为底部直径只有2.52米。中国下一代飞船的返回舱底部直径增加至5米，外形为圆锥侧壁加球冠大底的结构构型。其结构主体分为顶部、侧壁、大底三部分(见上图）。顶部是返回舱的主要承力部件，需要在返回段开伞过程中抵抗严苛的冲击载荷。顶部有伞舱、弹射器、GNSS天线、黑障天线等设备。侧壁包括防热层、蜂窝板和壁板，其中防热层有4块，并与蜂窝板粘贴在一起，再用螺接的方式与壁板上的筋相连接。侧壁上主要安装有姿态控制、气动测量功能的设备。大底是缓冲着陆冲击载荷的关键部位，由内外两层蒙皮以及夹筋桁条组成。大底由金属大底和防热大底两部分组成，其中金属大底上主要安装有信息管理、能源管理、回收、气动测量等功能的设备；防热大底上布设了气动测量功能设备。
铼：助神舟飞船上天关键金属
铼：的元素符号是Re，原子序数75，常温下的铼为银白色的金属或灰至黑色的粉末。铼的熔点为3180℃，沸点为5627℃。金属铼非常硬，耐磨也耐腐蚀。铼的价格昂贵，因此在应用上多被制成合金。其中，尤以钨铼和钼铼合金的用途最广。
神舟飞船上的仪器和高温部件都要用到铼
尖端应用
含铼的合金可耐高温，是制造航空发动机的关键金属；也被用来制造电灯丝、人造卫星和火箭的外壳、原子反应堆的防护板等。铼及其合金可制作高温热电偶，钨铼热电偶在3100℃也不软化。在钨或钼合金中加25%的铼，可增加材料的延展性能。火箭、导弹上会用铼作高温涂层，宇宙飞船用的仪器和高温部件也都要用到铼。此外，铼还在醇类脱氢、合成氨等化工生产中作为催化剂使用。随着中国军工发展的重心转移至海空方向，未来航空发动机、无人机和高速飞行器等领域将进一步发展，铼的战略价值将更为凸显。