航天发动机尾喷管材料的简介
战斗机可调节式收敛形尾喷管的结构、组成-概述说明以及解释
战斗机可调节式收敛形尾喷管的结构、组成-概述说明以及解释1. 引言1.1 概述可调节式收敛形尾喷管作为现代战斗机尾部推进系统的重要组成部分，具有调节气流速度和方向的功能，能够提高飞机的飞行性能和机动性。
本文将重点介绍可调节式收敛形尾喷管的结构、组成以及其在战斗机领域的应用。
通过深入探讨其设计原理、功能特点以及潜在的应用领域，旨在帮助读者更好地了解和认识这一先进的航空技术，并展望其在未来发展中的应用前景。
1.2 文章结构文章结构部分的内容应该包括作者对整篇文章的布局和组织方式的介绍。
在这一部分，可以简要描述每个章节的内容和重点，让读者对整篇文章有一个整体的认识。
此外，也可以提及文章的章节之间的逻辑关系和连接方式，以及各章节之间的衔接点，从而引导读者有条理地阅读全文。
例如，文章结构部分的内容可能如下所示：本文分为引言、正文和结论三个部分。
在引言部分，我们将介绍本文研究的背景和意义，以及研究目的。
在正文部分，我们将首先探讨可调节式收敛形尾喷管的设计原理，然后详细讨论其结构组成及功能，最后探讨其潜在的应用领域。
最后，在结论部分，我们将对文章进行总结，展望未来的发展方向，并进行结束语的总结。
通过这样的结构布局，读者可以清晰地了解全文的内容安排，并更好地理解文章的研究范围和目的。
1.3 目的本文旨在探讨战斗机可调节式收敛形尾喷管的结构、组成，深入分析其设计原理、功能以及潜在的应用领域。
通过全面介绍这一技术的相关内容，旨在增加对战斗机尾喷管技术的了解，并为相关领域的研究和发展提供参考。
通过对该技术的研究和分析，可以帮助提高战斗机的性能和效率，推动战斗机技术的发展，为航空领域的进步做出贡献。
2. 正文2.1 可调节式收敛形尾喷管的设计原理可调节式收敛形尾喷管是一种先进的航空动力学设计技术，旨在提高战斗机的飞行性能和作战效能。
其设计原理主要基于流体力学和空气动力学理论，通过控制尾喷管的形状和大小来实现推进气流的调节和优化。
发动机原理第2章(尾喷管)
尾喷管性能参数
01
02
03
尾喷管出口压力
尾喷管出口压力是衡量尾 喷管性能的重要参数，它 决定了发动机的推力大小。
尾喷管出口温度
尾喷管出口温度反映了发 动机的燃烧效率，对飞机 性能和安全性有重要影响。
尾喷管扩散角
尾喷管扩散角的大小决定 了发动机的推进效率，扩 散角过大会导致推进效率 降低。
尾喷管性能测试
优化措施
优化措施包括改进尾喷管的形状、结 构和材料，以及调整发动机的燃烧室 和供油系统等，以达到优化尾喷管性 能的目的。
04 尾喷管应用与发展
尾喷管应用场景
航空领域
尾喷管在航空领域中应用广泛，主要用于控制飞机的起飞、 降落和飞行过程中的推力。不同类型的飞机和发动机需要 不同设计和性能的尾喷管。
航天领域
在航天领域，尾喷管用于控制火箭和航天器的发射、推进 和着陆。尾喷管的设计必须非常精确，否则可能会导致失 败。
汽车领域
一些高性能的汽车发动机也会使用尾喷管来提高发动机的 效率和性能。例如，一些赛车和运动型车辆会使用可变尾 喷管来提高加速和最高速度。
尾喷管技术发展
01
材料技术
随着材料科学的发展，尾喷管制造材料也在不断进步。现代的尾喷管通
新材料应用
随着新材料技术的不断发展，未来可能会出现更轻、更强、更耐高温的新型材料，用于制 造尾喷管。这些新材料可能会带来更优的性能和更长的使用寿命。
05 尾喷管案例分析
案例一：某型发动机尾喷管改进
总结词：技术升级
详细描述：某型发动机尾喷管在性能和效率方面存在不足，通过采用先进的材料 和设计理念，对尾喷管进行了技术升级和改进，提高了发动机的整体性能。
常由耐高温、耐腐蚀的合金制成，以确保其可靠性和寿命。
心脏的奥秘之航空发动机尾喷管的进化史(三)
心脏的奥秘之航空发动机尾喷管的进化史（三）作者：王腾来源：《航空世界》2013年第05期航空发动机的喷管中，还包含一个我们经常忽略的部分，那就是排气混合器。
航空爱好者都会知道，我们现在最常用的涡轮风扇发动机有内外涵道之分——内涵道进入高压压气机，经过燃烧室，然后推动涡轮；外涵道的气体则被风扇加速之后直接向后流动。
涡轮风扇发动机内外涵道的设计大大提高了航空用燃气轮机的推进效率，而其最关键的因素——涵道比——则与飞机的飞行包线密切相关。
对于民用的涡扇发动机，涵道比较大，一般采用内外涵道分开排气，对于军用小涵道比发动机，则采用内外涵道混合排气。
为了协调好内外涵道气流的关系，在发动机的设计阶段需要专门设计排气混合器来处理这个问题。
对于军用的小涵道比涡扇发动机，设计良好的混合排气结构能够使得发动机相比较于分开排气结构获得推力增益、降低排气噪声、并使带加力燃烧室的涡扇发动机增大加力比。
英国和俄罗斯的相关厂商曾经做过分开排气和混合排气的实验，并公布了斯贝MK511和HK8-4两款发动机分别使用混合排气和分开排气时的性能测算。
经过实验对比，斯贝MK511发动机采用了混合排气方案后，地面起飞状态的耗油率相比较于分开排气下降了2%；而俄罗斯的HK8-4发动机采用混合排气之后，高空巡航状态的耗油率相比较于分开排气方案下降了3.7%。
我们可以通过一张表征进排气速度的图示来理解以上排气速度变化产生的主要原因。
排气速度的变化也将导致另外一个我们非常关心的问题，即排气噪音的变化。
对于分开排气的涡扇发动机，其主要噪声来源分为两部分——过高的内涵排气速度和内外涵道排气速度差。
而混合排气恰恰同时优化了这两个问题——混合后的气体排气平均速度降低，排气速度均匀度大大提高，从而改善了其噪声特征。
JT8D-209发动机采用了良好设计的波瓣混合器后，排气噪音比分开排气的JT8D-9降低了3～5dB。
然而我们需要注意的是，所谓的混合排气的优势，其实是建立在“设计良好的混合排气结构”这一前提下的。
航空发动机的新材料
航空制造是制造业中高新技术最集中的领域，属于先进制造技术。
美国惠普公司研制的F119发动机，通用电气公司的F120发动机，法国的SNECMA公司的M88-2发动机，英国、德国、意大利和西班牙四国联合研制的EJ200发动机。
这些代表世界先进水平的高性能航空发动机，它们的共同特点是普遍采用了新材料、新工艺和新技术。
今天就来看看那些高性能航空发动机上的新材料。
高温合金高温合金是为了满足喷气发动机对材料的苛刻要求而研制的，至今已成为军用和民用燃气涡轮发动机热端部件不可替代的一类关键材料。
目前，在先进的航空发动机中，高温合金用量所占比例已高达50%以上。
高温合金的发展与航空发动机的技术进步密切相关，尤其是发动机热端部件涡轮盘、涡轮叶片材料和制造工艺是发动机发展的重要标志。
由于对材料的耐高温性能和应力承受能力提出很高要求，早期英国研制了Ni3（Al、Ti）强化的Nimonic80合金，用作涡轮喷气发动机涡轮叶片材料，同时，又相继发展了 Nimonic系列合金。
美国开发了含铝、钛的弥散强化型镍基合金，如普惠公司、GE公司和特殊金属公司分别开发出的Inconel、Mar-M和 Udmit等合金系列。
在高温合金发展过程中，制造工艺对合金的发展起着极大的推进作用。
由于真空熔炼技术的出现，合金中有害杂质和气体的去除，特别是合金成分的精确控制，使高温合金性能不断提高。
随后，定向凝固、单晶生长、粉末冶金、机械合金化、陶瓷型芯、陶瓷过滤、等温锻造等新型工艺的研究成功，推动了高温合金的迅猛发展。
其中定向凝固技术最为突出，采用定向凝固工艺制出的定向、单晶合金，其使用温度接近初熔点的90%。
因此，目前各国先进航空发动机叶片都采用定向、单晶合金制造涡轮叶片。
从国际范围来看，镍基铸造高温合金已形成等轴晶、定向凝固柱晶和单晶合金体系。
粉末高温合金也由第一代650℃发展到750℃、850℃粉末涡轮盘和双性能粉末盘，用于先进高性能发动机。
尾喷管
尾喷管为了获得大的推力，排气必须具有很高的动能，这意味着具有很高的排气速度。
喷管前后的落压比控制膨胀过程。
当出口压力等于外界压力时，对于给定的发动机来说，就获得了最大得的推力。
尾喷管的功能可以概括如下：²以最下小的总压损失把气流加速到很高的速度；²使出口压力尽可能接近外界大气压力；²允许加力燃烧室工作不影响主发动机工作，这就需要采用可调面积喷管；²如果需要，可使涡扇发动机的核心气流与外涵气流混合；²如果需要，可使推力反向和/或转向；²如果需要，可抑制喷气噪声和红外辐射。
各种不同类型的尾喷管归结为两大类：一类为固定喷管，包括简单收敛喷管和高涵道比分开排气喷管；另一类为可调面积喷管，包括引射喷管、收敛-扩张喷管、塞式喷管以及各种不同类型的非轴对称喷管。
尾喷管类型的选择主要是根据发动机、飞机和任务的综合要求以及适当的权衡分析决定。
对尾喷管的研究主要集中在喷管的内特性和气动载荷两方面。
在喷管的内特性方面所考虑的是喷管的推力系数和流量系数随喷管的流动损失、漏气量、冷却空气损失和气流分离损失的变化，供发动机性能计算用。
在气动载荷研究方面，要估算作用在主喷管、副喷管调节和外鱼鳞片上的气动载荷，用于零件结构强度设计和作动系统设计。
在喷气发动机发展的初期，飞机大多是亚音速或低超音速的，此时一般采用固定的简单收敛喷管。
70年代，高涵道比涡扇发动机采用了分开排气喷管。
在早期的超音超音速飞机的涡喷发动机上采用引射喷管,允许不同流量的外部空气进入喷管,用以冷却,又使进气道与发动机流量匹配更好,底部阻力减小.随着飞行速度的提高，涡扇发动机装备了加力燃烧室，喷管落压比增大，研制出喉部和出口面积都可调的收敛-扩张喷管。
这种喷管保证了加力燃烧室工作不影响主发动机工作，且在宽广的飞行范围内保持发动机性能最佳。
普²惠公司F100加力式涡扇发动机上采用的平衡梁式收敛-扩张喷管是这类喷管的代表，它的主喷管调节鱼鳞片上的转轴由前端移到中部，在调节过程中可始终利用作用在鱼鳞片上的气动力平衡,从而减轻操纵鱼鳞片的作动系统的重量。
航空发动机主要部件介绍
航空发动机主要部件介绍航空发动机是飞行器的重要部件，其性能直接关系到飞行器的安全和效率。
航空发动机主要由以下几个主要部件组成：压气机、燃烧室、涡轮和喷管。
1. 压气机压气机是航空发动机的核心部件之一，其主要作用是将空气压缩，提高空气密度，从而增加燃烧时的氧气含量，提供更充分的燃烧条件。
压气机通常由多级离心式压气机和轴流式压气机组成。
离心式压气机通过旋转的离心叶片将空气向外甩出，使空气被压缩。
轴流式压气机则通过多级的气流导向叶片和压气叶片，将空气逐级压缩。
这两种压气机的结构不同，但都能有效地提高空气压缩比，增强发动机的推力。
2. 燃烧室燃烧室是航空发动机中的关键部件，其主要功能是将燃料和空气混合并燃烧，释放出巨大的能量。
燃烧室通常由燃烧室壁、喷嘴和火花塞组成。
燃烧室壁需要具备良好的散热性能和耐高温性能，以承受高温高压下的燃烧过程。
喷嘴则负责将燃料和空气混合，并喷入燃烧室中，形成可燃的混合气体。
火花塞则引燃混合气体，启动燃烧过程。
3. 涡轮涡轮是航空发动机中的另一个重要部件，其主要作用是利用高温高压气体的能量，驱动压气机和其他附件的工作。
涡轮通常由高压涡轮和低压涡轮组成。
高压涡轮负责驱动压气机，将空气压缩。
低压涡轮则负责驱动风扇，提供额外的推力。
涡轮的材料需要具备良好的耐高温性能和强度，以承受高温高速的气流冲击。
4. 喷管喷管是航空发动机的最后一个关键部件，其主要作用是将燃烧后的高温高压气体加速排出，产生巨大的推力。
喷管通常由喷管喉、喷管体和喷管尾等部分组成。
喷管喉是喷管的狭窄部分，通过喷管喉的收缩，加速气体的流速，增大喷射速度。
喷管体则负责将气体引导到喷管尾部，并产生向后的推力。
喷管尾部通常采用喷管扩张的设计，以提高喷射效果。
航空发动机的主要部件包括压气机、燃烧室、涡轮和喷管。
这些部件相互配合，共同完成空气压缩、燃烧和推力产生等工作，为飞行器提供强大的动力。
这些部件的结构和材料选择都需要经过严格的设计和测试，以确保发动机的安全可靠性和性能优越性。
尾喷管的分类 -回复
尾喷管的分类-回复尾喷管的分类以尾部形状和用途来划分。
以下是对尾喷管的分类进行详细解释：1. 固体尾喷管（Solid rocket motor nozzles）：这种尾喷管通常用于固体火箭发动机。
它们由耐高温材料制成，例如陶瓷或复合材料。
固体尾喷管的主要功能是引导尾焰气体，使其以最有效的方式从发动机喷出，从而产生推力。
这种尾喷管通常具有抛弃式设计，并且在每次发射之后需要更换。
2. 液体尾喷管（Liquid rocket engine nozzles）：液体尾喷管广泛用于液体火箭发动机中。
液体尾喷管可以分为液体燃料喷口和液体氧化剂喷口。
液体燃料喷口和液体氧化剂喷口分别用于引导燃料和氧化剂在燃烧室燃烧之后排出的尾焰气体。
液体尾喷管通常由金属制成，如铝合金或钛合金。
这些材料具有良好的耐高温性能和抗腐蚀能力。
3. 内膛尾喷管（Internal nozzle）：内膛尾喷管用于液体火箭发动机，它们通过喷嘴内的流道来引导产生推力的燃烧产物。
内膛尾喷管通常由合金或复合材料制成，其内腔的形状可以根据设计要求进行调整，以提供最大的推力效果。
内膛尾喷管的优点是重量较轻、结构简单且容易维护，因此在航天器和导弹等领域得到广泛应用。
4. 外膛尾喷管（External nozzle）：外膛尾喷管也用于液体火箭发动机，但与内膛尾喷管不同的是，它们的喷头外部包裹了一个附属结构。
外膛尾喷管通常由金属制成，这个附属结构可用于增强尾喷管的结构强度和耐高温能力。
外膛尾喷管的设计更为复杂，但能够提供更大的推力和燃烧效率。
5. 可调节尾喷管（Thrust vector control nozzle）：可调节尾喷管是一种特殊类型的尾喷管，用于控制火箭的姿态和飞行方向。
这种尾喷管可以根据需要改变喷口的方向，从而产生推力的方向调整。
可调节尾喷管通常由活动部件和传感器组成，它们通过飞行控制系统驱动，以实现姿态和飞行控制。
在设计尾喷管时，工程师需要综合考虑多个因素，如火箭的燃料类型、推力要求、发动机性能和结构设计等。
航空发动机的喷管工作原理及分类
航空发动机的喷管工作原理及分类摘要：本文对喷管的作用及其原理进行了分析，除了比较常见的拉瓦尔喷管和亚声速喷管，本文还着重分析介绍了其他形式的喷管。
例如降噪喷管、推力矢量喷管、引射喷管等。
关键词：拉瓦尔喷管；降噪喷管；引射喷管喷管是涡喷和涡扇发动机排气系统的主要部件，其功用有两个方面，一是使高温、高压燃气的总焓有效地转化为燃气的动能；二是根据需要来改变发动机的工作状态以及改变推力的方向和大小。
混合器是混合排气式涡扇发动机所特有的部件，其功能是实现内外涵道气流的高效混合，为后续的加力燃烧室和喷管提供尽可能均匀的进气条件。
1 发动机对排气系统的要求及喷管的类型1.1对排气系统的要求为获得良好的发动机整机性能，对排气系统的要求主要有：（1）在各种飞行条件和发动机工作状态下，都能以最小的损失将燃气的焓转变为气体的动能。
（2）根据飞行需要有效地调节发动机的工作状态，并且外部阻力要小。
（3）有效地控制发动机推力的矢量（方向），满足垂直/短距起飞和高机动性能要求。
（4）能有效地抑制噪音和红外线辐射。
（5）结构简单，可靠性高，维修方便，寿命长。
1.2喷管的类型对喷管的分类有多种方法。
例如，根据设计状态下燃气在喷管中的膨胀程度，可分为亚声速喷管和超声速喷管两大类。
若根据喷管的几何尺寸是否可调，也可分为固定式喷管和可调式喷管。
若根据喷管的排气方向是否变化，有直喷式、反推式和推力矢量式喷管。
亚声速喷管的流道为收敛形。
它又包括几何固定式和几何可调式（主要是出口截面积可调）两种，分别称为固定式收敛喷管和可调式收敛喷管。
超声速喷管的流道为收敛-扩散形，又称为拉瓦尔喷管。
收敛-扩散形喷管也分为固定式和可调式两种，其中可调式指的是喷管的最小截面积（又称为喉道面积）和出口截面积均可调节。
除了收敛-扩散形喷管外，超声速喷管还有引射喷管、中心锥体式喷管等。
收敛形喷管和收敛-扩散形喷管一般都是轴对称的三维结构喷管。
但由于未来先进军用战斗机对机动性和隐身性能的需要，也有非轴对称喷管和二维结构喷管得到应用。
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航天发动机尾喷管材料的简介————高温合金摘要：随着航天航空的迅速发展，对耐高温材料有了更高的要求，但是随着高温材料的发展，它们的加工问题也越来越严峻，急需相应工艺的发展，对高温材料的有效加工必将是高温材料今后有效利用的关键。
关键词：加工工艺，高温合金，切削，应用，发展。
一、零件的材料火箭发动机喷管是用于火箭发动机的一种（通常是渐缩渐阔喷管）推力喷管。
它用于膨胀并加速由燃烧室燃烧推进产生的燃气，使之达到超高音速。
喷嘴的外形：钟罩形或锥形。
在一个高膨胀比的渐缩渐阔喷嘴中，燃烧室产生的高温气体通过一个开孔（喷口）排出。
如果给喷嘴提供足够高的压力（高于围压的2.5至3倍），就会形成喷嘴阻流和超音速射流，大部分热能转化为动能，由此增加排气的速度。
在海平面，发动机排气速度达到音速的十倍并不少见。
一部分火箭推力来自燃烧室内压力的不平衡，但主要还是来自挤压喷嘴内壁的压力。
排出气体膨胀（绝热）时对内壁的压力使火箭朝向一个方向运动，而尾气向相反的方向。
当火箭发动机运转以后，从燃烧室中喷出极高的温度与压力的气体，需要经过尾喷管对高温高压气体调整方向，从而使火箭达到超高音速的要求，所以鉴于如此高温，高压的恶劣环境，则对尾喷管的材料提出很高的要求，这种材料不但需要有极好的耐高温性，需要经受住2000摄氏度到3500摄氏度的高温，还需要有极好的耐冲击性，灼热表面的超高速加热的热冲击，还有高热引起的热梯度应力，有较好的刚度，耐氧化性，耐热疲劳性。
在如此恶劣的工作环境下，我们需要一种满足以上要求的材料，儿高温合金的出现满足了这个要求。
二、高温合金的分类、性能等760℃高温材料变形高温合金变形高温合金是指可以进行热、冷变形加工，工作温度范围-253～1320℃，具有良好的力学性能和综合的强、韧性指标，具有较高的抗氧化、抗腐蚀性能的一类合金。
按其热处理工艺可分为固溶强化型合金和时效强化型合金。
GH后第一位数字表示分类号即1、固溶强化型铁基合金 2、时效硬化型铁基合金 3、固溶强化型镍基合金 4、钴基合金 GH后，二，三，四位数字表示顺序号。
1、固溶强化型合金使用温度范围为900～1300℃，最高抗氧化温度达1320℃。
例如GH128合金，室温拉伸强度为850MPa、屈服强度为350MPa；1000℃拉伸强度为140MPa、延伸率为85%,1000℃、30MPa应力的持久寿命为200小时、延伸率40%。
固溶合金一般用于制作航空、航天发动机燃烧室、机匣等部件。
2、时效强化型合金使用温度为-253～950℃，一般用于制作航空、航天发动机的涡轮盘与叶片等结构件。
制作涡轮盘的合金工作温度为-253～700℃,要求具有良好的高低温强度和抗疲劳性能。
例如：GH4169合金，在650℃的最高屈服强度达1000MPa；制作叶片的合金温度可达950℃，例如：GH220合金，950℃的拉伸强度为490MPa，940℃、200MPa的持久寿命大于40小时。
变形高温合金主要为航天、航空、核能、石油民用工业提供结构锻件、饼材、环件、棒材、板材、管材、带材和丝材。
760℃800MPa级高温材料铸造高温合金铸造高温合金是指可以或只能用铸造方法成型零件的一类高温合金。
其主要特点是：1.具有更宽的成分范围由于可不必兼顾其变形加工性能，合金的设计可以集中考虑优化其使用性能。
如对于镍基高温合金，可通过调整成分使γ’含量达60%或更高，从而在高达合金熔点85%的温度下，合金仍能保持优良性能。
2.具有更广阔的应用领域由于铸造方法具有的特殊优点，可根据零件的使用需要，设计、制造出近终形或无余量的具有任意复杂结构和形状的高温合金铸件。
根据铸造合金的使用温度，可以分为以下三类：第一类：在-253～650℃使用的等轴晶铸造高温合金这类合金在很大的范围温度内具有良好的综合性能，特别是在低温下能保持强度和塑性均不下降。
如在航空、航天发动机上用量较大的K4169合金，其650℃拉伸强度为1000MPa、屈服强度850MPa、拉伸塑性15%；650℃，620MPa应力下的持久寿命为200小时。
已用于制作航空发动机中的扩压器机匣及航天发动机中各种泵用复杂结构件等。
第二类：在650～950℃使用的等轴晶铸造高温合金这类合金在高温下有较高的力学性能及抗热腐蚀性能。
例如K419合金，950℃时，拉伸强度大于700MPa、拉伸塑性大于6%；950℃，200小时的持久强度极限大于230MPa。
这类合金适于用做航空发动机涡轮叶片、导向叶片及整铸涡轮。
第三类：在950～1100℃使用的定向凝固柱晶和单晶高温合金这类合金在此温度范围内具有优良的综合性能和抗氧化、抗热腐蚀性能。
例如DD402单晶合金，1100℃、130MPa的应力下持久寿命大于100小时。
这是国内使用温度最高的涡轮叶片材料，适用于制作新型高性能发动机的一级涡轮叶片。
随着精密铸造工艺技术的不断提高，新的特殊工艺也不断出现。
细晶铸造技术、定向凝固技术、复杂薄壁结构件的CA技术等都使铸造高温合金水平大大提高，应用范围不断提高。
760℃800MPa级高温材料粉末冶金高温合金采用雾化高温合金粉末，经热等静压成型或热等静压后再经锻造成型的生产工艺制造出高温合金粉末的产品。
采用粉末冶金工艺，由于粉末颗粒细小，冷却速度快，从而成分均匀，无宏观偏析，而且晶粒细小，热加工性能好，金属利用率高，成本低，尤其是合金的屈服强度和疲劳性能有较大的提高。
FGH95粉末冶金高温合金，650℃拉伸强度1500MPa；1034MPa应力下持久寿命大于50小时，是当前在650℃工作条件下强度水平最高的一种盘件粉末冶金高温合金。
粉末冶金高温合金可以满足应力水平较高的发动机的使用要求,是高推重比发动机涡轮盘、压气机盘和涡轮挡板等高温部件的选择材料。
1200℃100MPa级高温材料氧化物弥散强化(ODS)合金是采用独特的机械合金化(MA)工艺，超细的(小于50nm)在高温下具有超稳定的氧化物弥散强化相均匀地分散于合金基体中，而形成的一种特殊的高温合金。
其合金强度在接近合金本身熔点的条件下仍可维持，具有优良的高温蠕变性能、优越的高温抗氧化性能、抗碳、硫腐蚀性能。
目前已实现商业化生产的主要有三种ODS合金：MA956合金在氧化气氛下使用温度可达1350℃，居高温合金抗氧化、抗碳、硫腐蚀之首位。
可用于航空发动机燃烧室内衬。
MA754合金在氧化气氛下使用温度可达1250℃并保持相当高的高温强度、耐中碱玻璃腐蚀。
现已用于制作航空发动机导向器蓖齿环和导向叶片。
MA6000合金在1100℃拉伸强度为222MPa、屈服强度为192MPa；1100℃，1000小时持久强度为127MPa，居高温合金之首位，可用于航空发动机叶片。
金属间化合物高温材料金属间化合物高温材料是近期研究开发的一类有重要应用前景的、轻比重高温材料。
十几年来，对金属间化合物的基础性研究、合金设计、工艺流程的开发以及应用研究已经成熟，尤其在Ti-Al、Ni-Al和Fe-Al系材料的制备加工技术、韧化和强化、力学性能以及应用研究方面取得了令人瞩目的成就。
Ti3Al基合金(TAC-1)，TiAl基合金(TAC-2)以及Ti2AlNb基合金具有低密度(3.8～5.8g/cm3)、高温高强度、高钢度以及优异的抗氧化、抗蠕变等优点，可以使结构件减重35～50%。
Ni3Al基合金，MX-246具有很好的耐腐蚀、耐磨损和耐气蚀性能，展示出极好的应用前景。
Fe3Al基合金具有良好的抗氧化耐磨蚀性能，在中温(小于600℃)有较高强度，成本低，是一种可以部分取代不锈钢的新材料。
环境高温合金在民用工业的很多领域，服役的构件材料都处于高温的腐蚀环境中。
为满足市场需要，根据材料的使用环境，归类出系列高温合金。
若按照基体元素分类超耐热合金典型组织是奥氏体基体，在基体上弥散分布这碳化物、金属间化合物等强化相。
高温合金的主要元素有铬、钴、铝、钛、镍、钼、钨等。
合金元素起稳定的奥氏体基体组织，形成强化相，增加合金的抗氧化和抗腐蚀能力的作用。
常用的高温合金有铁基、镍基和钴基3种。
铁基超耐热合金铁基高温合金是奥氏体不锈钢发展起来的，含有一定量的铬和镍等元素。
它是中等温度（600~800℃）条件下使用的重要材料，具有校核的中温力学性能和良好的热加工塑性，合金成分比较简单，成本较低。
主要用于制作航空发动机和工业燃气轮机上涡轮盘，也可以制作导向叶片、涡轮叶片、燃烧室，以及其他承力件、紧固件灯。
另一用途是制作柴油机上的废气增压涡轮。
由于沉淀强化型铁基合金的组织不够稳定抗氧化性较差，高温强度不足，因而铁基合金不能在更高温度条件下应用。
镍基超耐热合金以镍为基体（含量一般大于50%）、在650~1000℃范围内具有较的强度和良好的抗氧化性、抗燃气腐蚀能力的高温合金。
镍基合金是高温合金中应用最广、高温强度最高的一类合金。
其主要原因，一是镍基合金中可以溶解较多的合金元素，且能保持较好的稳定性；二是可以形成共格有序的A3B型金属间化合物γ’-[Ni(Al,Ti)]相作为强化相，使合金的得到有效的强化，获得比铁基高温合金和钴基高温合金更高的高温强度；三是很含铬的镍基合金具有比铁基高温合金更好的抗氧化和抗燃气腐蚀能力。
镍基合金含有十多种元素，其中Cr主要起抗氧化和抗腐蚀作用，其他元素主要起强化作用。
根据它们的强化作用方式可以分为固溶强化合金和沉淀强化合金：固溶强化元素，如钨、钼、钴、铬、钒等；沉淀强化元素，如铝、钛、铌和钽；晶界强化元素，如硼、锆、镁和稀土元素等。
钴基超耐热合金钴基超耐热合金是含钴量40%~65%的奥氏体高温合金，在730~1100℃下，具有一定的高温强度、良好的抗热腐蚀和抗氧化能力。
用于制作工业燃气轮机、舰船燃气轮机的导向叶片等。
钴基合金的发展应考虑钴的资源情况。
钴是一种重要的战略资源，世界上大多数国家缺钴，以至于钴基合金的发展受到限制。
钴基合金一般含镍10%~22%，铬20%~30%以及钨、钼、钽和铌等固溶强化和碳化物形成元素，含碳量很高，是一类以碳化物为主要强化相的高温合金。
钴基合金的耐热能力与固溶强化元素和碳化物形成元素含量多少有关。
三、高温合金的应用与发展高温钛合金以其优良的热强性和高比强度，在航空发动机上获得了广泛的应用。
类似的高温合金材料在未来很长的一段时间应该是王牌型材料，在科技日新月异的今天，对高温合金材料的研究与来发具有很高的实际意义与战略意义。
未来的航空航天飞行器及其推力系统，要求发展比现有的Ti64和Ti6242合金的强度、工作温度和弹性模量更高，密度更小，价格更低的高温合金材料，因此，高温合金材料的是航空材料的发展主流。
高温合金是指以铁、镍、钴为基，能在600℃以上的高温及一定应力作用下长期工作的一类金属材料；并具有较高的高温强度，良好的抗氧化和抗腐蚀性能，良好的疲劳性能、断裂韧性等综合性能。