镍合金
铜合金
钛合金
精密合金系列
GH高温合金
超级不锈钢
Inconel英科耐尔系列
Hastelloy哈氏合金系列
Monel蒙乃尔系列
NS耐蚀合金系列
模具钢
镍基高温合金介绍
镍基高温合金主要有铸造和锻轧状态，如果含有合金元素较高，超过
40%，则称为镍基超合金。一般认为镍基超合金的可焊性是很差的，含的合
金元素越多，高温强度越高，它的可焊性越差。除少量轧制的镍基合金薄
板，可以进行电弧、氩弧焊和电子束焊接外，对含合金元素较多的镍基超合
金根本不能进行熔化焊接。镍基合金焊接时由于界面极易析出金属间化合物
相而造成裂纹。但钎焊的方法，特别是真空钎焊的方法，焊接过程母材不熔
化，使整个构件均匀加热，焊接部位没有应力，利用毛细作用自动填缝，特
别适合薄壁、复杂和带有内部焊缝的构件的精密焊接。因此这种方法在航空
发动机制造中广泛应用，主要用来钎焊涡轮发动机叶片、蜂窝结构密封环等
重要结构，取得了满意的结果.
连接形式
金属蜂窝夹层结构的蜂窝芯子与上下面板间的连接形式多种多样，常见方
法如下：
(1).钎焊法：与其它焊接方法一样，能使材料间连接形成牢固的冶金结合。
材料在钎焊连接时一般是以搭接形式装配，接头处的间隙保持在一定尺寸之
内，所选填充材料的熔点需要比母材熔点低，于是在母材熔点与钎料熔点之间
的温度时，熔化的钎料会自动填满母材间的空隙。并通过钎料与母材间的相互
作用，冷却凝固形成牢固连接。
(2).胶接法：是用热固化胶连接上下面板和芯子材料的，并在连续成形机内
加热加压形成可靠连接的复合板材。由于过程简单易行连接强度较好，胶接法
成为目前的热点连接形式。可是树脂固化胶均不耐高温，这也限制了胶结材料
的使用环境。
(3).激光焊接法：是利用高能量密度激光束作为热源的一种高效精密焊接方
法。该方法具有高能量密度、深穿透、高效率、高精度、可控性强、适应性强
等诸多优点，是目前焊接技术的发展重点，已广泛应用于航空、航天、汽车制
造、电子产品等各个领域。
(4).液相扩散连接法：是利用过渡液相（Transient Liquid Phase—TLP）连接
方法的原理使板材与金属芯子材料间形成良好的大面积冶金结合的复合方法。
TLP 连接是一种应用于许多合金系统的连接方法, 其原理是在母材与中间层之
间形成低熔点液相，然后通过溶质原子的扩散发生等温凝固，最终形成组织均
匀的焊缝连接。
(5).缝焊法：是指将焊件装配成搭接或对接形式并置于两滚轮电极之间，滚
轮会自动压紧待焊接产品并转动，再通过连续或间断性送电形成一条连续焊缝
的电阻焊接法。
Haynes 214 化学成分及作用
Haynes 214是一种由镍、铬、铝、铁等元素以特殊形式结合而成的且因抗
氧化能力出众而著称的固态高温合金。它的具体每种化学成分对合金性能的作
用如下：
(1).基体材料镍与铬结合，起到抵抗氧化与还原环境的作用；
(2).铝含量相对较高，提高材料在高温环境下的抗氧化能力；
(3).不含有钴元素和钼元素，所以高温条件下强度相对较低。
针对于“近空间高超声速飞行器”所处的高温氧化性服役环境，材料抗高
温氧化能力的重要性远高于对高温强度性能的要求.
Haynes 214 用于蜂窝结构的蒙皮和夹层，蜂窝蒙皮所用的Haynes 214
合金由EB-SPR方法制取，并在表面涂有ZrO陶瓷层。这种合金由美国哈氏
镍基合金公司研制并生产，有极好的高温抗氧化性能，特别适合于低应力、
高温环境，因此广泛的应用于蜂窝结构组件。Haynes 214为第二相强化镍基
合金，成型性能和焊接性都比较好。
Haynes 214的化学成分
元素
Ni
Cr
Al
Fe
Mn
含量
75
16
4.5
3
0.5
Si
Zr
C
B
Y
0.2
0.1
0.05
0.01
Haynes 214的物理性能和力学性能
密度 (g/cm3)
熔点 (℃)
800℃热 传导率 (w/mk)
线膨胀系数 （10-6m/m ℃)
弹性 模量 (GPa)
常温拉 伸强度 (MPa)
1000℃ 拉伸强 度① (MPa)
8.05
1355
18.4
18.6
137
995
105
进入新世纪，世界上的主要大国之间的军事竞争更加激烈，各军事大国
都在努力提高军事优势，为未来可能发生的高科技战争做好准备。太空正在
成为新的争夺地带，为了维护国家安全和国家利益，必须努力提高对太空的
战略能力。因此发展更高速度、更高高度的航天器成为当务之急。针对国家
提出的军事战略要求，必须发展我国自己的高可靠、能够快速部署的可重复
使用高超音速航天器。
可重复使用航天器按其使用要求和飞行特征的不同，可以分为垂直发射
水平着陆、部分重复使用和水平起飞水平着陆、真正意义上的完全重复使用
的航天器。无论是哪一种航天器在再入返回时，都会经受严重的气动加热。
据报道，飞行器以马赫数为 8 的速度在 27000m 高度飞行时头锥处
的温度为 1793℃；机翼或尾翼前缘的温度高达 1455℃；机身机翼下表面迎风
区域的温度为 600~1260℃；机身机翼上表面温度为 650℃以下。由此可见，
为了飞行员的安全和机载设备的安全运转，在高超音速飞行器和空天飞行器
表面上敷设耐高温的防热材料及阻隔热流向内传递的隔热材料是必不可少
的。可重复使用高超音速航天器的大面积热防护材料与结构问题成为技术关
键之一。
金属热防护系统由于其特有的优势成为可重复使用航天器热防护系统的
首选。相对于陶瓷热防护系统，金属热防护系统的主要优点有：具有与主体
结构同等的热膨胀特性、易于一体化设计、高强韧性和良好的耐冲击性、全
寿命成本低、易于制成模块化结构、易检查维护等，已经成为各航天大国研
究的热点。它使高超声速航天器真正实现可重复使用，水平起降，从而达到
真正降低天地往返运输系统的成本并提高安全可靠性。
254SMo（F44）超级
GH4169D(718Pl
Incoloy825(NO
0Cr17Ni7A1 1
Nimonic 105镍基
GH3535高温镍基合金（
