前端列装必选材料+后端高替换率耗材，多谱系共振释放稳定需求。
热端部件是航空发动机推力来源，而高温合金是热端部件的必选材料。以航空发动机为例， 推力主要来外界吸入空气经过和航空煤油混合燃烧之后喷出的高温气体，而冷端部件主要 起到进气的作用，工作环境较温和，其中钛合金由于质量更轻而被广泛用在冷端部件。但 热端部件由于需要对气流进行高压高热的做功以产生推力，因此其工作环境较为恶劣，一 般材料无法满足其性能要求。高温合金材料在航空发动机中主要用于四大热端部件，包括 燃烧室、导向器、涡轮叶片和涡轮盘，除此之外还用在机匣、环件、加力燃烧室和尾喷口 等部件上。据隆达股份招股书，对于航空发动机零部件，大中型涡扇发动机的涡轮转速可 达到 15000r/min、涡轮前温度可达到 1700℃以上，在航空发动机涡轮和风扇设计水平相同 的前提下，涡轮前温度每提高 100℃，推力增加 15%。在新型的航空发动机中，高温合金 用量占发动机总重量的 40%~60%以上，高温合金主要应用于制造发动机涡轮热端部件，如 涡轮盘、涡轮导向叶片、燃烧室和加力燃烧室等主要零部件。
两片一盘是指航空发动机中的涡轮叶片、导向器叶片及涡轮盘（加篦齿盘），是整个发动机 中性能最高的部件，代表着高温合金的最高工艺和最高要求。在发动机的高压涡轮中，涡 轮叶片与导向叶片交错排列，一级导向器紧接燃烧室出口，导向叶片处于高温燃气流包围 中，是发动机中温度最高的零件之一，最高温度可达 1150°C，温度高而且不均匀是其工 作环境最重要的特点。涡轮叶片尤其是一级涡轮叶片承受着由燃烧室经一级导向叶片流入 的高温燃气的冲刷，温度要求也极高，最高温度可达 1100°C，同时处于复杂应力和腐蚀 环境中工作。涡轮盘是连接涡轮叶片和涡轮轴的部件，虽然温度要求比涡轮叶片和导向叶 片稍低，但是综合性能要求更高。材料须有强度高、疲劳性能优异、断裂韧性高、裂纹扩 展速率低等优良性能。
最新发动机的两片一盘的制备，取用的都是最先进的高温合金材料。涡轮叶片和导向叶片 的结构性材料以单晶高温合金和定向高温合金为主。由于叶片横截面都很薄，而横截面尺 寸越小，蠕变断裂强度就越低，但是定向晶消除了易于形成裂纹的横向晶界，因此持久性 能、冷热疲劳性能能及薄壁性能大幅提升，而单晶由于消除了一切晶界，性能改善更加明 显，蠕变断裂强度降低幅度最小，因此是目前最能满足叶片工作要求的材料。
涡轮叶片： 涡轮工作叶片是涡轮发动机上最关键的构件之一。虽然工作温度比导向叶片要低些，但是 受力大而复杂，工作条件恶劣，因此对涡轮叶片材料要求有：高的抗氧化和抗腐蚀能力； 高的抗蠕变和持久断裂的能力；良好的机械疲劳和热疲劳性能以及良好的高温和中温综合 性能。随着材料研制技术和加工工艺的发展，铸造高温合金逐渐成为涡轮叶片的候选材料。 美国从 20 世纪 50 年代后期开始尝试使用铸造高温合金涡轮叶片，前苏联在 60 年代中期应 用了铸造涡轮叶片，英国于 70 年代初采用了铸造涡轮叶片。而航空发动机不断追求高推重 比，促使国内外自 70 年代以来开始研制新型高温合金，先后研制了定向凝固高温合金、单 晶高温合金等具有优异高温性能的新材料，其中单晶高温合金材料成为目前主流的涡轮盘 材料。
单晶高温合金是在等轴晶和定向柱晶高温合金基础上发展起来的一类先进发动机叶片材料。 20 世纪 80 年代初期以来，第一代单晶高温合金 PWA1480、ReneN4 等在多种航空发动机 上获得广泛应用。80 年代后期以来，以 PWA1484、ReneN5 为代表的第二代单晶高温合 金叶片也在 CFM56、F100、F110、PW4000 等先进航空发动机上得到大量使用，目前美 国的第二代单晶高温合金已成熟，并广泛应用在军民用航空发动机上。90 年代后期以来， 美国研制成功第三代单晶高温合金 CMSX-10。之后，GE、P&W 以及 NASA 合作开发了第 四代单晶高温合金 EPM-102。法国和英国也分别研制单晶高温合金，并实现了工程应用。 近年来，日本又相继成功的研制了承温能力更高的第四、第五、第六代单晶合金 TMS-138,TMS-162,TMS-238 等。
我国的单晶高温合金是由中航工业航材院于 20 世界 80 年代初率先开始研究的，并成功研 制出我国第一代单晶高温合金 DD4。90 年代又成功研制了第二代单晶高温合金 DD6，并广 泛应用已多种型号的先进航空发动机上。此外，我国的第三代单晶高温合金主要有北京航 空材料研究院先进高温结构材料重点实验室研制的 DD9 与 DD10、中国科学院金属研究所 高温合金研究部研制的 DD32、DD33、中国科学院金属研究所研制的 DD90；第四代单晶 高温合金是由中国科学院金属研究所研制的 DD22；第五代单晶高温合金为陕西炼石有色研 制的含铼高温合金材料。这些材料的目前仅限于实验室研发。
导向叶片： 导向叶片是涡轮发动机上受热冲击最大的零件之一。但由于它是静止的，所受的机械负荷 并不大。通常由于应力引起的扭曲、温度剧烈变化引起的裂纹以及过燃引起的烧伤，会使 导向叶片在工作中经常出现故障。根据导向叶片工作条件，要求材料具有如下性能：足够 的持久强度及良好的热疲劳性能；有较高的抗氧化和抗腐蚀的能力。铸造高温合金成为了 导向叶片的主要制造材料。美国 Howmet 公司等多采用 IN718C、PWA1472、Rene220 以 及 R55 合金作为导向叶片的材料。
近年来，由于定向凝固工艺的发展，用定向合金制造导 向叶片的工艺也在试制中；此外，FWS10 发动机涡轮导向器后篦齿环制造采用了氧化物弥 散强化高温合金。 近年来，由于定向凝固工艺的发展，导向叶片也逐渐使用定向凝固柱晶。低成本，高性能 的 DZ404 定向凝固合金及低成本、低密度、高熔点的 JG4006 定向凝固合计均在一些新机 中作导向器叶片，取得良好效果。DZ640M 是钴基定向合金，目前在 FWS10 发动机上作高 压导向片。
国外导向叶片除了定向柱晶，还采用了第一代和第二代单晶高温合金。单晶高温合金消除 了一切晶界，性能改善更加明显，使用温度较定向凝固柱晶合金提高约 30°C。
涡轮盘： 涡轮盘在工作中受热不均，盘的轮缘部位比中心部位承受较高的温度，产生很大的热应力。 榫齿部位承受最大的离心力，所受的应力更为复杂。为此对涡轮盘材料要求有：合金应具 有高的屈服强度和蠕变强度；良好的冷热和抗机械疲劳性能；线膨胀系数要小，无缺口敏 感性，较高的低周疲劳性能。
粉末高温合金是现代高性能发动机涡轮盘的必选材料。1965 年发展了高纯预合金粉末技术。 美国 P&W 公司首先开创了粉末高温合金盘件用于航空发动机的先河。1972 年 IN100 粉末 高温合金涡轮盘用于 F100 发动机上，开启了粉末高温合金的实际应用阶段。我国的粉末高 温合金的研究起步于 20 世纪 70 年代后期，在后续的发展过程中，根据国家型号需求，陆 续开展了 FGH95 合金，FGH96 合金，FGH97 合金，FGH98 合金和 FGH91 合金的研制。 其中 FGH95 是目前强度最高的粉末高温合金，最高使用温度 650℃，主要用于制备发动机 的涡轮盘挡板以及直升机用涡轮盘。
由于武器系统服役的时间更长，维护费用在发动机整个生命周期内的总费用占比越来越大。 相对于航发新机采购价值，航发维修市场天花板更高，2015-2021 年罗罗公司的军、民用 航发的售后服务（包括维修、服务等费用）营收占比均超过 50%。
由高温合金等材料制成的热端部组件构成了航空发动机主要的维修市场。根据《航空及发 动机构造与维修管理》（蔡景等，【北京航空航天大学出版社】，2015），航空发动机维修工 作根据其内容的不同可以分为：1）航线维修和定期检修；2）返厂大修。其中，返厂大修 涉及发动机的拆解，以及轴、盘等转子部件的更换或修理，返厂大修主要包括性能恢复和 时寿件更换两大部分。在经历长时间运行后，发动机的状态会下降，这时就需要对其进行 修理，理论上来说，通过返厂大修后，发动机能够完全恢复其原有的可靠性，能够继续执 行另一个大修周期的任务。
（1）性能恢复：高温、腐蚀 及疲劳造成的零部件损伤，最终引起核心机性能衰退。随着 发动机在役时间的增长，EGT（排气温度）逐渐升高，同时零部件的磨损和疲劳逐渐加重， 进一步加速发动机性能衰退。考虑到零部件的材料和性能，OEM（原始设备制造商）会确 定一个 EGT 上限，一旦达到就要求发动机进行车间维修以恢复发动机的性能。进行发动机 性能恢复，通常需要拆解核心机，并详细检查气路部件（叶片等）的状况，进行必要的修 理或更换。在发动机车间维修期间，通常服务通告 SB（Service Bulletin）和适航指令 AD （Airworthiness Directive）会一并执行；（2）时寿件更换：压气机和涡轮盘的鼓盘、轴或 轮盘通常具有固定的寿命，一旦达到寿命，不管其状况如何均需要更换。发动机维修成本 大约占整个飞机维修成本的 35%~40%，其中车间维修的零部件修理或更换成本占了大部分， 有 60%~70%。
根据《浅析航空发动机视情维修在 MRO 的应用》（薛成，【航空维修与工程】，2022 年 7 月），包括但不限于下列发动机进厂维修工作范围可认为是持续性发动机维修：1）风扇机 匣的更换；2）高压压气机叶片的更换；3）高压涡轮叶片的更换；4）燃烧室的更换；而高 压压气机叶片、高压涡轮叶片和燃烧室的主要材料均为高温合金，侧面印证了高温合金为 航空发动机的主要耗损材料。因此从维修频次来看，高温合金热端部件>发动机整体>军机。
根据隆达股份招股说明书，航空发动机的迭代路径首先是“动力先行”，即航空发动机以飞 机/飞行器的发展需求为牵引，提前 5-8 年发展；其次是“材料先行”，即研发一个新材料， 制造成零件并装到航空发动机上大约需要 30 年。
航空发动机工作过程中的热力学循环为布雷顿循环。就喷气式发动机而言，初始状态 1 表 示大气气体状态，气体经由进气道被吸入压气机压缩的过程是 1-2 的等熵压缩过程，理想 情况下在这个阶段，空气的总熵不变，气体受压缩作用使得温度上升。气体从点 2 到点 3 是在燃烧室中进行等压加热。经过燃烧室加热后高温气体经过涡轮等熵膨胀（对应 3-4 的 循环阶段），在这个过程中推动涡轮做功，自身内能下降温度降低。分析布雷顿热力学循环 可以看出，3 点的温度越高，气体在涡轮前内能越高，在经过涡轮时膨胀做功也越多，进 而推动发动机产生更大的推力。这一点的温度也叫涡轮前温度，是航空发动机的重要设计 参数，目前喷气发动机普遍能到 1400K 以上，一些战斗机搭载的发动机涡轮前温度能到 2000K 左右，对发动机热端材料及冷却系统设计提出了较大挑战。因此，动力领域对工作 温度要求的提升将带动相关材料的升级换代。
军机的换代伴随着高温合金的升级。第一代涡喷发动机的核心材料是变形高温合金，核心 材料工作温度 650°C，到第四代的涡扇发动机，核心材料工作温度已经达到了 1200°C， 采用了单晶高温合金。历代军机的换代一直伴随着发动机核心材料——高温合金的升级。 高温合金的升级需要研发的支持。在航空工业的发展需求牵引下，中国高温合金先后研制 出了变形、铸造、等轴晶、定向凝固柱晶和单晶合金体系。上述高温合金的相继问世，不 断地推动航空工业向前发展。
中国从 20 世纪 60 年代开始研发 WP-5、WP-6 等发动机起，开始自主研制配套高温合金 材料。最初为仿制苏联的 GH4033、GH4037 等牌号，而后新型航空发动机的开发都拉动 新牌号高温合金材料的预研工作，发展至今，为 WS-15、WS-18、 WS-20 等发动机已研 发出第三代单晶高温合金 DD9、DD10 等。
根据《铸造高温合金与纯净化熔炼技术发展现状》（张业欣等，【金属材料及冶金工程】，2015 年 8 月），《粉末高温合金研究进展》（张义文等，【中国材料进展】，2013 年 1 月），《世界 航空动力技术的现状及发展动向》（刘大响，2002 年 2 月，北京航空航天大学学报），《高 温合金材料学》（郭建亭，2008 年 4 月，科学出版社），航空发动机与高温合金的代次发展 相互交错，时间节点有一定差异，其中变形高温合金贯穿发动机全代次发展，根据《惯性 摩擦焊在商用航空发动机中的应用与研究现状》（张露等，【焊接工艺】，2022 年 5 月），随 着航空发动机性能的提高，高温合金的用量不断增加，变形高温合金的“量升”逻辑凸显。 而铸造高温合金经历了等轴晶→定向凝固柱晶→单晶合金的代次发展，粉末高温合金历经 四代，两者充分享受了随着技术工艺的提升而带来的“价提”逻辑。
