江苏激光联盟导读：
自世界上第一架飞机诞生以来，航天飞机的制造改进一直是科学界经久不衰的话题。更快、更轻、更经济的材料一直在研发和改进。
摘要
本文从更好的材料和加工所起作用的角度，考察了飞机和飞机发动机的进展。这些进步包括飞机行业从纯性能驱动型产品，向客户价值驱动型产品相对较新的转型。事实证明，材料和加工技术的进步以及人们对这方面的理解，使得载人、比空气重的飞行开始以来所取得的许多进展成为可能。最近，由客户价值决定的成本约束改变了新材料的引入方式，这些趋势似乎成为飞机和飞机发动机行业的新范式。
虽然本文的重点是飞机和飞机发动机，但更广泛的重点是材料在创建轻质结构中的作用。本文中使用的一些示例，一旦根据成本进行调整，就与汽车应用相关。本文最后简要讨论了这一问题。
波音777
1. 介绍
在21世纪，成功的航空航天和汽车产品的关键特征是良好的客户价值和最小的环境影响。价值最简单地被认为是从产品中获得的服务，包括初始成本和拥有成本。在这里，所有权成本包括资本成本以及燃料和维护成本。从历史上看，改进的结构材料一直是更好（更高价值）产品的主要促成因素。半个世纪前，更好的表现主要是以表现来衡量的。
今天，“更好”包括已经提到的其他指标。当这些指标被分解为详细的设计要求时，材料仍然是一个关键的促成因素。但导致为新产品选择的材料特征更为复杂，设计师可用的选择也更多。本文试图从定性的角度描述航空航天系统和汽车产品中应用中结构材料的演变，以及材料在创造客户价值中的作用。环境影响也有几个相关方面，包括产品排放、产品制造过程中产生的废水以及处置/回收能力。
运输业最近的一个趋势是，通过创造包含先进结构材料并受益于新制造技术的产品来提高客户价值。目标是通过提高性能、降低拥有成本、延长系统寿命和减少环境影响来创造价值。由材料决定的性能改进通常转化为更高的结构效率，从而降低产品重量。结构效率是材料性能和设计方法的综合结果。例如，刚度受限组件可采用相同的设计包含较高模量的材料，或使用增加截面模量的新设计，或两者兼而有之。飞机上使用的蜂窝结构是增加截面模量设计的一个例子。
引入这种设计的决定会影响材料选择，因为并非所有材料都能制成蜂窝。此外，近年来，因为当水分进入时，芯部容易腐蚀，蜂窝结构已不再受欢迎。这说明了材料选择、可制造性、设计方法和最终产品验收之间的相互作用。出于可靠性需要，性能也必须通过损伤容限标准化。通过提高产品执行预期功能的可行性，提高可靠性，从而增加价值。
由于越来越多的产品需求和越来越多的可用结构材料导致了设计约束的增加，设计师在选择材料以满足特定系统的要求时面临着复杂的选择。各类材料之间的竞争结果也可能与适当产品形式的材料可用性有关，例如铸件、锻件、轧制产品和/或挤压件，以及它们对净形状成形方法的适应性，如超塑性成形、拉伸时效、焊接、铸造和其他制造方法。后一种操作历来被视为材料加工，但很少被视为设计约束。虽然这种表征仍然合适，但将加工视为材料选择的单独考虑因素已不再合适。
符合设计意图的轻质结构已成为所有运输系统的普遍要求，但当前设计和制造方法的复杂性要求结构材料满足更广泛的性能。过去几十年已有许多材料性能的改进，主要与大家对成分、加工、微观结构和性能之间关系的理解增加有关。这种理解来自于技术文献，它为这些关系提供了指南。也来自于工业实验，它提供了关于加工如何影响微观结构和性能的详细信息，但通常是经验信息。整合从两个来源获得的信息有助于取代合金开发的“试错”方法，并缩短了获得预期结果所需的时间。
但进一步的削减是必要的，因为产品设计周期持续缩短，产品发布时的材料准备状态成为“要么接受-要么放弃”的机会窗口。我们认为，缩短材料准备周期的最明显途径是通过开发和使用更精确、更稳健的计算方法。这些方法无疑将包括建模和仿真。这是材料界面临的一个重大挑战，但如果要在未来一代产品中实现材料对竞争产品的持续贡献，就必须解决和克服这一挑战。
2. 航空航天系统材料
自动力飞行的最初几天以来，飞机设计师一直致力于实现机身和推进系统的最小重量。例如，最初的赖特飞行器采用了铝块发动机，这在20世纪初几乎是闻所未闻的。从1903年到1930年左右，实际飞行需要绝对最小重量，这在很大程度上是由于可用推进系统的能力有限。因此，强度/重量比是发动机和飞机材料选择的主要驱动因素。虽然这一考虑仍然是首要的，但重量轻是必要的，目前还不理想。正如导言中提到的，当前的设计标准要复杂得多，成功的产品需要新的设计方法以及改进的材料和加工方法。
飞机领域的一个重大“游戏规则改变”是，从内燃机活塞式发动机到涡轮式发动机的转变。从20世纪40年代初德国Messerschmitt Me-262战斗机开始，涡轮成为推进系统的首选类型。早期涡轮发动机的性能受到材料性能的严重限制，特别是在工作温度方面。喷气式战斗机在40年代后期投入使用，但大型喷气式飞机（如轰炸机和运输机）直到近十年后才变得可行，这主要是因为生产具有足够可靠性的大型涡轮发动机越来越困难。如下文所述，涡轮技术已经发展，如今，推进技术已不再是过去的限制因素。
2.1.飞机的发展和材料的作用
设计师们一贯的目标，是设计出能飞行更远更快的飞机。要实现这一目标，除了强度和重量轻之外，还需要具有其他属性的新材料。例如，由于摩擦加热，高速飞行的飞机需要更高温度性能的材料。因此，蒙皮材料已从早期飞机上使用的木材和织物发展到先进的铝、钛合金和含有高强度碳纤维的聚合物基复合材料。
图1 全钛SR-71黑鸟的前视图
也许西方世界有史以来最先进的飞机是SR-71黑鸟（图1）。它拥有全钛合金外壳。这架军用飞机用于高空侦察任务，速度超过3马赫。从SR-71的军事行动中吸取的经验教训表明，商业超音速飞行存在实际限制，特别是在马赫数2以上的情况下，蒙皮温度超过了铝合金的能力。因此，目前还没有一种大型超音速飞行器能够以这种速度飞行并投入预定服务。苏联Tupolev设计局确实生产了几架全钛Tu-144飞机，但即使在他们的经济系统中，也被认为不实用。协和式飞机的运行速度为1.8马赫，是一种小型飞机。该公司的运营不经济，因此尽管技术上取得了成功，但正在退出营收服务。
1954年，三架用7075型铝制造的彗星喷气式飞机坠毁，损伤容限成为一个重要问题。碰撞的原因是增压机身的过早疲劳，与窗户和舱口处的应力集中有关。如今，断裂韧性和疲劳裂纹扩展已被纳入许多产品的主要设计标准，其方式与35年前使用的强度相同。事实上，用于机身蒙皮的新型、高韧性铝合金通过移除一些用于阻止运行裂纹的周向框架，实现了显著的重量减轻。这将在后面详细讨论，并在这里作为一个示例加以说明。
从80年代开始，喷气式飞机已经成为飞机的“既定”和其他考虑因素，如燃料成本、与增加航程和有效载荷相关的收入机会以及降低着陆重量费用，再次将技术重点转向重量减轻，但不牺牲寿命。在20世纪90年代，随着延长老化机队寿命益处的实现，技术重点转向提高损伤容限和耐腐蚀性。对这一要求的一个回应是，有可能用更先进的合金对现有飞机进行改装。在B-52轰炸机和其他军用飞机的案例中，这一点得到了广泛的应用。就商业产品而言，衍生机型和新型、大型双引擎飞机的出现更能代表产品趋势。
经过多年发展，机身设计方法在实践中不断优化，也能分析更好的可用性。自飞行开始以来，静强度一直是一个重要的一阶考虑因素，飞机通常设计为承受最大工作载荷加上安全系数，通常为1.5。在现代飞机中，静强度是必要的，但还远远不够，这主要是因为飞机的预期使用寿命较长。疲劳对飞机完整性的影响早在70年前就开始被考虑。
因此本文介绍了以疲劳为约束的设计方法。目前，有两种计算疲劳极限结构寿命的概念方法：安全寿命和故障安全。安全寿命设计要求在N个寿命期内不会发生疲劳失效，其中N始终大于1，并且通常为4个数量级。安全寿命设计于20世纪30年代和40年代引入，强烈依赖于对服务经验的详细了解，并需要严格的产品测试。故障安全设计于20世纪50年代引入，确保单个结构元件故障不可能导致灾难性故障。为了实现这一结果，故障安全设计在设计中纳入了冗余裂纹路径。
最后，在20世纪60年代末和70年代初引入了损伤容限，并将裂纹扩展分析与定期检查相结合，以检测裂纹，并在下一次定期检查之前，在有高失效概率的情况下，将裂纹承载构件从使用中移除。
机身使用的材料性能要求因所考虑的特定部件而异。机身为半整体式结构，由蒙皮组成，用于承载客舱压力（张力）和剪切载荷，纵向纵梁或纵梁用于承载弯曲产生的纵向张力和压缩载荷，周向框架用于保持机身形状并将载荷重新分配到蒙皮中，舱壁用来承载集中的负荷包括那些与机身增压有关的负荷。强度、杨氏模量、疲劳裂纹萌生抗力、疲劳裂纹扩展速率、断裂韧度和耐腐蚀性都很重要，但断裂韧度通常是限制设计考虑的因素。
准晶结构中的裂纹扩展:在低温(0.1Tmelt，上部框架)下，裂纹尽可能地避免强束缚障碍，但实质上是脆性裂纹扩展。裂纹扩展过程，特别是障碍物的克服有时是由虚位错发射介导的。裂纹扩展速度达到剪切波速的50%。在较高温度下(0.75Tmelt，下框架)，裂纹扩展机制转变为裂纹尖端前微孔洞的形核、生长和聚结。裂纹扩展速度随后降低到约为横波速度的3%。
机翼本质上是一根横梁，在飞行过程中承受弯曲载荷。机翼支撑飞机的静重量和因机动或湍流而在使用中遇到的任何额外载荷。滑行、起飞和着陆期间，额外的机翼载荷也来自起落架，起飞和着陆期间，襟翼和缝翼从前缘和后缘展开，以产生额外的低速升力。由于飞行过程中的向上弯曲力矩，机翼上表面主要承受压缩载荷，但在滑行过程中也可能承受张力载荷。机翼下部的应力正好相反。压缩屈服强度和弹性模量是影响设计的静态材料特性，由于飞行期间产生的交变载荷，抗疲劳性也很重要。
飞机的尾部，也叫尾翼，由水平稳定器、垂直稳定器或尾翼，以及升降舵和方向舵等控制面组成。水平和垂直稳定器的结构设计基本上与机翼相同。由于弯曲作用，水平稳定器的上表面和下表面在压缩载荷作用下往往是至关重要的，因此，压缩时的弹性模量是最重要的特性。
图2 图中显示了各种技术进步对提高飞机燃油效率的相对贡献。
如图2示意图所示，改进的结构材料有助于提高飞机和航天器的性能并降低其运行成本。由于重量可能是与燃油效率相关的性能和运行成本的最重要因素，设计师通常会考虑某个特性如何影响重量节约。为了为新系统的部件选择正确的材料，航空航天公司开发了进行权衡研究的计算机程序。将材料的特性放置在数据库中，并对特定部件的基准材料和较新的先进材料以及失效模式进行比较，如图3所示。通过使用这种类型的程序，设计师可以确定实际潜在的重量节省。此外，用于减轻重量的材料成本不应超过减少燃料燃烧、维护和着陆费用所节省的成本。因此，航空航天公司对新的候选合金进行成本/效益分析。生命周期总成本包括采购、运营和支持成本。设计许可等的非经常性开发成本通常除以使用候选材料建造的飞机数量，从而为每磅节省的成本增加固定金额。
图3 显示计算机辅助材料选择中事件顺序的流程图。
2.1.1.飞机用铝合金的进化改进
改进的结构材料通常分为革命性产品，如快速凝固和机械合金化粉末冶金合金、不连续和连续纤维增强金属和聚合物、结构层压板，或进化型材料，即衍生合金和回火材料。由于制造成本、资质和认证以及可能对现有材料生产基础设施的改造，革命性产品在飞机上的成功率有限。尽管聚合物基复合材料正在现代商用飞机中使用，例如用于空中客车A310的尾翼、空中客车A340和波音777的水平稳定器，但铝合金仍然是大多数商用飞机机身的首选材料。进化改良铝合金由于其较低的制造和或生命周期成本、较低的替代风险以及使用现有的材料生产基础设施而具有更快的插入速度。
表1 铝合金性能与微观结构的关系
表1总结了铝合金的各种微观结构/性能关系。时效硬化铝合金性能最大化的基本冶金概念众所周知；挑战在于将其应用于合金设计中。例如，杂质Fe和Si在2XXX 7XXX和8XXX铝合金中形成粗组分，导致较低的断裂韧性，并对疲劳裂纹萌生和疲劳裂纹扩展抗力产生不利影响。在固溶热处理温度下超过溶解度极限时形成的粗初生相（或在加工过程中形成且在随后的热处理过程中未重新溶解的粗初生相）具有类似的效果。
因此，低Fe和Si水平、对复杂相图的良好了解以及对成分的严格控制可用于产生强度、断裂韧性和抗疲劳裂纹扩展性的良好平衡。如前所述，在为特定应用选择合金时，通常会考虑实现这些概念的成本，而成本问题往往会多次推迟这些概念的实现。铝合金屈服强度的增量改进示意图如图4所示，具体刚度如图5所示。
图4 新铝合金屈服强度曲线图，作为引入年份的函数。
图5 铝合金密度归一化模量随引入年份变化的曲线图。
两大客机制造商（空客和波音）最近推出了波音777和空客A340飞机，它们采用了对旧材料的进化改进。波音777上的先进材料包括许多改进的铝和钛合金、聚合物基复合材料以及层压板和轻质密封剂。铝合金的一些示例如图6所示，包括与7050-T76相比具有更高强度和损伤容限的7150-T77，合金7055-T77的强度高于7150-T6，同时具有类似的断裂韧性和抗疲劳裂纹扩展能力；合金2524-T3的断裂韧性提高约15–20%，抗疲劳裂纹扩展能力是2024-T3的两倍。
图6 显示一些较新铝合金的强韧性组合改善的曲线图
与2024相比，2524的性能有所改善，这是使用上一段中描述的原理获得的。2524-T3具有更高的韧性和更强的抗疲劳裂纹扩展能力，有助于以重量有效的方式消除波音777上的撕裂带。由美国铝业公司(Alcoa)开发的T77回火基于三步时效处理，可产生更高的强度，其耐久性和损伤容限特性与7050-T76相匹配或超过7050-T76。7150-T77产品断裂韧性的提高归因于粗金属间化合物颗粒和未结晶晶粒结构的控制体积分数，而强度和腐蚀特性的组合归因于强化析出物的尺寸和空间分布以及铜含量. 相图和冶金模拟器目前正用于优化各种铝合金的成分和制造计划。用于上机翼蒙皮的合金7449和用于翼梁的合金7040由Pechiney使用该技术开发。较低的Mg和Cu含量可显著减少不均匀沉淀，确保在不牺牲强度的情况下具有良好的断裂韧性。可用损伤容限的增量改进如图7所示。
图7 比较7000和2000系列铝合金屈服强度和韧性改善的曲线图。
6XXX合金已被考虑在美国海军的许多项目中取代2024，合金6013正在波音777上使用。机身蒙皮用2XXX合金的主要问题是，它们必须包覆，因为它们容易受到晶间腐蚀。此外，2XXX合金不能进行熔焊，这一过程正在考虑降低重量和制造成本。6XXX合金可焊接且比2XXX合金便宜，但是，富含铜的6XXX（例如6013-T6和6056-T6）也容易发生晶间腐蚀。
这种敏感性与晶界无沉淀区的形成有关，这些无沉淀区在人工时效期间形成，在Si和Cu中耗尽，并且相对于晶粒而言是阳极的[10]。已开发出一种新的回火，命名为T78，其具有受控的过度老化程度，可使6056对晶间腐蚀脱敏，使屈服强度保持在T6回火的可接受水平。目前已开发出其他实验回火，可防止晶间腐蚀，而不会造成任何强度损失。为了便于连接，除了更换合金外，另一种方法是使用一种相对较新的连接方法，即搅拌摩擦焊（FSW）。在这种方法中，合金不熔化，而是通过机械加工以固态方式连接。从某种意义上说，它们只是用旋转工具“揉在一起”。FSW的使用为连接各种不能熔焊的铝合金创造了机会。
超塑性成形也是一种减少零件数量和制造成本的方法，因为它有助于制造非常复杂的零件。例如，单个薄板可以形成复杂的肋和加劲肋排列，从而以较低的制造成本和较低的速率替换零件和紧固件的组件。超塑性7XXX合金已经有一段时间了，但是开发超塑性6XXX合金有困难。最近为6013-6011合金开发了一种热机械工艺，该工艺可产生易于超塑性成形的微观结构。该工艺涉及获得一微米大小的颗粒的精细均匀分布，用于随后的颗粒刺激再结晶成核，以获得精细（9.5微米）、等轴再结晶晶粒结构和随机织构。然后，合金在500°C以上超塑。单轴试验表明，在540°C时应变率为0.5，在4.7MPa的应力下伸长率为375%。
2.1.2.飞机用重量更轻、刚度更高的材料
铝锂合金具有比传统航空铝合金更低的密度和更高的模量，因此在航空航天应用中极具吸引力。每种重量百分比的锂使铝的密度降低约3%，模量增加约6%。第二代铝锂合金（第一代是美国铝业2020合金）是在20世纪70年代（俄罗斯的1420合金）和80年代（2090、2091和8090合金）开发的。Al-Mg-Li合金1420和Al-Li-Cu-X合金2090和8090现在在米格29和EH1直升机上服役。
1420合金只有中等强度，而含有约2%锂（2090、2091和8090）的Al-Li-Cu合金存在许多技术问题，包括机械性能的过度各向异性、裂纹偏差、低应力腐蚀阈值以及低于理想的延展性和断裂韧性。较新的铝锂合金的锂浓度低于8090、2090和2091。这些合金似乎没有遇到同样的技术问题。
新一代铝锂合金中的第一种是Weldalite 049®（2094），其屈服强度高达700 MPa，相关拉伸伸长率为10%。原合金2195的精炼，铜含量较低，现在被用于美国航天飞机超轻型坦克。合金2195取代了2219，加上新的结构设计，使60000磅的油箱减轻了7500磅的重量。这增加了航天飞机的有效载荷，减少了建造国际空间站所需的飞行次数，从而节省了数百万美元。第三代铝锂合金的其他三种最新衍生物是2096、2097和2197。它们含有较低的铜和略高的锂含量。2097和2197合金含有非常低的Mg含量，以提高抗SCC性能，而Mn含量则可防止应变局部化，这通常与含锂较高的合金中存在的可剪切Al3Li有关。
合金2097/2197最近被选为F16舱壁2124的替代品，其疲劳强度不足。2097合金比2124合金具有5%的密度优势，光谱疲劳性能至少比2124合金好三倍，或允许的光谱疲劳应力约高15%。虽然铝锂合金比传统铝合金更贵，但F16的BL 19加长翼用2097替换2124，使零件的使用寿命延长了一倍，为美国空军运营的850架机队节省了超过2100万美元。铝锂合金由于其更好的疲劳寿命，也正在取代目前由2124制成的发动机检修盖加强件。2098铝锂合金已经成功地在F16蒙皮上进行了演示/飞行测试，并且与2024蒙皮相比，寿命提高了6倍。
有许多新的铝材料正在开发中，用于商用运输机。铝板与芳纶纤维增强（ARALL）或玻璃纤维增强（GLARE）复合材料的层压混合材料具有很高的抗疲劳性，并有可能在飞机上显著减轻重量。这些材料在发生火灾时也具有抗烧穿性，并有可能替代防火墙中的钛。
负面影响是材料成本非常高，通常是整体铝板的7-10倍。C-17的货舱门由ARALL制成。层压板还提供了增加额外功能的可能性，例如载荷监测、损伤检测等。将这些功能结合起来将使其在航空航天结构中更具成本效益。其他正在开发的铝合金包括Al-Mg-Sc合金。尽管由于钪的存在可能非常昂贵，但它们似乎具有优异的耐腐蚀性，作为人体皮肤，它们可能不需要包覆或涂漆，这将降低维护成本。高强度锻件、时效可成形合金、淬火敏感度较低的合金以及可成形性得到改善的铆钉合金都在进行检查和开发，以备将来在亚音速飞机上使用。
虽然由于钪的存在可能非常昂贵，但它们似乎具有极好的耐腐蚀性能，它们可能不需要覆盖或涂漆，这将减少维护成本。高强度锻件、可时效成形合金、低淬感合金和可改进成形性的铆钉合金都在检测和开发中，以用于未来的亚音速飞机。
由于机身设计的很大一部分是由刚度驱动的，因此新的金属材料相对于当前可用的材料有机会提供高比刚度。例如，铝铍合金可在刚度关键的机身结构中为树脂基复合材料提供价格合理的金属板替代品。图8显示了AlBe（62%铍，38%铝）与硼/环氧树脂、钛和碳/环氧树脂的比模量和比强度的比较。铝铍合金因其密度低、刚度高和良好的减振特性，目前用于设备架和支撑结构等二级结构。在一次结构中应用这些材料需要建立设计和制造数据库、避免暴露于铍粉尘和微粒的安全制造实践以及现场部件的防腐方法。此外，还必须采用适当的安全协议来控制现场维护中的铍暴露。
图8 Al-Be合金、硼和碳纤维增强聚合物基复合材料密度正化刚度与强度关系图
使用新型制造和设计工具开发具有周期性开孔芯的金属夹层板。它们可以使用基于桁架板材成型和织物装配的协议进行制造。分析、测试和优化表明，用这些芯制成的夹层板在重量上远远优于随机形式，并与已知最轻的蜂窝芯系统相竞争。与蜂窝相比，桁架/织物芯的优势在于其在低相对密度下具有更高的比强度，以及更低的制造成本。
2.1.3.用于较新系统的改进铝基材料
空客A380将是有史以来最大的商用飞机，需要引进先进的新材料和新的制造技术。Hinrichsen撰写了一系列论文，描述了空中客车公司为这种先进飞机选择新材料和工艺的过程。选择过程的第一步是检查从现有空客车队运营中获得的“经验教训”，包括腐蚀防护、裂纹扩展检查和维修方面的经验，其设计解决方案和设想的材料应用必须获得A380客户关于检查和维修的批准。
图9 示意图描述了新的、非常大的空客A-380选用的材料
航空公司的车间被视为“技术向下选择过程”的关键要素。最终材料选择如图9所示，包括先进铝合金、碳纤维增强塑料（CFRP）、纤维金属层压板（眩光）和玻璃热塑性塑料。请注意，即使是这种先进的飞机，机身的大部分重量仍然由铝制成，如图10所示。新材料与新的制造工艺相结合，为发布版本提供了最小的附加值。
图10 A-380中的物料分布按空重的百分比计算。
Hinrichsen指出，这一事实与一个新的飞机家族将开创新技术并从第一天起充分受益的观点相矛盾。空中客车公司认为，由于过去的经验表明，几乎每一项新技术都存在一些初始技术问题，因此更倾向于采用更具进化性的方法。Hinrichsen提到过两种情况，即武装纤维进水和金属机身蒙皮的脱胶纵向搭接接头。然而，将继续监测新材料的开发情况，以寻找可能的中期候选材料，以便在减轻重量方面持续改进，可能取代2024和2524。
图11 断裂韧性-屈服强度域，包括几种合金，以显示其在静态强度或损伤容限设计中的效用。
图11比较了标准2024-T3与具有先进合金的金属板材料以及断裂韧性和屈服强度方面的新发展。激光束焊接（LBW）技术推动了Pechiney的6056和ALCOA的6013的发展，因为它们相对于2024和2524提供了更高的屈服强度，并且可以是LBW。该工艺取代了机身面板中纵梁/蒙皮组件的铆接，并通过降低制造成本增加了价值。铝镁钪合金显示出与2024-T3相似的材料性能，但具有更好的耐腐蚀性，并且不需要复杂的热处理。C68型合金因其相对于2024和2524的较高强度而被判定为中期候选合金。
长期以来，主要飞机制造商一直对生产第二代超音速运输机感兴趣，以便在远程国际市场上运行。尽管目前还没有针对此类飞机的现行计划，但未来的需求可能会重新启动生产活动。这种飞行器的速度选择将是机身材料选择的主要决定因素，其范围可能在1.6至2.4马赫之间。铝合金将是马赫数达到2的可行候选者，而更昂贵的钛合金和聚合物复合材料将是马赫数更高的候选者。
协和式飞机是一架马赫数为2.0的飞机，其主要结构选用合金2618（CM001）。所使用的2618变体是一种经过特殊处理的复合板，由于其静态强度、疲劳强度，尤其是蠕变强度，因此在2024-T8、7075-T6和2014等候选者中被选中。
最近的研究表明，为了满足新SST的经济性和航程目标，与协和式客机的机身重量相比，需要将重量减少约30-33%，但为了满足乘客的要求，将机身重量扩大了。继Polmear的研究之后，最近对NASA项目的研究表明，少量添加Ag和Mg到2519可以使峰值时效拉伸屈服强度提高10%。添加少量的Ag和Mg刺激在{111}上析出一个板状沉淀物，指定为Ω，另外在{100}上形成Θ '析出物。使用计算机模拟，Zhu等人已经表明，与只含有一种类型析出相的相似体积分数的合金相比，{111}和{100}析出相的最佳平衡可以提高强度。NASA项目对许多基于2519的合金进行了检查，但铜、镁和锰的含量有所不同，银含量为0.5%，锆含量为0.13%。两种合金在机械性能方面看起来特别有吸引力，分别命名为C415和C416。这些合金的拉伸屈服强度和抗蠕变性能明显优于2519-T87和2618-T61，详见图12和13。
图12 几种铝合金屈服强度的温度依赖性图，包括两种新合金。
图13 三种铝合金的蠕变应变与时间曲线图。试验在107°C和207 MPa的负载下进行。
来源：Progress in structural materials for aerospace systems, ActaMaterialia51(2003)5775–5799, doi.org/10.1016/j.actamat.2003.08.023
参考文献R.K. Smith The quest for excellence J.T. Greenwood (Ed.), Milestonesof Aviation, Crescent Books, New York (1991), pp. 222-296，View Record in ScopusGoogle Scholar，E.A. Starke Jr., J.T. Staley ,Application ofmodern aluminum alloys to aircraft，Progress inAerospace Sciences, 32 (1996), pp. 131-172