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一百多年来，材料技术的不断进步推动飞机性能地不断发展，“一代材料，一代飞机”正是世界航空发展史的真实写照。从1903年莱特兄弟驾驶的第一架飞机采用的木头和布到金属材料，再到铝合金成为机体航空材料的主流，再到钛合金成为飞机制造的主要材料，每一次材料的交替与更新都是飞机性能的一次跨越式发展。如今，除钛合金、铝合金、不锈钢等合金材料外，大量先进的复合材料也逐步运用于机体承力结构件，其刚度和强度性能相当于甚至超过铝合金，如图1.2.1所示为空客A350-900XWB使用材料分析图。
图1.2.1 空客A350-900XWB使用材料分析图
飞机苛刻的工作条件给结构件的材料性能提出了极高的要求，针对不同的功能和类型，结构件材料通常具有以下几个特点。
（1）比强度和比刚度高 对飞机结构件材料的基本要求是材质轻、强度高、刚度好。减轻飞机本身的结构重量就意味着增加运载能力，提高机动性能，加大飞行距离或射程，减少燃油或推进剂的消耗。因此，比强度和比刚度是衡量航空航天材料力学性能优劣的重要参数。此外，飞机除了受静载荷的作用外还要经受起飞、降落、发动机振动、转动件高速旋转、机动飞行和突风等因素产生的交变载荷，材料的疲劳性能也受到人们的极大重视。
（2）优良的耐高温特性 对机身材料，气动力加热效应使表面温度升高，需要结构材料具有好的高温强度。对发动机材料，要求涡轮盘和涡轮叶片材料要有好的高温强度和耐高温腐蚀性能。
（3）耐老化和耐腐蚀 各种介质和大气环境对材料的作用表现为腐蚀和老化。航空航天材料接触的介质是飞机用燃料（如汽油、煤油）、火箭用推进剂（如浓硝酸、四氧化二氮、肼类）和各种润滑剂、液压油等，其中多数对金属和非金属材料都有强烈的腐蚀作用或溶胀作用。大气中太阳的辐射、风雨的侵蚀、地下潮湿环境中长期贮存时产生的霉菌会加速高分子材料的老化过程，所以耐腐蚀性能、抗老化性能、抗霉菌性能也是航空航天材料应该具备的良好特性。
（4）寿命长，安全性高 作为载人飞行器的支撑材料，其寿命和安全性是首要考虑的问题。特别是在不断减少飞机重量的条件下，绝对不能忽视因重量的减轻而导致安全性的降低，因此长寿命和高安全性的航空材料至关重要。
（5）成本低 新型号先进飞机价格不断攀升，各国家和地区都先后对航空产品提出了“买得起”的要求。而材料在航空产品的成本和价格构成中占有相当大的份额，所以科学地选材和努力发展低成本的材料是航空材料发展的重要方向。同时很多民航飞机，作为普通民众所要使用的交通工具，努力降低成本也是实现“以人为本”的一项要求。
（1）钛合金 钛合金是一种比强度高、耐热性和耐蚀性好的材料，20世纪50年代以来在航空航天领域得到了广泛应用。随着现代飞机超音速巡航能力、高机动性和敏捷性等设计要求，使得钛合金材料使用的比例不断增加，例如，美国的F-22战斗机机体重量中钛合金比例已经达到41%，在航天飞机中，钛合金的比例更是高达90%左右。
钛是同素异构体，熔点为1668℃，在低于882℃时呈密排六方晶格结构，称为α钛，在882℃以上呈体心立方晶格结构，称为β钛。利用钛的上述两种结构的不同特点，添加适当的合金元素，使其相变温度及相分含量逐渐改变而得到不同组织的钛合金。室温下，钛合金有三种基体组织，钛合金也就分为以下三类：α合金、α+β合金和β合金，我国分别以TA、TC、TB表示。
1）α钛合金是α相固溶体组成的单相合金，不论是在一般温度下还是在较高的实际应用温度下，均是α相，组织稳定，耐磨性高于纯钛，抗氧化能力强。在500～600℃的温度下，仍保持其强度和抗蠕变性能，但不能进行热处理强化。
2）β钛合金是β相固溶体组成的单相合金，未热处理即具有较高的强度，淬火、时效后合金得到进一步强化，室温强度可达1372～1666MPa。但其热稳定性较差，不宜在高温下使用。
3）α+β钛合金是双相合金，具有良好的综合性能，组织稳定性好，有良好的韧性、塑性和高温变形性能，能较好地进行热压力加工，能进行淬火、时效使合金强化。热处理后的强度约比退火状态提高50%～100%，高温强度高，可在400～500℃的温度下长期工作，其热稳定性次于α钛合金。
三种钛合金中最常用的是α钛合金和α+β钛合金。α钛合金的切削加工性最好，α+β钛合金次之，β钛合金最差。钛合金的加工性能差主要是因为其化学活性大、导热性差，具体原因如下。
1）化学活性大。钛合金与大气中O、N、H、CO、CO 2 、水蒸气、氨气等产生强烈的化学反应。含碳量大于0.2%时，会在钛合金中形成硬质TiC。温度较高时，与N作用也会形成TiN硬质表层。在600℃以上时，钛吸收氧形成硬度很高的硬化层。氢含量上升，也会形成脆化层。吸收气体而产生的硬脆表层深度可达0.1～0.15mm，硬化程度为20%～30%。钛的化学亲和性也大，易与摩擦表面产生黏附现象。
2）导热性能差。钛的导热系数λ=15.24W/（m·K），约为铁的1/5，铝的1/14，而各种钛合金的导热系数比钛的导热系数约下降50%。钛合金的弹性模量约为钢的1/2，故其刚性差、易变形，切削时加工表面的回弹量很大，约为不锈钢的2～3倍，造成刀具后刀面的剧烈摩擦、黏附、粘结磨损。
钛合金是典型的难加工材料。相同状态下，钛合金的主切削力比45钢的小20%左右，但由于切屑与前刀面的接触长度极短，单位接触面积上的切削力大大增加，容易造成崩刃。而且，钛合金的弹性模量小，加工时“让刀现象”明显，容易引起振动，加快刀具磨损。另外，钛的化学活性大，冷硬现象严重，在高的切削温度下，很容易吸收空气中的氧和氮造成表面硬化，降低零件的疲劳强度，加剧刀具磨损。而在刀具磨损的情况下重复切削，切削力和切削热都会产生骤变，容易产生烧伤的情况。
（2）铝合金 铝合金密度低，但强度比较高，接近或超过优质钢，塑性好，具有优良的导电性、导热性和耐蚀性，工业上广泛使用，使用量仅次于钢。一些铝合金可以采用热处理获得良好的力学性能、物理性能和抗腐蚀性能。硬铝合金属AlCuMg系一般含有少量的Mn，可热处理强化，其特点是硬度大，但塑性较差。超硬铝属AlCuMg-Zn系可热处理强化，是室温下强度最高的铝合金，但耐腐蚀性差，高温软化快。锻铝合金主要是AlZnMgSi系合金，虽然加入元素种类多，但是含量少，因而具有优良的热塑性，适宜锻造，故又称锻造铝合金。
各种飞机都以铝合金作为主要结构材料。飞机上的蒙皮、梁、肋、桁条、隔框和起落架都可以用铝合金制造。飞机根据用途的不同，铝的用量也不一样。着重于经济效益的民用机因铝合金价格便宜而大量采用，如波音767客机采用的铝合金约占机体结构重量81%。军用飞机因要求有良好的作战性能而相对减少了铝的用量，如最大飞行速度为马赫数2.5的F-15高性能战斗机仅使用35.5%的铝合金。
（3）不锈钢 不锈钢强度高，由于在空气、蒸汽、水等弱腐蚀介质中有很强的耐蚀性以及较好的耐高温特性，常用于飞机系统高温管路和油箱部位受力大的构件，飞机结构件常用的不锈钢主要有Ph3-8Mo、1Cr18Ni9Ti等。
碳在奥氏体不锈钢中是强烈形成并稳定奥氏体且扩大奥氏体区的元素。碳形成奥氏体的能力约为镍的30倍，碳是一种间隙元素，通过固溶强化可显著提高奥氏体不锈钢的强度。碳还可提高奥氏体不锈钢在高浓氯化物（如42%MgCl 2 沸腾溶液）中的耐应力、耐腐蚀的性能。
在奥氏体不锈钢中，碳也常常被视为有害元素，这主要是由于在不锈钢的耐蚀用途中的一些条件下（比如焊接或经450～850℃加热），碳可与钢中的铬形成高铬的Cr23C6型碳化合物从而导致局部铬的贫化，使钢的耐蚀性特别是耐晶间腐蚀性能下降。因此，20世纪60年代以来新发展的铬镍奥氏体不锈钢大都是碳含量小于0.03%或0.02%，可以知道，随着碳含量降低，钢的晶间腐蚀敏感性降低，当碳含量低于0.02%时才具有最明显的效果。一些实验还指出，碳还会增大铬奥氏体不锈钢的点腐蚀倾向。由于碳的有害作用，不仅在奥氏体不锈钢冶炼过程中应按要求控制尽量低的碳含量，而且在随后的热、冷加工和热处理等过程中也应防止不锈钢表面增碳，且应避免铬的碳化物析出。
（4）复合材料 复合材料与金属、高聚物、陶瓷并称为四大材料。复合材料是有机高分子、无机非金属或金属等几类不同材料通过复合工艺组合而成的新型材料，它既保留了原组分材料的主要特色，又通过复合效应获得原组分所不具备的性能，与一般材料的简单混合有本质的区别。
由于复合材料具有重量轻，较高的比强度、比模量，较好的延展性，抗腐蚀、导热、隔热、隔声、减振、耐高（低）温，以及独特的耐烧蚀性、透电磁波、吸波隐蔽性、材料性能的可设计性、制备的灵活性和易加工性等特点，在现代飞机结构中得到了广泛的采用。如图1.2.2所示为复合材料在商用飞机中的应用情况，作为空客的先进客运机型，其机身、机翼、尾翼、翼身整流罩等多个关键部件均大量采用了复合材料，其比例甚至超过了一半以上，远远高于其他常用金属合金。以下介绍几种常用的复合材料。
1）蜂窝芯。蜂窝芯是一种采用铝箔、织物或纸质材料（芳纶纸）等通过胶接加工的六边形或矩形格子形状的轻质芯复合材料。如图1.2.3所示为一种典型六边形蜂窝芯，通常铝箔或芳纶纸的厚度仅有0.03～0.07mm，六边形格子的边长一般为2.5～14.7mm。蜂窝是轻质材料，质量的可设计范围较宽，变化蜂窝的格孔大小、壁厚和浸渍树脂的含量，可以得到不同密度的蜂窝。
图1.2.2 复合材料在商用飞机中的应用情况
图1.2.3 芳纶蜂窝芯
蜂窝芯用于飞机的机头雷达罩、机翼前缘、尾翼、腹鳍、内外侧升降副翼、鸭翼和后缘面板、机身地板等部件中。蜂窝芯材料制作完成后，绝大多数情况下需要进行一定的切割加工，以满足装配、连接等要求，所以蜂窝芯复合材料的切割加工是蜂窝材料制品从研制到应用中的一个重要环节。与金属材料相比，蜂窝材料的力学性能有很大的差异，主要表现为材料在平面内结构不连续，因而无法承受面内的拉压载荷，而在垂直于平面的轴向，能承受很强的拉压载荷。
2）碳/碳复合材料。随着新一代航空航天器向高超声速方向的发展，苛刻的超高温服役环境对材料及结构的承载与防热提出了严峻考验，碳/碳复合材料是适应这种需求的重要候选材料。碳/碳复合材料依据碳纤维增强相结构可分为碳毡碳/碳复合材料和多向编织碳/碳复合材料。
作为一种新型战略材料，在美、俄、法、英、日等国家，其研制发展主要由空军、海军或政府预算中给予支持，因此，碳/碳复合材料的国防专用性和强烈的军事背景使其研制和使用具有高度的机密性。碳基防热复合材料主要用于烧蚀防热和热结构，较好地解决了轻质化、抗热震、耐侵蚀等技术难题。除了传统的碳/碳复合材料以外，近年来，美、俄、法等国家又开发了许多混杂其他材料的新型碳/碳材料，以满足不同的特殊使用要求，例如，在碳/碳材料中混入Si 3 N 4 、SiC、TiC、TaO、TaC等粉末，以提高碳/碳材料抗粒子侵蚀性能。
3）透波复合材料。透波复合材料主要分为有机树脂基透波复合材料和陶瓷基透波复合材料两大类。有机树脂基透波复合材料具有强度高、质轻和介电性优良等特点，成为低马赫数飞行器天线罩的首选材料。复合材料增强纤维由最初的普通玻璃纤维发展到S玻璃纤维、D玻璃纤维、E玻璃纤维、高硅氧玻璃纤维、石英玻璃纤维和各种芳纶纤维等。基体树脂为聚酯树脂、环氧树脂、酚醛树脂、双马树脂、聚苯丙咪唑、聚酰亚胺树脂、硅树脂、聚四氟乙烯、氰酸酯树脂以及各种树脂的改性产物。目前，先进有机树脂基透波复合材料在国外战机上广泛应用，如F-22战斗机、JSF战斗机和EF2000战斗机等。为提高有机树脂基透波复合材料的使用温度，国外近期在有机/无机杂化树脂方面开展了大量的研究工作。美国报道了一种以硅为主链的树脂（DI系列树脂），石英纤维增强的DI树脂复合材料在538℃下保持很高的拉伸强度，介电性能在850℃以下保持稳定，已被用于制造耐温500℃以上的夹层结构宽频带天线罩。
随着复合材料在新一代军民机中的大量应用，极大地提升了飞机的技术性能。然而，与此同时也给飞机的零部件制造带来了新的难题，这是因为复合材料的切削原理与金属的切削原理大不相同，其切削刃产生切屑并非像大多数金属那样通过剪切而产生，而是通过折断来去除多余的复合材料。不同种类的复合材料的加工也不相同，而且复合材料的种类比金属材料更为广泛。
整体结构件的广泛应用对飞机的制造产生了深远的影响，具体包括以下几个方面。
（1）大大减少了机体零件数量 原来需要几百甚至上千个钣金零件通过连接件装配起来的梁、框、肋和壁板等组件，采用整体结构形式后只需几个零件即可。现代飞机整体结构件数量比传统分布式的结构零件数量减少二分之一左右，其工艺装备数量也相应大大减少，从而使新机的试制生产工作量减少，周期缩短，生产技术管理工作也更加简化。
（2）减少了飞机装配工作量 由于大量采用整体结构，使得装配工作量大为减少，过去F-14的生产工时中65%用于整机装配，35%用于零件加工。装配工序中手工劳动量大，占用型架多。后来F-15中增加了整体结构件的比重，生产工时分配比例变为60%用于零件加工，40%用于装配。零件制造过程中大量应用了高效率的数控设备，提高了生产效率，降低了飞机生产成本。
（3）提高了飞机的制造质量 整体结构件的广泛应用，减少了钣金零件铆接装配变形，提高了装配协调性，减少了装配连接件数量，减轻了飞机重量。如F-22战斗机采用了数字量互换协调系统、新的结构件设计方案以及数控加工技术，使得零件的制造精度大大提高。首架EMD型飞机的前、中机身及机翼装配只用了大约20块垫片，简化了装配过程，缩短了整机生产周期。F-22采用整体框结构，采用五轴机床经切削加工到最小的腹板和安装边厚度（有些部位小于1.5mm），以减少质量，如F-22的583框，毛坯质量为2227kg，经机械加工后，零件质量为122kg。
（4）机体结构效率大幅提高 整体结构机翼与铆接结构机翼相比，结构效率和抗疲劳能力都明显提高，例如，F-15铝-钛合金整体结构的机翼与P-51铝合金铆接结构机翼相比，抗疲劳能力提高4～6倍，机身寿命和可靠性得到大幅度提高。
飞机整体结构件在设计上趋于采用大投影面积、较薄的结构厚度。特别是机身半框、机身整框、机架壁板，设计上大多采用双面结构，腹板厚度一般小于3mm，零件长度在500mm以上，零件厚度达50mm以上。这些零件在进行机械加工时主要会面临以下几方面的问题。
（1）厚拉伸板材的装夹 由于整体结构件在厚度上趋于大厚度（50mm以上），在粗加工时板材在机床上的装夹会遇到新的问题。若采用真空吸附方式，由于夹紧力小，大厚度板材难以与夹具定位面紧密贴合。若采用压板压紧，在基准面加工时又容易产生加工变形，使零件的后续定位产生偏差，也容易使零件产生整体加工变形。
（2）双面结构件的定位装夹 新机型的整体薄壁结构件大多设计成双面结构，每个面上一般都由数个槽腔和孔等特征组成，而且同一面上加强筋的高度也不完全一致，这使得在零件翻面加工过程中有些加工部位缺少支撑，容易产生局部加工变形从而导致零件结构厚度难于控制。零件的定位夹紧无论是采用真空吸附还是机械夹紧，都存在较大困难。
（3）薄壁部位加工变形控制 目前对于整体薄壁结构件的机械加工，从工艺角度已经充分考虑了零件加工变形的控制，主要是合理分配粗加工、半精加工和精加工余量。双面零件则从两面均匀加工并安排适当的时效工序，对零件的总体变形控制取得了一定的效果。但在实际加工过程中仍存在由于加工变形而导致零件超差，特别是零件上的缘板结构和槽腔内的薄壁部位，往往由于加工过程中难于支撑而产生变形，从而导致零件整体变形较大。
（4）零件表面加工质量 零件的表面加工质量是飞机零件加工过程中需要控制的一个重要方面。由于设计结构的要求，常需要多种刀具进行切削加工，各种刀具之间的接痕使得零件加工表面质量不稳定。同时，对切削参数缺少系统的研究也会对零件表面加工质量产生较大影响。
（5）闭斜角部位的加工 由于空气动力外形的需要，在许多飞机薄壁结构件中，常有一些理论型面和闭斜角结构，这些结构特征需要专门的加工刀具才能满足设计要求。为了避免过多的刀具种类，目前一般采用通用刀具修磨后进行加工，这样产生的问题就是钳工修磨工作量大，相关部位壁厚一般都较小，加工过程中常常出现变形。
（6）零件外廓的连续加工 对于带有理论外形要求的薄壁结构件，无论是粗加工还是精加工，最好能一次完成型面加工。为满足这一技术要求，国内目前采用的方法是预留工艺凸台，这使得有相当的一部分材料被浪费掉。也有的采用在零件内部压紧的方式加工，但这样容易对零件的被压紧部位产生不良影响，特别是在被压紧部位较薄时容易对零件产生损伤。
（7）数控程序设计及编制 目前国内采用的编程系统多是在前代飞机生产过程中开发的，当时飞机的结构零件厚度较小，带有理论外形的部位可以用直纹面代替。由于新机型零件厚度增加，理论型面一般是双向带有曲度，采用直纹面编程方式加工难以满足理论外形的要求。此外，在刀具控制方式上（如切入、退出）也需做进一步研究，特别是在闭斜角部位加工时，程序编制中存在的问题还较多，极易切伤相邻面。