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随着高性能航空航天飞行器的发展，航空发动机热端部件的工作温度不断提高，已经超过镍基高温合金的极限温度，因此，迫切需要寻求新型的超高温材料以替代现有的Ni基高温合金。上世纪末，美国空军提出了要开发可在1400℃使用的材料，使发动机的推重比达到15～20。在过去的20多年中，难熔金属硅化物以其高熔点、低密度和优良的高温性能等特点受到了越来越广泛的关注。其中，Nb-Si 基合金(密度约为6.6～7.2 g/cm3，成为最有潜力的新型超高温材料。 Nb-Si 基超高温合金具有高熔点、低密度以及优异的综合性能，其目标使用温度是比Ni基高温合金提高200～300℃，有望应用于在1300～1500℃工作的燃气涡轮发动机叶片以及空天飞行器超然冲压发动机热端部件上。Nb-Si 基超高温合金依靠硅化物Nb5Si3相在高温增强，铌基固溶体相在室温增韧，铬化物Cr2Nb相提供更好的高温抗氧化性能，以实现室温韧性、高温强度和高温抗氧化性能的匹配。Nb-Si 基超高温合金的研发思想主要是通过加入韧性固溶体相，形成铌基固溶体/Nb5Si3双相复合材料，在保持优良高温强度的同时，改善其室温韧性。Nb-Si 基超高温合金主要的合金化元素为Ti、Al、Cr、Hf、Zr、Mo、V、Ta、Sn、B 以及Ho 和Dy等稀土元素。目前国内外研究的典型Nb-Si基合金的成分为: Si 含量为12～18at%，Ti 含量为20～24at%，Cr含量为2～6at%，Al 含量为2～6at%，Hf含量为2～8at%，稀土元素的含量一般不超过5at%。Nb-Si 基超高温合金的制备方法和热加工工艺有真空非自耗/自耗电弧熔炼、粉末冶金、定向凝固、物理气相沉积、热等静压、热挤压和烧结-锻造等。国内外有关Nb-Si 多元合金的报道中，综合性能最优异的是GE公司通过定向凝固法制备的Nb-24.7Ti-16Si-8.2Hf-2.0Cr-1.9Al 合金。该合金的组织是由铌基固溶体、Nb3Si 板条以及少量Nb5Si3组成，组成相沿生长方向并列分布，其中铌基固溶体的体积分数为54%，铌基固溶体枝晶包括其二次枝晶臂的平均尺寸为24μm。该合金的断裂韧性KIC约为19～22 MPa·m1/2，抗拉强度约为820MPa，1200℃的抗拉强度为370 MPa。由于该合金的密度较低，所以其比强度较高。另有报道，用挤压+热处理制备的Nb-10Si合金的抗拉强度可达800 MPa左右，但其延性低于0.5%。目前,研发工作的短期目标是1370℃在试验台暴露10 h氧化损失小于200μm ; 长期目标是1315℃/100 h氧化损失小于25μm。这些氧化性能的目标是要使Nb-Si基合金在1315℃获得与目前二代单晶合金在1150℃ 相同的氧化寿命。另有报道，美国GE公司用电弧熔炼和滴铸技术制备出Nb硅化物的近终型叶片模拟件。叶片模拟件的全长约为150 mm。在该项技术中，先用传统电弧熔炼将合金熔化，然后滴铸到陶瓷基模壳中，氧化铝基模壳采用传统挂浆技术制备，表面有涂层，用于减小合金与模壳的反应程度。(一员)
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