高温合金是指在600℃～1200℃高温下能承受一定应力并具有抗氧化或抗腐蚀能力的合金，分为铁基高温合金、镍基高温合金和钴基高温合金[1-2]。20世纪40年代，用高温合金作涡轮叶片的第一批涡轮喷气发动机取代了活塞式发动机，随后涡扇喷气发动机取代了涡轮喷气发动机，从此航空工业进入了新的历史时期。高温镍基合金在发动机中的用量日益增加，现在已经用到发动机总重量的40%，在某些新式军用发动机中已用到总重量的50%～60%。高温合金主要用于制造航空、舰艇和工业用燃气轮机的高温部件，还用于制造航天飞行器、火箭发动机、核反应堆、动力设备等。

　　航空发动机的特点是体积小、功率大、工作条件严酷，特别是转动件在不同温度、载荷、环境介质(空气、燃气)下工作，须用比强度高、耐热性好和抗腐蚀能力强的材料制造，对其制备技术具有很高的要求。高能束流焊接技术以其高能量密度、高熔透性、焊接变形区小及易于控制等优点在航空领域得到广泛应用。20世纪80年代以后，西方国家研制的高水平、高性能航空发动机已经广泛采用了高能束流焊接技术[3]。高推重比航空发动机的发展，对涡轮盘强韧性、疲劳性能及耐久性等方面的要求更严格，对其焊接技术提出了更高要求。

　　高温合金及其焊接特点

　　高温结构材料在航空航天、核工程、能源动力、交通运输、石油化工、冶金等领域有广泛应用。在先进航空发动机中高温合金用量已超过50%，已经成为支撑现代航空航天、国防军工及国家重大工程持续发展的基础。特别是航空发动机性能的改进与材料性能的提高密切相关。世界各先进国家都将高温结构材料列为高性能结构材料中的重点发展对象[1-2]。

　　航空发动机由于结构复杂、尺寸精度高和力学性能要求苛刻等原因，其结构制造中采用了各种先进的焊接技术。焊接结构件在喷气发动机零部件总数中所占比例已超过50%，焊接工作量已占发动机制造总工时的10%左右。此外，在飞机结构中，F111的机翼支承梁(钢结构)和狂风、F14的钛合金中央翼翼盒、机翼盒形梁及整体壁板结构等重要的结构上采用了焊接技术。F22后机身前后梁采用了热等静压钛合金铸件的电子束焊接结构。

　　高能束流加工技术是利用高能量密度的束流(激光束、电子束、等离子弧)作为热源，对材料或构件进行特种加工的技术，包括焊接、切割、打孔、喷涂、表面改性和精细加工等。我国高能束流加工技术研究起步于20世纪60年代，相对于其他各国来说并不晚，但由于受到社会环境的影响发展缓慢。改革开放后国内逐渐认识到高能束流加工技术的重要性，从国家“八五”计划开始，将高能束流加工技术列入重点发展方向。近年来世界各国的高度重视，无疑将为我国高能束流焊接技术的发展带来新活力，也是赶超先进工业国的重要机遇[4-5]。

　　航空发动机热端部件，特别是涡扇、涡轮部件在高温、高转速及复杂应力作用下工作，不但要求具有较好的高温强度，较高的抗高温氧化及抗热腐蚀性能，还要求基体材料具有较高的蠕变持久性能、疲劳性能及优异的组织稳定性。这些部件通常采用Fe、Ni或Co基高温合金制造，其中镍基高温合金的使用量最大[1,6]。镍基高温合金的焊接主要存在2个问题[7-10]：一是合金组元复杂，对杂质敏感性大，容易形成低熔点物质，焊缝凝固时形成单相奥氏体柱状晶而促使杂质偏析，同时合金的线膨胀系数大而产生较大应力，因此镍基高温合金存在热裂纹敏感性;二是镍基高温合金焊接时，焊缝金属凝固时的组织偏析以及脆性相的析出致使焊后接头力学性能下降，特别是焊缝的塑性降低。镍基高温合金中主要合金元素含量对合金焊接性会产生一定的影响[11]。合金使用温度与使用温度占其熔点百分比之间存在函数关系[12]。通过试验可知，将2种具有不同耐高温与力学性能的材料结合，可以充分发挥2种材料的耐高温与良好的力学性能优势。