羅楚養(yǎng)　尚夢菡　朱龍宇　畢冉　郭東望　李念念

摘要：材料技術(shù)是武器裝備更新?lián)Q代的物質(zhì)基礎(chǔ)，先進(jìn)復(fù)合材料具有輕質(zhì)、高強(qiáng)、可設(shè)計、耐腐蝕、耐高溫等優(yōu)點，將其應(yīng)用于機(jī)載武器的結(jié)構(gòu)中可獲得優(yōu)異的減重效果。本文根據(jù)機(jī)載武器的服役要求，綜述了航空航天用熱固性復(fù)合材料、熱塑性復(fù)合材料和陶瓷基復(fù)合材料的研究進(jìn)展及應(yīng)用現(xiàn)狀，并對其在機(jī)載武器上的應(yīng)用前景進(jìn)行了展望。

關(guān)鍵詞：機(jī)載武器；熱固性復(fù)合材料；熱塑性復(fù)合材料；陶瓷基復(fù)合材料中圖分類號：TJ760;V257

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A文章編號：1673-5048（2023）02-0001-20

DOI：10.12132/ISSN.1673-5048.2022.0246

0引言

隨著航空宇航科學(xué)技術(shù)的快速發(fā)展，以空空導(dǎo)彈和空地導(dǎo)彈為代表的機(jī)載武器向著高速度、高機(jī)動、遠(yuǎn)射程方向發(fā)展［1］。材料技術(shù)是武器裝備更新?lián)Q代的物質(zhì)基礎(chǔ)，先進(jìn)復(fù)合材料因其輕質(zhì)、高強(qiáng)、可設(shè)計、耐腐蝕、耐高溫等優(yōu)點，在航空航天領(lǐng)域有著廣泛應(yīng)用［2］。將先進(jìn)復(fù)合材料應(yīng)用于機(jī)載武器的結(jié)構(gòu)，可有效提高其機(jī)動能力、飛行速度、射程、隱身性能等總體性能指標(biāo)。早在20世紀(jì)70年代，先進(jìn)復(fù)合材料就已經(jīng)被作為導(dǎo)彈的結(jié)構(gòu)或功能材料而進(jìn)行系統(tǒng)的應(yīng)用研究。如洲際導(dǎo)彈發(fā)動機(jī)的殼體復(fù)合材料經(jīng)歷了玻璃纖維/環(huán)氧、芳綸纖維/環(huán)氧和碳纖維/環(huán)氧復(fù)合材料三代的實際研制與應(yīng)用，不僅大幅度降低了結(jié)構(gòu)的重量系數(shù)，也極大地提高了發(fā)動機(jī)的容積系數(shù)［3］。巡航導(dǎo)彈的整流罩、進(jìn)氣道及進(jìn)氣道整流罩［4］，空空導(dǎo)彈的彈翼、艙體［5］也大量應(yīng)用碳纖維復(fù)合材料，并獲得了良好的減重效果。以石英纖維/氰酸酯、石英纖維/聚酰亞胺、石英纖維/石英為代表的結(jié)構(gòu)-透波一體化復(fù)合材料在導(dǎo)彈天線罩同樣得到了廣泛應(yīng)用［6］。以高硅氧/酚醛、碳纖維/酚醛為代表的燒蝕材料一直是洲際導(dǎo)彈、高超聲速飛行器外防熱系統(tǒng)和發(fā)動機(jī)噴管的重要材料［7］。經(jīng)過50多年的發(fā)展，先進(jìn)復(fù)合材料在導(dǎo)彈上的應(yīng)用已經(jīng)從次承力結(jié)構(gòu)向主承力結(jié)構(gòu)發(fā)展，其制備方法涉及纏繞［8］、熱壓［9］、液體成型［10］等工藝。機(jī)載武器作為一種攻擊性裝備，對結(jié)構(gòu)輕量化有著極其迫切的需求［11］。先進(jìn)復(fù)合材料優(yōu)異的比強(qiáng)度、比剛度、耐腐蝕、可設(shè)計等特點，是機(jī)載武器理想的結(jié)構(gòu)材料。為此，本文根據(jù)機(jī)載武器的特點及服役環(huán)境，綜述了熱固性復(fù)合材料、熱塑性復(fù)合材料和陶瓷基復(fù)合材料的特點及其在航空航天上的研究及應(yīng)用現(xiàn)狀，并對其在機(jī)載武器上的應(yīng)用前景進(jìn)行了展望。

1熱固性復(fù)合材料

熱固性復(fù)合材料具有強(qiáng)剛度高、耐腐蝕、阻燃、抗疲勞、尺寸穩(wěn)定等優(yōu)點，是當(dāng)前航空航天領(lǐng)域應(yīng)用最為廣泛的材料之一，如飛行器的雷達(dá)罩、機(jī)身、舵翼面、艙內(nèi)骨架等結(jié)構(gòu)，均已大量采用熱固性復(fù)合材料并實現(xiàn)了良好的減重效果［12-13］。其中，環(huán)氧、雙馬來酰胺、聚酰亞胺、酚醛等熱固性樹脂體系由于具有優(yōu)異的工藝以及力學(xué)性能，應(yīng)用最為廣泛［14］。

1.1環(huán)氧復(fù)合材料環(huán)氧復(fù)合材料力學(xué)性能和化學(xué)穩(wěn)定性較好、制作成本低、收縮率小、耐腐蝕，并且具有一定的耐高溫性，綜合性能優(yōu)異，在亞聲速和低馬赫數(shù)（Ma≯2）飛行器的主承力結(jié)構(gòu)中有著極為廣泛的應(yīng)用。

經(jīng)過幾十年的發(fā)展，國外已經(jīng)開發(fā)了三代韌性航空環(huán)氧樹脂體系（如表1所示）。具有代表性的有美國Narmco公司研發(fā)的5208樹脂、Cytec公司的977-2和977-3樹脂、Hexcel公司的8552樹脂，以及日本東麗工業(yè)公司的3900系列樹脂。其中，T300/5208復(fù)合材料已應(yīng)用于F-15戰(zhàn)斗機(jī)的氣動力減速裝置［15］；IM7/977-3和IM7/977-2復(fù)合材料已分別應(yīng)用于F/A-18E/F戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)翼蒙皮和X-33F飛行器內(nèi)部的隔板結(jié)構(gòu)中［16-17］；8552環(huán)氧樹脂體系主要應(yīng)用于波音787的窗框；IM7/8552復(fù)合材料在RAH-66直升機(jī)機(jī)體主承力結(jié)構(gòu)，以及美國“大力神”火箭的整流罩、錐形尾倉等結(jié)構(gòu)有著大量應(yīng)用［18-19］（如圖1所示）；3900系列環(huán)氧樹脂體系已應(yīng)用于波音787客機(jī)機(jī)翼蒙皮和中央翼盒等結(jié)構(gòu)，3900-2體系則已應(yīng)用于波音777客機(jī)的水平尾翼［20］。

國內(nèi)針對環(huán)氧樹脂在航空航天上的應(yīng)用，也研發(fā)出了三代環(huán)氧樹脂體系?；拘偷拇碛泻娇展I(yè)復(fù)合材料技術(shù)中心（航空復(fù)材）研發(fā)的5222環(huán)氧樹脂；第一代環(huán)氧樹脂的代表有航空復(fù)材研發(fā)的3238A，3234和LT-03，洪都航空工業(yè)集團(tuán)研發(fā)的NY9200系列，西安飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)研發(fā)的HD58；第二代環(huán)氧樹脂的代表有5224，5228，5228A和5288；第三代環(huán)氧體系CCF800H/AC531復(fù)合材料沖擊后壓縮強(qiáng)度可達(dá)335MPa，抗沖擊性能和耐濕熱性能較第二代環(huán)氧樹脂體系有較大提升［21-23］。其中，HT3/5222復(fù)合材料已進(jìn)行飛機(jī)機(jī)翼壁板的研發(fā)；CF3052/3238A復(fù)合材料應(yīng)用于直升機(jī)旋翼、整流罩等結(jié)構(gòu)；CF3052/3234，G803/3234和G814NT/3234復(fù)合材料已應(yīng)用于直升機(jī)涵道垂尾、尾槳葉、旋翼等結(jié)構(gòu)；HT7/LT-03復(fù)合材料可用于制造無人機(jī)機(jī)翼盒段，ZT7G/LT-03A復(fù)合材料已在無人機(jī)機(jī)翼盒段以及運輸機(jī)腹鰭等結(jié)構(gòu)中應(yīng)用［24］；HT3/NY9200Z復(fù)合材料已用于飛機(jī)承力結(jié)構(gòu)件和復(fù)合材料修補(bǔ)制件，HT3/NY9200G已用于強(qiáng)擊機(jī)垂直安定面等結(jié)構(gòu)，HT3/HD58復(fù)合材料曾用于運輸機(jī)垂尾試驗件；G803/5224和G827/5224復(fù)合材料已用于制造直升機(jī)涵道、前緣椎體等結(jié)構(gòu)；HT3/5228和HT7/5228復(fù)合材料已用于某型天線和制造翼身融合體驗證平臺中復(fù)合材料機(jī)翼蒙皮；CCF300/5228A復(fù)合材料已經(jīng)應(yīng)用于直升機(jī)復(fù)合材料加筋壁板及夾層等結(jié)構(gòu)中；HT8/5288可作為翼身組合體復(fù)合材料機(jī)翼蒙皮備選材料［25］。典型國產(chǎn)碳纖維/環(huán)氧復(fù)合材料的縱向拉伸強(qiáng)度和玻璃化轉(zhuǎn)變溫度如圖2所示；典型國產(chǎn)玻璃纖維/環(huán)氧復(fù)合材料的應(yīng)用現(xiàn)狀如表2所示。

機(jī)載武器服役過程中需要經(jīng)歷長時間的掛機(jī)飛行以及短時間的自主飛行，這就要求環(huán)氧復(fù)合材料具有較好的韌性和耐熱性。盡管環(huán)氧復(fù)合材料無法滿足高聲速機(jī)載武器對更高溫度的服役需求，但其仍可以作為亞音速或低馬赫數(shù)（Ma≯2）飛行的機(jī)載武器（如空射無人機(jī)、滑翔彈、低速空對地導(dǎo)彈等）的結(jié)構(gòu)材料，以達(dá)到減輕結(jié)構(gòu)重量、增加載彈量的目的。盡管高速導(dǎo)彈的彈體外表面溫度較高，但為了保證彈內(nèi)電子元器件的工作可靠性，通常要對彈體進(jìn)行防隔熱設(shè)計，以保證艙內(nèi)溫度低于120℃［26］。可見，對于此類機(jī)載武器，環(huán)氧復(fù)合材料可在其彈體內(nèi)部作為連接框架或組件的骨架等次承力結(jié)構(gòu)使用。其次，由于環(huán)氧復(fù)合材料優(yōu)異的力學(xué)和工藝性能，通過外加防熱層的方法來實現(xiàn)其在高超聲速機(jī)載武器外承力結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用，也不失為一種經(jīng)濟(jì)可行的方案。

1.2雙馬來酰胺復(fù)合材料

與環(huán)氧復(fù)合材料相比，雙馬來酰胺（Bismaleimide，BMI）復(fù)合材料具有更好的耐高溫性能，同時又具有阻燃性、低介電常數(shù)、良好的力學(xué)性能等優(yōu)點，使其得以在F-22和F-35為代表的超聲速巡航戰(zhàn)斗機(jī)主承力結(jié)構(gòu)中大量應(yīng)用［11，27］。國外目前開發(fā)了多種BMI樹脂體系。第一代BMI樹脂的代表有Narmco公司研制的5250-3和5250-4樹脂，其中5250-4樹脂長期耐溫達(dá)200℃，具有較高的韌性，干態(tài)Tg為271℃。第二代BMI樹脂的代表主要有Cytec公司開發(fā)的5260和5270樹脂以及Hexcel公司的F650和F652樹脂。其中，AS4/5250-3復(fù)合材料的Tg為339℃，可用于飛機(jī)的主承力結(jié)構(gòu)；RAH-66直升機(jī)減速器齒輪機(jī)構(gòu)殼體采用的是AS4/5250-4復(fù)合材料，IM7/5250-4復(fù)合材料則應(yīng)用于X-33飛行器的機(jī)翼面板蒙皮、F22戰(zhàn)機(jī)機(jī)翼蒙皮和波紋梁（如圖3所示）以及X-37B飛行器的機(jī)身蒙皮等結(jié)構(gòu)［13，28-29］。5260和5270樹脂可分別在177℃和250℃高溫下長期服役［13］；Hexcel公司的F650樹脂則可在202℃高溫下長期服役，其短時耐高溫更是可達(dá)430℃，已應(yīng)用于海麻雀導(dǎo)彈的艙體結(jié)構(gòu)［30-31］。

國內(nèi)的高性能BMI樹脂體系如圖4所示。第一代BMI樹脂的主要代表有西北工業(yè)大學(xué)與航空復(fù)材聯(lián)合研發(fā)的5405樹脂（該樹脂體系可以在130℃下長期使用），以及北京航空制造工程研究所研發(fā)的QY8911系列樹脂；航空復(fù)材研制的5428，5429和QY9511是我國第二代BMI樹脂的代表；航空復(fù)材研發(fā)的AC631則是國內(nèi)第三代BMI樹脂體系的典型，具有較高的韌性，已經(jīng)在巡航導(dǎo)彈縱橫加筋艙段中進(jìn)行了應(yīng)用研究［32］。其中，HT3/5405復(fù)合材料的Tg為220℃，已應(yīng)用于帶整體油箱的復(fù)合材料機(jī)翼和垂尾［22，25］；在QY8911系列BMI樹脂中，QY8911-I型長期服役溫度為150℃，已用于殲擊機(jī)結(jié)構(gòu)件；QY8911-II具有更好的耐高溫性，長期服役溫度可達(dá)230℃，HT3/QY8911-II復(fù)合材料垂尾已通過了280℃高溫下瞬時承載能力試驗；QY8911-III的Tg為250℃，其在濕熱環(huán)境中具有良好適應(yīng)性；HT3/QY8911-IV復(fù)合材料的Tg為230℃，已用于翼身組合體復(fù)合材料模擬件的制造［25］。HT7/5428與HT7/5429復(fù)合材料的Tg分別為270℃和240℃，也已用于翼身組合體復(fù)合材料模擬件的制造；QY9511樹脂可以服役于177℃左右，具有良好的韌性以及耐高溫性能，HT3/QY9511與HT8/QY9511復(fù)合材料已經(jīng)在飛機(jī)的機(jī)翼大梁、機(jī)身蒙皮等結(jié)構(gòu)中得到應(yīng)用［21-22］。

BMI樹脂通?？梢栽?80～310℃高溫下長期服役，短時服役溫度可達(dá)350℃以上，因此，其相比于環(huán)氧樹脂更適用于耐高溫結(jié)構(gòu)件，可以應(yīng)用于馬赫數(shù)在2～3的導(dǎo)彈、超聲速飛行器的機(jī)翼、垂尾等主承力結(jié)構(gòu)中，也可以作為結(jié)構(gòu)材料應(yīng)用于導(dǎo)彈殼體、舵翼面等結(jié)構(gòu)中。BMI復(fù)合材料具有與環(huán)氧復(fù)合材料相當(dāng)?shù)牧W(xué)性能，其耐高溫性能介于環(huán)氧與聚酰亞胺之間，但其制造成本遠(yuǎn)低于聚酰亞胺復(fù)合材料。因此，在兼顧力學(xué)性能、耐高溫性能和成本的綜合考慮下，BMI復(fù)合材料可作為長期服役溫度不高于310℃、短期服役溫度不高于350℃的機(jī)載武器的理想結(jié)構(gòu)材料。對于未來作戰(zhàn)環(huán)境的復(fù)雜性、不確定性，BMI樹脂還需進(jìn)一步提高耐溫性、韌性及濕熱性能，在能夠滿足超聲速武器服役溫度要求的同時，還要兼顧在不同服役環(huán)境下的適應(yīng)能力，以實現(xiàn)導(dǎo)彈、飛行器等結(jié)構(gòu)進(jìn)行全天候、多方位打擊的能力。

1.3聚酰亞胺復(fù)合材料

聚酰亞胺（Polyimide，PI）復(fù)合材料是目前耐溫等級最高的有機(jī)復(fù)合材料體系，在高溫下具有優(yōu)異的綜合性能，可以在高溫（280～400℃）下長期使用，并可在高溫環(huán)境中做承力構(gòu)件，近年來在航天、航空及空間技術(shù)等領(lǐng)域，尤其是在航空發(fā)動機(jī)、導(dǎo)彈上得到廣泛應(yīng)用。

經(jīng)過幾十年的發(fā)展，國外PI樹脂已經(jīng)形成了涵蓋四個代次耐溫等級的材料體系，已完成三代產(chǎn)品的開發(fā)與應(yīng)用（如圖5所示），目前第四代產(chǎn)品正在開展應(yīng)用研究。第一代PI樹脂中最具有代表性的是PMR-15，其制備工藝為熱壓成型，長期服役溫度在300℃左右，以T300作為增強(qiáng)體的PMR-15復(fù)合材料已經(jīng)應(yīng)用在F404與M88-2發(fā)動機(jī)外涵機(jī)匣（如圖6所示）［33］。隨著對耐高溫性能要求的提高，以PMR-II-50，V-CAP75和AFR-700B為代表的第二代PI復(fù)合材料被相繼研發(fā)出來，其長期服役溫度在315～370℃，其中V-CAP75PI復(fù)合材料已經(jīng)應(yīng)用于F-22整流環(huán)和壓氣機(jī)機(jī)匣［34-38］，AFB-700B則應(yīng)用于F119發(fā)動機(jī)推力矢量噴管等結(jié)構(gòu)中［39］。美國宇航局（NationalAeronauticsandSpaceAdministration，NASA）研發(fā)的DMBZ-15第三代PI樹脂，長期服役溫度在370～426℃，以其為基體、T650-35碳纖維作為增強(qiáng)體所得到的復(fù)合材料，具有良好的耐高溫性能，在導(dǎo)彈雷達(dá)天線罩等許多領(lǐng)域已有廣泛的應(yīng)用［34］。有機(jī)無機(jī)雜化（如引入無機(jī)結(jié)構(gòu)或接枝籠型聚倍半硅氧烷，PolyhedralOligomericSilsesquioxane，POSS）可有效提高PI樹脂的耐溫性能［34］，目前在第四代PI樹脂的研發(fā)中受到研究人員的重視。基于此方法，美國新研發(fā)的P2SI-900HT可以長時間在425℃的高溫中服役［34］。

目前，國內(nèi)也相繼開發(fā)出一系列PI樹脂體系（如表3所示）。主要包括KH-304，BMP316，BMP350，AC721，KH-305和BMP420，以及最高服役溫度可達(dá)500℃的HPI500等［21］。其中，HT3/KH-304長期服役溫度在288℃左右，已用于航空發(fā)動機(jī)外涵道；BMP316長期服役溫度可達(dá)315℃，采用T300/BMP316復(fù)合材料研制的航空發(fā)動機(jī)外涵機(jī)匣已經(jīng)實現(xiàn)批量應(yīng)用，此外還在導(dǎo)彈雷達(dá)天線罩和舵翼面等結(jié)構(gòu)得到應(yīng)用［40］。BMP350可以長期服役于350℃的高溫且瞬時耐高溫可達(dá)到400℃，已經(jīng)在某型發(fā)動機(jī)外涵機(jī)匣及高速飛行器垂尾前緣等構(gòu)件開展了應(yīng)用研究［41-43］。BMP420短時耐高溫可達(dá)到450℃以上，并可長期服役于400℃的高溫環(huán)境，在航空發(fā)動機(jī)后部噴口調(diào)節(jié)片以及超高速飛行器的高溫部件的研制中，BMP420均參與了試制［44］。

隨著聚酰亞胺復(fù)合材料的廣泛應(yīng)用，聚酰亞胺樹脂不斷更新?lián)Q代的過程中形成了多種成型工藝，主要可分為熱壓成型和液體成型兩大類。其中，熱壓工藝是目前聚酰亞胺復(fù)合材料最主要的成型方法，可用于成型大尺寸的復(fù)合材料構(gòu)件，成型工藝穩(wěn)定性相對較高，但同時也存在生產(chǎn)周期長、制造成本高、難以制備復(fù)雜零件等問題，限制了其在更多零件結(jié)構(gòu)上的進(jìn)一步應(yīng)用。然而，為了滿足耐高溫復(fù)雜結(jié)構(gòu)的整體成型，適用于樹脂傳遞模塑（ResinTransferMolding，RTM）成型的聚酰亞胺樹脂受到了人們的關(guān)注。具有代表性的有美國的PETI-5，PETI-298，PETI-330以及RTM370等PI樹脂，中國的HT-350RTM樹脂［21，45-46］。在應(yīng)用方面，IM7/PETI-5體系已應(yīng)用于X-37B飛行器機(jī)翼及阻力板等結(jié)構(gòu)［13］，HT-350RTM樹脂已在空空導(dǎo)彈連接環(huán)（如圖7所示）、舵翼面（如圖8所示）及艙段結(jié)構(gòu)上進(jìn)行了應(yīng)用研究，結(jié)果表明該樹脂體系能滿足短時400℃的高溫要求［47-48］。

對飛行馬赫數(shù)在3左右的機(jī)載武器，其結(jié)構(gòu)表面溫度通常在300℃左右，采用碳纖維增強(qiáng)聚酰亞胺作為結(jié)構(gòu)材料，不僅能滿足耐溫要求，而且能獲得較好的減重效果。在美國的“X-43高超聲速飛行器”研制過程中，PI復(fù)合材料一度成為其彈體主承力結(jié)構(gòu)的首選。此外，石英纖維增強(qiáng)聚酰亞胺具有較好的高溫透波性能，可用作高速機(jī)載武器的天線罩（窗）材料。與環(huán)氧和雙馬來先胺復(fù)合材料相比，PI復(fù)合材料的固化溫度高，其制備所需的輔料均需要耐高溫，從而導(dǎo)致其制造成本居高不下。此外，合成PI樹脂所需的單體價格也遠(yuǎn)高于其他的熱固性樹脂，使得PI復(fù)合材料的材料成本也高于環(huán)氧和雙馬來酰胺復(fù)合材料。但對于追求高性能的機(jī)載武器來說，PI復(fù)合材料出色的高溫力學(xué)性能仍是短期服役溫度在300～500℃飛行器的優(yōu)選結(jié)構(gòu)材料之一。經(jīng)改性后，PI樹脂的長期服役溫度可高達(dá)550℃，有望在高馬赫數(shù)機(jī)載武器的舵翼面、艙體等主承力結(jié)構(gòu)中使用，以達(dá)到飛行器高機(jī)動性和耐高溫性的需要。

1.4酚醛復(fù)合材料

酚醛復(fù)合材料具有良好的耐熱性、阻燃性、較高的殘?zhí)柯?，瞬時耐高溫性能顯著，能夠起到隔熱的作用，并且其生產(chǎn)成本低、加工性能較為優(yōu)異，通常被用作航天器以及高超聲速導(dǎo)彈的防熱材料（如圖9所示）［49］。

美國采用碳纖維/酚醛復(fù)合材料作為防熱襯層，應(yīng)用于“海神”C3，MX和“三叉戟”C4導(dǎo)彈發(fā)動機(jī)外防熱層中［50］，“牽牛星”3AFW-4S“偵察兵”B運載火箭四級出口錐后段為低密度高硅氧/酚醛絕熱層。美國的民兵系列導(dǎo)彈彈頭MK11以玻璃纖維/酚醛復(fù)合材料作為防熱材料，MK11B和MK12選用高硅氧/酚醛體系，MK12A則采用碳纖維/酚醛體系［51］。NASA采用酚醛樹脂為基體，通過浸漬技術(shù)，研發(fā)出的碳纖維/酚醛復(fù)合材料在“星塵號”的隔熱結(jié)構(gòu)中得到應(yīng)用，該材料也可以用作超聲速導(dǎo)彈的防熱材料，為其在大氣層中的高速飛行提供安全保障［52-53］。美國C-CAT公司使用浸漬技術(shù)，制備出碳纖維/酚醛復(fù)合材料，并在其上涂覆高溫可陶瓷化結(jié)構(gòu)，為HTV-2高超聲速導(dǎo)彈的前緣材料的應(yīng)用提供了參考［54］。

國內(nèi)在酚醛防熱材料方面也研發(fā)出了鋇酚醛、氨酚醛、硼改性酚醛三代耐燒蝕材料體系［55］。王曉鵬等［56］采用熱預(yù)聚的方式制備了一種改性鋇酚醛樹脂，該材料具有多孔結(jié)構(gòu)，導(dǎo)熱系數(shù)低，適于用做臨近空間飛行器的熱防護(hù)材料。李建偉等［57］通過RTM工藝制備了石英/鋇酚醛復(fù)合材料，經(jīng)過氧-乙炔燒蝕測試，發(fā)現(xiàn)該材料的質(zhì)量燒蝕率為0.0707g·s-1，耐燒蝕性能良好，可應(yīng)用于馬赫數(shù)低、飛行時間短的導(dǎo)彈燒蝕材料。劉毅佳等［58］對所制備的玄武巖纖維/氨酚醛樹脂體系進(jìn)行熱學(xué)、燒蝕測試，結(jié)果表明該材料可滿足固體火箭發(fā)動機(jī)噴管防熱的要求。張新航等［59］采用模壓工藝制備的碳纖維/硼酚醛復(fù)合材料滿足了固體火箭發(fā)動機(jī)的隔熱需求。董闖等［60］同樣采用模壓工藝制備了不同含量的石榴石微粉增強(qiáng)硼酚醛復(fù)合材料，并研究了其燒蝕性能和高溫性能。當(dāng)石榴石微粉含量為50wt%時，質(zhì)量燒蝕率相比純硼酚醛下降了43.6%，且高硅氧纖維-石榴石微粉/硼酚醛體系具有良好的力學(xué)性能，可以作為未來飛行器的耐燒蝕材料。

固體火箭發(fā)動機(jī)噴管和擴(kuò)散段、導(dǎo)彈彈頭、航天器返回艙等結(jié)構(gòu)在服役時面臨的極端高溫環(huán)境會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)無法安全服役，將酚醛復(fù)合材料作為防熱、耐燒蝕材料應(yīng)用于這些領(lǐng)域，能夠起到對結(jié)構(gòu)的保護(hù)作用。酚醛復(fù)合材料輕質(zhì)、耐高溫和耐燒蝕性能良好，是長航程高超聲速機(jī)載武器熱防護(hù)材料的理想選擇。根據(jù)結(jié)構(gòu)/功能一體化的發(fā)展趨勢，以及對不同服役溫度、服役環(huán)境和打擊目標(biāo)的需要，將酚醛與環(huán)氧、BMI以及PI復(fù)合材料結(jié)合，應(yīng)用于導(dǎo)彈、高超聲速飛行器的防熱/承載一體化結(jié)構(gòu)，可以同時滿足高超聲速飛行器再入大氣層時耐燒蝕的需要以及減重、低成本、高載彈量的需求。

2熱塑性復(fù)合材料

熱塑性復(fù)合材料是以結(jié)構(gòu)熱塑性樹脂為基體，由纖維增強(qiáng)復(fù)合而成的一類材料［61］。不同于熱固性復(fù)合材料，其加工后仍處于可塑狀態(tài)，可反復(fù)熔融、成型，因此熱塑性復(fù)合材料的某些性能優(yōu)于前者，如韌性好、制備周期短、無儲藏周期限制、易于回收再利用等［62］。應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域的熱塑性復(fù)合材料可分為短切纖維增強(qiáng)型、長纖維增強(qiáng)型和連續(xù)纖維增強(qiáng)型三種［63］，如圖10所示。表4列出了航空航天領(lǐng)域常用的高性能熱塑性樹脂的性能。

2.1短切纖維增強(qiáng)熱塑性復(fù)合材料

短切纖維增強(qiáng)熱塑性（ShortFiberReinforcedThermoplastic，SFRTP）復(fù)合材料是由長度為3～12mm的纖維與熱塑性樹脂復(fù)合而成，采用注塑和模壓工藝成型，常用于可批量化生產(chǎn)的輕質(zhì)復(fù)雜結(jié)構(gòu)［65］。通過調(diào)節(jié)纖維的類型、長度和體分，可以得到各種不同功能以及力學(xué)性能的短切纖維增強(qiáng)熱塑性復(fù)合材料［66］。由于具有輕質(zhì)、強(qiáng)度高等性能，SFRTP廣泛地應(yīng)用于飛行器內(nèi)部非承力結(jié)構(gòu)中［67］。表5列出了典型SFRTP復(fù)合材料的性能參數(shù)。

Kumar等［69］制備了SCF（Short-CutCarbonFiber）增強(qiáng)PPS和PES等復(fù)合材料，并通過模擬雷電環(huán)境測試了其抗雷擊性能，為飛行器防雷擊結(jié)構(gòu)的發(fā)展提供了新的思路。在國內(nèi)，航天材料及工藝研究所（航天材料所）研究了不同SCF和短切玻璃纖維（Short-CutGlassFiber，SGF）含量的復(fù)合材料的力學(xué)性能，并開展了一系列地面考核試驗，結(jié)果表明該系列材料可用于新一代運載火箭貯箱支架。航天材料所還將SGF增強(qiáng)聚四氟乙烯復(fù)合材料用于天線罩外層結(jié)構(gòu)，擴(kuò)大了SFRTP復(fù)合材料在航空航天領(lǐng)域的應(yīng)用，SGF增強(qiáng)尼龍610用于制備運載火箭液氫液氧箱體外支架，起承力和隔熱的作用［67］。

SFRTP復(fù)合材料的制備工藝主要包括注塑成型、模壓成型。采用注塑成型工藝制備出的SGF增強(qiáng)PEEK復(fù)合材料，已經(jīng)在航天器儲料箱中得到了應(yīng)用［70］。在注塑成型中，熔融流體由于受到摩擦力的影響，會在中心層與模具壁之間產(chǎn)生速度梯度，形成剪切應(yīng)力，使纖維發(fā)生定向作用，導(dǎo)致產(chǎn)品產(chǎn)生各向收縮不均和各向異性，降低了產(chǎn)品尺寸精確度和各向強(qiáng)度均勻性［68］。模壓成型只適用于簡單結(jié)構(gòu)制品的加工，不適于成型復(fù)雜結(jié)構(gòu)件；同時，生產(chǎn)過程中存在彈性回漲現(xiàn)象，引起制品外部產(chǎn)生裂縫或內(nèi)部出現(xiàn)分層，降低了制品的密度［71］。所以傳統(tǒng)成型工藝限制了SFRTP復(fù)合材料在航空航天領(lǐng)域的進(jìn)一步發(fā)展。近年來，隨著3D打印技術(shù)的快速發(fā)展，基于熔融沉積3D打印技術(shù)的SFRTP復(fù)合材料制備工藝也受到人們的廣泛關(guān)注［72］。通過3D打印技術(shù)，可以在沒有模具的情況下獲得復(fù)雜三維立體結(jié)構(gòu)制品，且成型更快、成本更低，擴(kuò)大了SFRTP復(fù)合材料制品的應(yīng)用范圍。美國格倫研究中心使用熔融沉積制造工藝得到短切AS4/Ulteml1000體系，并制備出壓氣機(jī)入口導(dǎo)流葉片（如圖11所示）［73］。

SFRTP復(fù)合材料的強(qiáng)度跟鋁合金相當(dāng)，但密度僅為鋁合金的一半。相較于鋁合金材料，SFRTP復(fù)合材料具有更為優(yōu)異的阻尼性能，其注塑工藝可以一體化制備復(fù)雜的框架結(jié)構(gòu)。對于機(jī)載武器內(nèi)部組件、設(shè)備等的安裝骨架，采用SFRTP復(fù)合材料制備可獲得良好的減重和減振效果。再者，通過調(diào)整組分材料的類型、微觀結(jié)構(gòu)和配比，可進(jìn)一步得到具備特定功能的SFRTP復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。隨著SFRTP復(fù)合材料3D打印技術(shù)的不斷成熟，以及高性能熱塑性樹脂的不斷研發(fā)，生產(chǎn)成本更低、效率更高、性能更好的SFRTP復(fù)合材料可以制造出更為精密、復(fù)雜的機(jī)載武器結(jié)構(gòu)件，甚至可逐漸將SFRTP復(fù)合材料的應(yīng)用延伸至機(jī)載武器次承力結(jié)構(gòu)件中，加之短切纖維長度的增加及熱塑性樹脂具有韌性好、可回收利用等優(yōu)點，SFRTP復(fù)合材料在機(jī)載武器上的應(yīng)用必將越來越廣泛。

2.2長纖維增強(qiáng)熱塑性復(fù)合材料

長纖維增強(qiáng)熱塑性（LongFiberReinforcedThermoplastics，LFRTP）復(fù)合材料是指采用熱塑性樹脂與長纖維（長10～50mm）在特定的設(shè)備與工藝條件下充分浸漬制得的材料。與短切纖維增強(qiáng)熱塑性復(fù)合材料相比，長纖維在樹脂基體中的分布相對均勻且長度統(tǒng)一［65］。這種排布方式使長纖維增強(qiáng)材料的性能明顯優(yōu)于短切纖維增強(qiáng)，主要表現(xiàn)在比強(qiáng)度、比剛度、抗沖擊、耐蠕變、耐疲勞性及尺寸穩(wěn)定性等方面［74］。

長纖維增強(qiáng)熱塑性復(fù)合材料一般以聚酰胺，聚丙烯，PPS，PES，PEEK等熱塑性樹脂為基體，以玻璃纖維、碳纖維等為增強(qiáng)體。早期的基體以尼龍、聚丙烯為主，雖然此類熱塑性復(fù)合材料韌性好、成型簡單、制備周期短，但其高溫易變形、剛度差，只能滿足部分航空航天用材料的要求。后期為滿足服役要求，一些高性能樹脂成為主要應(yīng)用對象，如英國ICI和美國DuPont公司研發(fā)的長期使用溫度可達(dá)240～260℃的PEEK樹脂，以及德國和美國開發(fā)的PEK和PPS等高性能樹脂［64］。但高性能樹脂粘度大，體分含量較高（30%～50%）的長纖維難以有效浸漬，因此現(xiàn)階段關(guān)于長纖維增強(qiáng)熱塑性復(fù)合材料的應(yīng)用較少［75］。為打破生產(chǎn)應(yīng)用限制，國內(nèi)外學(xué)者開始著手研究改進(jìn)浸漬工藝的措施，并獲得了一定程度的進(jìn)展。Miller等［76］采用粉末浸漬工藝制備出機(jī)械性能良好的玻璃纖維增強(qiáng)PPS（Gf/PPS）LFRTP復(fù)合材料；英國WigginsTeape公司和法國Arjomari公司研制了一種濕法生產(chǎn)玻璃纖維氈增強(qiáng)熱塑性復(fù)合材料的新工藝［65］。楊衛(wèi)疆［77］根據(jù)熔融浸漬過程中工藝與性能的關(guān)系，提出一種有效提高浸漬效果的手段。姜潤喜等［78］利用自行研制的浸潤裝置研究了長玻璃纖維增強(qiáng)的浸潤技術(shù)與產(chǎn)品的力學(xué)性能。

浸漬工藝的相對改善，使得長纖維增強(qiáng)熱塑性復(fù)合材料的應(yīng)用研究取得突破性進(jìn)展（如圖12所示）。ICI公司利用玻璃纖維增強(qiáng)尼龍LFRTP復(fù)合材料制作飛機(jī)閥門，代替原來使用的酚醛石棉復(fù)合材料，滿足了飛機(jī)閥門在較寬溫度范圍與燃料長期接觸的基礎(chǔ)上保持其性能和形狀的要求［79］。美國阿拉巴馬大學(xué)伯明翰分校的團(tuán)隊研究表明，碳纖維LFRTP復(fù)合材料可用于生產(chǎn)形狀復(fù)雜的薄壁結(jié)構(gòu)。將碳纖維LFRTP復(fù)合材料應(yīng)用于航空航天電子設(shè)備的基板，可減輕重量，降低振動/噪音和制造成本［63］。

LFRTP復(fù)合材料的力學(xué)性能介于SFRTP復(fù)合材料和連續(xù)纖維增強(qiáng)熱塑性復(fù)合材料之間，其制備方法主要采用模壓工藝。與其他兩種熱塑性復(fù)合材料相比，其模具相對簡單，設(shè)備要求不高，比較適合結(jié)構(gòu)簡單、有一定力學(xué)性能要求的小批量零件。LFRTP復(fù)合材料抗沖擊性能好，比強(qiáng)度、比剛度高，耐腐蝕和阻尼性能出色，未來可以應(yīng)用于機(jī)載武器內(nèi)部的次承力構(gòu)件（如飛控、電源、引信等組件的安裝支架），且其耐蠕變，尺寸穩(wěn)定性高，還可作為機(jī)載武器高精度部件的備選材料。但目前制備成型過程中保證長纖維的良好分散和浸漬仍存在一些問題，為了更大程度地發(fā)揮材料性能，未來應(yīng)致力于進(jìn)一步優(yōu)化改進(jìn)其成型工藝。

2.3連續(xù)纖維增強(qiáng)熱塑性復(fù)合材料

隨著飛行器結(jié)構(gòu)輕量化、高效連接裝配、環(huán)保等設(shè)計要求的日益突出，具備耐沖擊、高韌性、可二次利用的連續(xù)纖維增強(qiáng)熱塑性復(fù)合材料成為當(dāng)前熱塑性樹脂基復(fù)合材料領(lǐng)域的主要研究方向。圖13所示為連續(xù)纖維增強(qiáng)熱塑性復(fù)合材料的在航空航天領(lǐng)域的應(yīng)用發(fā)展歷程。

目前用作航空航天承力部件的連續(xù)纖維增強(qiáng)熱塑性復(fù)合材料的基體主要有PPS，PEI，PEKK三種。其中，PPS易于結(jié)晶，具有良好的熱穩(wěn)定性、化學(xué)穩(wěn)定性以及尺寸穩(wěn)定性等性能，連續(xù)纖維增強(qiáng)PPS基復(fù)合材料在支架、尾翼、進(jìn)氣管、內(nèi)飾等民用航空領(lǐng)域得到大量應(yīng)用。荷蘭Fokker公司采用玻璃纖維增強(qiáng)PPS（Gf/PPS）復(fù)合材料代替原來的鋁合金為空客A340和A380客機(jī)制造機(jī)翼前緣，實現(xiàn)了大幅減重的目標(biāo)（如圖14所示）［81］。灣流商務(wù)客機(jī)G650的方向舵和升降舵均為感應(yīng)焊接制備的碳纖維增強(qiáng)PPS（C_f/PPS）熱塑性復(fù)合材料多肋扭力盒結(jié)構(gòu)，這省去了鉆孔和鉚接或膠結(jié)工序，既減輕了重量又降低了成本（如圖15所示）［82］。在戰(zhàn)略導(dǎo)彈上PPS基復(fù)合材料也有一定的應(yīng)用，美國海軍“魚叉”（Hapoon）導(dǎo)彈上的穩(wěn)定翼采用的是纖維體分為40%的碳纖維增強(qiáng)PPS基復(fù)合材料［83］。AIWS巡航導(dǎo)彈將G_f/PPS復(fù)合材料用于艙段殼體的蒙皮、頭錐等構(gòu)件，既滿足了彈體應(yīng)用的剛度要求，又解決了原材料貯存周期短的問題。

半結(jié)晶性的PEI易加工、成本低，具有優(yōu)異的阻燃特性，連續(xù)纖維增強(qiáng)PEI復(fù)合材料多用于結(jié)構(gòu)簡單的次承力構(gòu)件，如貨艙地板夾層結(jié)構(gòu)面板、方向舵和升降舵后緣、機(jī)翼整流罩等。灣流V公務(wù)機(jī)、福克100型客機(jī)的貨艙地板采用了Cf/PEI和Gf/PEI復(fù)合材料［84-85］。Fokker公司采用Cf/PEI預(yù)浸料制造了Gulfstream550和G650飛機(jī)的夾層結(jié)構(gòu)壓力艙壁板（如圖16所示）［85］。德國的Xperion公司采用連續(xù)模壓成型工藝，研制了空客A330/A340客機(jī)機(jī)身內(nèi)側(cè)壁板橫桿扣件，該結(jié)構(gòu)件采用Cf/PEI復(fù)合材料，較傳統(tǒng)鋁合金制件減重約50%，成本降低約21%（如圖17所示）［86］。為降低噪聲，荷蘭Ten-Cate公司開發(fā)的Cf/PEI復(fù)合材料層板，作為發(fā)動機(jī)短艙進(jìn)氣道降噪聲襯蜂窩結(jié)構(gòu)面板，已在空客A380飛機(jī)發(fā)動機(jī)上實現(xiàn)商業(yè)化應(yīng)用（如圖18所示）［86］。

PEEK成型溫度較高、工藝復(fù)雜，但其性能最為優(yōu)異，連續(xù)纖維增強(qiáng)PEEK復(fù)合材料具有較高的耐溫性、耐腐蝕性能，在航空航天領(lǐng)域有著廣泛的應(yīng)用，如表6所示。用Gf/PEEK復(fù)合材料代替鋁合金制造波音757飛機(jī)的整流器，極好地滿足了該結(jié)構(gòu)對化學(xué)溶劑性和耐熱性的要求［87］。英國WeatlandPLC公司將Cf/PEEK用于直升機(jī)的水平尾翼，滿足了其飛行條件［88］。

國內(nèi)針對連續(xù)纖維增強(qiáng)熱塑性復(fù)合材料也開展了較為系統(tǒng)的研究，但在飛機(jī)承力結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用研究相對較少，主要集中在材料、工藝、性能表征及中小型部件等方面。吉林大學(xué)最早從“七五”計劃期間開展國產(chǎn)PEEK的研究工作，在“八五”“九五”“十五”期間與北京航空材料研究院共同展開對Cf/PEEK復(fù)合材料的研究，并完成了某型殲擊機(jī)上的裝機(jī)試飛考核［80］。北京航空材料研究院在“九五”期間曾研制了某型機(jī)垂尾平板艙門（如圖19所示），但并未批量化生產(chǎn)［89］。哈爾濱工業(yè)大學(xué)［90］采用模壓成型法制備了PES，PES-C，PEK-C基體試件和單向板試件，并對其力學(xué)性能進(jìn)行了測試分析。東華大學(xué)［91］采用模壓成型法制備了Cf/PPS復(fù)合材料層壓板，并分析了成型溫度、壓力等工藝參數(shù)對材料力學(xué)性能的影響。上海交通大學(xué)［80］針對用于航空的高性能PEEK樹脂進(jìn)行了一系列拉伸、壓縮、剪切力學(xué)實驗研究。為滿足某型直升機(jī)滑橇起落架的應(yīng)用需求，東華大學(xué)陳春海團(tuán)隊開展了適用于熱熔法連續(xù)預(yù)浸工藝的聚芳醚酮樹脂基體及熱塑性復(fù)合材料管梁自動鋪絲成型工藝研究，但目前應(yīng)用驗證仍停留在主要依賴傳統(tǒng)積木式試驗［92］。同時，該團(tuán)隊借助自主研發(fā)的熱熔預(yù)浸料設(shè)備，研制了Cf/PEEK窄帶預(yù)浸料。并采用熱壓成型工藝制備了內(nèi)部質(zhì)量完好的復(fù)合材料層合板［93］。北京航空航天大學(xué)熱塑性預(yù)浸料團(tuán)隊自主研發(fā)了以熱熔法制備連續(xù)纖維增強(qiáng)熱塑性預(yù)浸料的中試生產(chǎn)線，能夠滿足碳纖維、玻璃纖維增強(qiáng)的PEEK和PPS等各種熱塑性預(yù)浸料的生產(chǎn)需求［94］。盡管國內(nèi)在高性能熱塑性樹脂合成及改性技術(shù)方面逐步達(dá)到了國外技術(shù)水平，且開展了以此為基礎(chǔ)的預(yù)浸料制備技術(shù)及其復(fù)合材料成型工藝驗證。但在高性能熱塑性預(yù)浸料、自動化成型工藝及裝備、先進(jìn)焊接技術(shù)及裝備、設(shè)計與驗證等方面仍與歐美先進(jìn)國家有著較大差距，特別是在高性能熱塑性復(fù)合材料應(yīng)用方面，差距尤為明顯。

在航空航天領(lǐng)域，連續(xù)纖維增強(qiáng)熱塑性復(fù)合材料憑借其優(yōu)異的力學(xué)性能以及加工效率上的優(yōu)勢，逐步在民用客機(jī)次承力構(gòu)件以及內(nèi)飾零件中占據(jù)更大的使用比例。為拓寬其應(yīng)用范圍，未來應(yīng)朝以下方向努力：（1）對復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)設(shè)計和功能特點進(jìn)行歸納總結(jié)，以適應(yīng)各類飛行器不同部件的使用要求；（2）探索研究新型的制備工藝及裝配方式，使熱塑性復(fù)合材料的成型工藝朝著低成本、高效率的方向改進(jìn)；（3）通過各種手段強(qiáng)化或功能化纖維增強(qiáng)熱塑性復(fù)合材料，以滿足在不同服役環(huán)境下的需求。

綜上，熱塑性復(fù)合材料相較于熱固性具有以下優(yōu)勢：韌性高、損傷容限大、有類似于金屬的加工特性、無原材料儲存期、成型加工周期短，并且具有的良好的可循環(huán)性和對環(huán)境友好等特性，具有廣泛的發(fā)展前景。在航空航天及機(jī)載武器領(lǐng)域，熱塑性復(fù)合材料正逐步代替部分熱固性復(fù)合材料，但目前在一些大面積的承力結(jié)構(gòu)上仍以熱固性復(fù)合材料為主。熱塑性復(fù)合材料未來應(yīng)努力攻克在復(fù)雜結(jié)構(gòu)制造以及浸漬工藝上的技術(shù)難點，并將成本更低、性能更為優(yōu)異的樹脂基體及增強(qiáng)纖維用于機(jī)載武器部件上作為主要發(fā)展目標(biāo)。另外，超高聲速導(dǎo)彈和飛行器在稠密大氣層中飛行時，空氣受到強(qiáng)烈壓縮和劇烈摩擦，會產(chǎn)生“氣動加熱”現(xiàn)象，隨著馬赫數(shù)的增加，這一現(xiàn)象會更加嚴(yán)重。為使彈體結(jié)構(gòu)和內(nèi)部電子設(shè)備安全可靠服役，發(fā)展耐超高溫、承載能力強(qiáng)的新材料體系是必然趨勢。

3陶瓷基復(fù)合材料

隨著武器裝備的更新?lián)Q代，機(jī)載武器的飛行速度越來越高，其面臨的氣動熱也日益嚴(yán)酷。大多數(shù)樹脂基復(fù)合材料在高溫（大于300℃）條件下會喪失穩(wěn)定性，導(dǎo)致力學(xué)性能、透波性急劇下降而無法正常服役。相較于樹脂基復(fù)合材料，以陶瓷材料為基體，通過纖維、晶須或顆粒增強(qiáng)復(fù)合而成的陶瓷基復(fù)合材料（CeramicMatrixComposites，CMC）具有耐高溫、耐腐蝕、抗氧化、熱力學(xué)穩(wěn)定、透波性能好等綜合優(yōu)勢，其中連續(xù)纖維增強(qiáng)陶瓷基復(fù)合材料的性能最為突出，在航空航天熱端結(jié)構(gòu)上有著廣闊的應(yīng)用前景［12］。根據(jù)應(yīng)用領(lǐng)域的差異，CMC主要分為結(jié)構(gòu)陶瓷基復(fù)合材料和功能陶瓷基復(fù)合材料兩類［95］，前者主要應(yīng)用于天線罩、天線窗等部位（如圖20所示）［96］，后者主要應(yīng)用于鼻錐、舵翼面前緣、發(fā)動機(jī)噴管等部位（如圖21所示）［97-98］。

3.1高溫透波陶瓷基復(fù)合材料

透波材料發(fā)展至今經(jīng)歷了多種體系改進(jìn)，其材料應(yīng)用歷程如圖22所示，其中纖維增強(qiáng)樹脂基透波復(fù)合材料主要用于Ma<3的飛行器透波部件。單相陶瓷（如熔融石英、氮化硅、氧化鋁等）雖可滿足中遠(yuǎn)距空空導(dǎo)彈、地空導(dǎo)彈的高溫透波要求，但其固有的脆性易斷裂，抗熱震和抗雨蝕性能差，極大限制了其應(yīng)用范圍。連續(xù)纖維增強(qiáng)陶瓷基透波復(fù)合材料具有優(yōu)異的高溫力學(xué)性能和耐燒蝕性能，通過調(diào)節(jié)陶瓷基體和增強(qiáng)體的類型及體分，可以對高溫透波陶瓷基復(fù)合材料的各項性能進(jìn)行設(shè)計，在高超聲速飛行器中有著廣泛的應(yīng)用前景。透波陶瓷基復(fù)合材料主要有氧化物基、磷酸鹽基和氮化物基三類，其介電性能及耐溫性能如圖23所示，不同陶瓷基體的性能特點對比如表7所示。

3.1.1氧化物纖維增強(qiáng)氧化物基透波材料

氧化物纖維增強(qiáng)氧化物基透波材料是在熔融石英及氧化鋁陶瓷的基礎(chǔ)上發(fā)展起來的一類高性能復(fù)合透波材料，主要包含石英纖維增強(qiáng)石英陶瓷基復(fù)合材料（SiO_2f/SiO₂-CMC）和氧化鋁（莫來石）纖維增強(qiáng)氧化鋁（莫來石）陶瓷基復(fù)合材料（Al₂O_3f/Al₂O₃-CMC）兩種體系。相較于其他類別的陶瓷透波材料，氧化物增強(qiáng)氧化物透波材料的耐溫性相對較低，其中石英可耐1000℃左右的高溫，是最早被研究用來作為透波陶瓷基復(fù)合材基體或增強(qiáng)相的材料。SiO_2f/SiO₂-CMC應(yīng)用在導(dǎo)彈透波頭罩上，表現(xiàn)出優(yōu)異的抗熱震性和介電性，被視為高馬赫數(shù)導(dǎo)彈天線罩的首要備選材料［100-101］。

20世紀(jì)70年代末至80年代初，美國福特公司（Ford）和通用電器公司（GeneralElectric）首先開展了SiO_2f/SiO₂-CMC的研究工作，發(fā)展了其材料制備工藝，比較全面地評價了材料綜合性能［102］。SiO_2f/SiO₂-CMC的制備方法主要有前驅(qū)體浸漬法（PolymerImpregnationPyrolysis，PIP）、燒結(jié)法（Sintering）、溶膠-凝膠法（Sol-Gel）等。美國航空材料實驗室制備出一種新型的天線罩用石英纖維增強(qiáng)氧化硅基復(fù)合材料，與粉料注漿法相比，其耐熱性能雖無明顯提高，但具有更好的力學(xué)性能和抗沖擊性能。此類材料制備的關(guān)鍵在于采用了經(jīng)嚴(yán)格處理后的氧化硅溶膠充分浸漬三維石英纖維編織體，并使氟化物處理中間產(chǎn)物后，進(jìn)行燒結(jié)成型［103］。為達(dá)到高超聲速導(dǎo)彈雷達(dá)天線罩的設(shè)計需求，福特公司利用Sol-Gel法，以連續(xù)石英纖維做增強(qiáng)體，制得了3D-SiO_2f/SiO₂-CMC，并成功地將其應(yīng)用于美國“三叉戟”潛地導(dǎo)彈，該材料在室溫環(huán)境下表現(xiàn)出極為優(yōu)異的介電性能（ε≈2.88，tanδ≈6.12×10^-3）［104］。

國內(nèi)針對SiO_2f/SiO₂-CMC的研究開展時間稍晚于國外，先后研制了正交三向石英、高硅氧穿刺等耐熱透波復(fù)合材料，并在中程地地導(dǎo)彈天線窗上獲得應(yīng)用［98］。為滿足中、遠(yuǎn)程地地戰(zhàn)術(shù)和戰(zhàn)略導(dǎo)彈天線罩需求，航天材料所研制了三維石英纖維織物增強(qiáng)二氧化硅基復(fù)合材料，其密度為1.58～1.61g/cm³，彎曲強(qiáng)度為66.2～122MPa，已經(jīng)獲得型號應(yīng)用［105］。盡管SiO_2f/SiO₂-CMC具有優(yōu)異的高溫透波性能，但在實際應(yīng)用中表現(xiàn)出極強(qiáng)的吸潮性，吸潮后其介電性能大幅度下降，進(jìn)而影響其透波性能。研究發(fā)現(xiàn)，較高的孔隙率是導(dǎo)致SiO_2f/SiO₂-CMC吸潮的主要原因，通過在天線罩表面涂覆防潮涂層進(jìn)行封孔處理可有效提高SiO_2f/SiO₂-CMC的抗?jié)裥阅埽?8］。

從發(fā)展來看，SiO_2f/SiO₂-CMC的成型工藝及應(yīng)用手段都較為成熟，現(xiàn)在仍是制備高溫透波天線罩的優(yōu)選備用材料。但其耐高溫性能不足且吸濕問題仍然存在。隨著透波材料技術(shù)的發(fā)展，Al₂O_3f/Al₂O₃-CMC逐步進(jìn)入透波研究領(lǐng)域，相對于石英基體，其克服了吸濕難題，并進(jìn)一步提高了耐溫性能（可耐1200℃左右高溫），拓寬了應(yīng)用范圍。

美國早期的“麻雀”Ⅲ和“響尾蛇”導(dǎo)彈天線罩應(yīng)用了氧化鋁陶瓷，其可耐1400℃高溫，強(qiáng)度高，但抗熱沖擊性差［106］。隨著飛行器飛行速度的提升，現(xiàn)已轉(zhuǎn)入到氧化鋁基復(fù)合材料的研究，美國3M公司的Nextel系列和英國化學(xué)公司的Saffil系列是氧化鋁纖維應(yīng)用的主要代表。其中Nextel610氧化鋁纖維的強(qiáng)度高達(dá)3.1GPa，拉伸模量為380GPa，已經(jīng)廣泛應(yīng)用于Al₂O_3f/Al₂O₃-CMC中［107］。Kakisawa等［108］將氧化鋁纖維浸入ZrO2膠體溶液中制備出（Al₂O_3f/ZrO₂）mc混合編織纖維，通過多次漿料滲透和燒結(jié)制備出（Al₂O_3f/ZrO₂）mc/Al₂O₃復(fù)合材料。研究發(fā)現(xiàn)Al₂O_3f與ZrO₂之間具有良好的界面結(jié)合性能，復(fù)合材料表現(xiàn)出優(yōu)異的力學(xué)性能和介電性能。目前，國外已成功研制出氧化鋁纖維增強(qiáng)陶瓷基復(fù)合材料天線罩樣件，但尚未在型號上獲得應(yīng)用［109］。Al₂O_3f/Al₂O₃-CMC的應(yīng)用主要集中于發(fā)動機(jī)高溫部件。

國內(nèi)針對Al₂O_3f/Al₂O₃-CMC的研究主要是基于國外的氧化鋁纖維開展，當(dāng)前仍處于材料研制階段。航天材料所采用NextelTM720制備了拉伸強(qiáng)度達(dá)130MPa、拉伸模量約為30GPa的Al₂O_3f/Al₂O₃-CMC［110］。梁艷媛等［111］以有機(jī)聚合物作為前驅(qū)體，冷凍干燥后制備出多孔陶瓷涂層和多孔氧化鋁基體骨架，采用前驅(qū)體裂解浸漬工藝重復(fù)浸漬以增加坯體致密度，最后對坯體進(jìn)行燒結(jié)成型，制備出高性能的Al₂O_3f/Al₂O₃-CMC。

Al₂O_3f/Al₂O₃-CMC雖然在力學(xué)性能和耐溫性能上與SiO_2f/SiO₂-CMC相比優(yōu)勢明顯。但氧化鋁陶瓷的介電常數(shù)及介電損耗會隨著溫度的升高而逐漸增大，介電性能不穩(wěn)定，當(dāng)溫度超過1000℃，其性能波動較大，這對飛行器透波構(gòu)件的設(shè)計帶來很大的困難。另外，氧化鋁陶瓷的熱膨脹系數(shù)大，抗熱震性差，是否可重復(fù)使用仍待驗證。但對于瞬時服役溫度在1200℃以內(nèi)的非重復(fù)使用高速機(jī)載武器來說，氧化物纖維增強(qiáng)氧化物基透波材料是雷達(dá)天線罩（窗）的理想材料。

3.1.2連續(xù)纖維增強(qiáng)磷酸鹽陶瓷基透波材料

與氧化物/氧化物復(fù)合材料相比，磷酸鹽基透波復(fù)合材料成本低、熱穩(wěn)定性相當(dāng)，在航天透波材料領(lǐng)域占有重要地位。磷酸鹽類透波材料的基體主要有磷酸鋁、磷酸鉻及磷酸鋁鉻三種，增強(qiáng)相大多采用透波性能好的纖維織物［112］。這類復(fù)合材料不僅易于制備，并且優(yōu)異的力學(xué)、介電性能也可兼得。

早在20世紀(jì)50年代，蘇聯(lián)就研制出一種織物增強(qiáng)磷酸鋁鉻基復(fù)合材料，這種材料成型工藝簡單，介電常數(shù)為3.2～3.7，在1200℃仍可正常工作，但報道較少，無法獲悉具體織物類型［104］。此后此類材料被廣泛研究，Marra等［113］在177～371℃制備出一種在1100℃仍保持100MPa的碳化硅纖維增韌磷酸鋁鉻透波復(fù)合材料。美國通用電器公司研制出一種具有良好透波性以及綜合力學(xué)性能的石英纖維增強(qiáng)磷酸鋁基復(fù)合材料［114］。國內(nèi)針對此類材料也進(jìn)行了相關(guān)制備研究并取得一些成果。楊小波等［115］將MgAl₂O₄作為磷酸鋁基體的填料和固化劑，制備出石英纖維增強(qiáng)磷酸鋁復(fù)合材料，其在室溫下彎曲強(qiáng)度為165MPa，隨溫度升高到800℃，其強(qiáng)度保留率為45.5%，且介電常數(shù)保持在3.5～3.6，損耗角正切值小于0.01。焦春榮等［116］研究制備了一種兼具耐溫性和良好透波性能的氧化鋁纖維增強(qiáng)磷酸鋁鉻基復(fù)合材料。結(jié)果表明，在700℃時，強(qiáng)度保留率為95%，介電損耗低于0.015。肖永棟等［117］以石英纖維織物為增強(qiáng)材料、磷酸鋁陶瓷為基體，制備了一種磷酸鹽基復(fù)合材料，在服役溫度低于1200℃的天線窗材料和小型透波防熱部件上具有應(yīng)用潛力。

與SiO_2f/SiO₂-CMC相比，石英纖維增強(qiáng)的磷酸鹽陶瓷基復(fù)合材料的熱膨脹系數(shù)較小，高溫力學(xué)性能優(yōu)于前者，但在應(yīng)用中仍面臨嚴(yán)重的吸濕問題，并且自身具有強(qiáng)酸腐蝕性，不宜用在極端環(huán)境中。增加防護(hù)措施會大大增加制備難度以及成本投入，并且在超過1500℃以后，材料的性能開始變得不穩(wěn)定。將其應(yīng)用在機(jī)載武器及高馬赫數(shù)的飛行器天線罩上，其不可避免地會面臨雨蝕及氣動熱等環(huán)境問題，研究新型耐溫防潮陶瓷或者針對磷酸鹽基體進(jìn)行工藝改性以提高抗吸濕性是下一步的主要工作。

3.1.3氮化物纖維增強(qiáng)氮化物基透波材料

相較于氧化物和部分磷酸鹽陶瓷材料，氮化物陶瓷的耐溫性能更優(yōu)，可耐1500℃左右的高溫，具有更好的高溫透波和抗燒蝕性能，被認(rèn)為是制備高溫透波天線罩的極佳材料，主要包括Si₃N₄，BN，SiBN三種材料體系。

氮化硅陶瓷可耐1400℃的高溫，具有極好的耐燒蝕、抗沖擊性，但介電常數(shù)偏高，影響透波性能，將連續(xù)纖維引入后可以起到調(diào)控介電性能的作用。纖維增強(qiáng)氮化硅復(fù)合材料的常用制備方法有PIP、化學(xué)氣相滲透法（ChemicalVaporInfiltration，CVI）和燒結(jié)法（Sintering）。纖維增強(qiáng)Si3N4基復(fù)合材料的性能如表8所示。

由表8可知，燒結(jié)法制備的氮化硅基復(fù)合材料的介電常數(shù)及介電損耗偏高，目前新型工藝CVI和PIP成為主要制備手段。氮化硼陶瓷具有比氮化硅陶瓷更好的熱穩(wěn)定性和更低的介電常數(shù)、介電損耗，是為數(shù)不多的分解溫度能達(dá)到3000℃的化合物之一，并且經(jīng)纖維增強(qiáng)后其抗雨蝕、抗沖擊性能有所改善，具有極大的應(yīng)用潛力［120］。其主要的制備方法有PIP工藝和燒結(jié)法（Sintering）等。纖維增強(qiáng)BN基復(fù)合材料的性能如表9所示。

SiBN兼具Si₃N₄和BN的優(yōu)點，密度小，介電性能優(yōu)異，是超高速、中遠(yuǎn)程精確制導(dǎo)導(dǎo)彈天線罩的理想的透波材料［123］。纖維增強(qiáng)SiBN復(fù)合材料主要采用PIP工藝制備，基本性能如表10所示。此外，還有采用兩種或兩種以上陶瓷材料（如BN-SiO₂等）作為基體的透波復(fù)合材料。Place［124］利用二氧化硅溶膠浸漬BNf/BN-CMC，燒結(jié)得到密度為1.6g/cm³的BNf/BN-SiO₂復(fù)合材料，其可用于再入溫度達(dá)2200℃的高溫環(huán)境。但由于其工藝問題難以制成較大形狀的坯件，因此在天線罩上尚未得到真正應(yīng)用，目前主要用作天線窗介電防熱材料［120］。

目前，氮化物高溫透波材料仍處于研究階段，許多關(guān)鍵問題尚未完全解決。例如，氮化硅材料介電常數(shù)偏大，作為高性能透波材料應(yīng)用仍需改進(jìn)；氮化硼材料易吸潮、氧化，大大影響透波性，纖維增強(qiáng)后綜合性能有所提高，但作為理想的透波材料仍有差距；集兩者優(yōu)點的硅氮硼材料綜合性能優(yōu)異，但成型工藝復(fù)雜等。然而，相較于其他類的透波材料，氮化基復(fù)合材料體系的綜合性能最為優(yōu)異，因此各國航天領(lǐng)域?qū)＜胰找骊P(guān)注此類材料的發(fā)展，未來氮化物透波材料的研究將主要集中在發(fā)展性能穩(wěn)定可靠的氮化物基透波復(fù)合材料和發(fā)明低成本的制備成型工藝兩方面。

綜上所述，三種透波陶瓷基復(fù)合材料均可不同程度地滿足透波應(yīng)用的基本要求，并能在相應(yīng)的服役環(huán)境中穩(wěn)定發(fā)揮性能。目前陶瓷基透波復(fù)合材料已經(jīng)用于航空航天領(lǐng)域，如遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈、地地導(dǎo)彈、高超聲速飛行器等的天線罩上，未來隨著機(jī)載武器服役環(huán)境的不斷惡化，將其單獨應(yīng)用于天線罩或天線窗上不可避免地會暴露出不足，探索復(fù)合機(jī)理和工藝，并針對制備工藝進(jìn)行改進(jìn)以提高高溫透波性能是目前及未來很長一段時間的研究重點。在實際應(yīng)用中，由于不同的飛行器（運載火箭、導(dǎo)彈等）的服役環(huán)境不同，使用的微波頻率不同，因而材料需具備不同的性能條件，因此，研究并積累介電性能、耐溫性能及耐燒蝕性能數(shù)據(jù)，從而有效地滿足天線罩的設(shè)計要求是尤為重要的。

3.2高溫結(jié)構(gòu)陶瓷基復(fù)合材料

連續(xù)纖維增強(qiáng)陶瓷基復(fù)合材料還具有優(yōu)異的高溫力學(xué)性能、抗氧化和抗燒蝕性能，將其應(yīng)用于高超聲速飛行器的熱端結(jié)構(gòu)部件可獲得良好的減重和熱防護(hù)效果。這類材料主要有連續(xù)纖維增強(qiáng)碳化物復(fù)合材料和氧化物纖維增強(qiáng)氧化物復(fù)合材料兩種。

3.2.1連續(xù)纖維增強(qiáng)碳化物陶瓷基復(fù)合材料

SiC陶瓷基復(fù)合材料具有較強(qiáng)的綜合性能，不僅強(qiáng)度高、硬度高，熔點高，而且具有良好的化學(xué)穩(wěn)定性，很好地滿足了航空航天等領(lǐng)域?qū)峤Y(jié)構(gòu)材料的性能要求［126］，主要有C_f/SiC-CMC和SiC_f/SiC-CMC兩種體系。由于碳纖維價格便宜且易獲得，C_f/SiC-CMC成為SiC基復(fù)合材料研究與應(yīng)用的首選材料。將C_f/SiC-CMC代替金屬熱防護(hù)系統(tǒng)應(yīng)用在高超聲速飛行器上可減重50％，從而提高武器裝備的總體性能［127］。法國已成功將C_f/SiC-CMC用于其陣風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)M88發(fā)動機(jī)的噴嘴瓣［1］。C_f/SiC在不同服役要求下的使用溫度情況如圖24所示。

雖然C_f/SiC-CMC的高溫承受能力較強(qiáng)，但其高溫耐氧化性弱于SiC_f/SiC-CMC，因此在航空發(fā)動機(jī)領(lǐng)域最終廣泛應(yīng)用的是SiC_f/SiC-CMC。20世紀(jì)80年代末，美國通用電器公司采用預(yù)浸料-熔滲（Melt-Infiltration，MI）工藝制備了SiC_f/SiC-CMC，并對其進(jìn)行力學(xué)性能測試、極端環(huán)境測試、高流速燃燒室環(huán)境測試等，最終將其應(yīng)用到了波音747X的發(fā)動機(jī)上［128］。日本IHI公司采用“化學(xué)氣相沉積+固相浸漬+前驅(qū)體浸漬裂解”工藝制備了SiC_f/SiC-CMC，隨后將其制備成SiC_f/SiC-CMC導(dǎo)向葉片，并在長達(dá)400h的極端環(huán)境中通過了IM270燃?xì)廨啓C(jī)的考核驗證［127］。在國內(nèi)，跨大氣層空天飛行器防熱系統(tǒng)的C_f/SiC-CMC頭錐帽和機(jī)翼前緣已經(jīng)裝機(jī)試飛成功。徐永東等［129］采用CVI工藝，分別制備了C_f/SiC-CNC和SiC_f/SiC-CMC，探究了兩種材料的斷裂行為和力學(xué)性能，其制作的噴管部件已成功進(jìn)行地面試車實驗。焦健等［130］通過PIP工藝制備了C_f/SiC-CMC，在1200℃下材料的彎曲強(qiáng)度高達(dá)712MPa，在航空發(fā)動機(jī)熱端部件上具有應(yīng)用潛力。

連續(xù)纖維增強(qiáng)SiC基復(fù)合材料耐高溫、抗氧化、強(qiáng)度高且生產(chǎn)工藝可設(shè)計，能滿足航空航天對高溫部件的性能要求，已經(jīng)廣泛應(yīng)用于高超聲速飛行器前緣和再入式導(dǎo)彈鼻錐等部位。但大部分纖維增強(qiáng)碳化硅基復(fù)合材料構(gòu)件形狀相對復(fù)雜，需要對其結(jié)構(gòu)、熱力耦合服役環(huán)境、失效行為進(jìn)行詳細(xì)研究。為了應(yīng)對日益嚴(yán)峻的極端環(huán)境，針對基體進(jìn)行優(yōu)化改進(jìn)并發(fā)展涂層工藝、修復(fù)及考核驗證系統(tǒng)顯得尤為重要。

3.2.2氧化物纖維增強(qiáng)氧化物陶瓷基復(fù)合材料

氧化物陶瓷作為基體得到的復(fù)合材料在CMC中占比較大，此類材料不僅具有優(yōu)異的透波性能，可作為透波部件材料（如Al₂O₃、SiO₂陶瓷），而且因其高強(qiáng)、高模、耐高溫、耐氧化、耐燒蝕等性能又可作為結(jié)構(gòu)材料使用。但相較于SiC基復(fù)合材料，氧化物基復(fù)合材料在結(jié)構(gòu)件中的應(yīng)用較少，主要應(yīng)用于各類導(dǎo)彈的噴管及機(jī)載武器的其他熱端部件中［131］。

美國洛克希德導(dǎo)彈和空間公司以氧化鋁纖維增強(qiáng)二氧化硅制備了一種具有良好熱穩(wěn)定性的陶瓷基復(fù)合材料，抗彎強(qiáng)度比純石英系列提高1～2倍，使用溫度達(dá)到1427℃。有望作為第三代陶瓷防熱瓦用于未來航天運輸系統(tǒng)中［126］。德國航天中心制備了一系列莫來石纖維/莫來石（Muf/Mullite）氧化物基復(fù)合材料，構(gòu)件形狀多樣（如圖25所示），且制備的燃燒室隔熱瓦已通過模擬試驗［132］。英國羅羅公司、英國航空公司也進(jìn)行了相關(guān)研究，并成功將此類材料應(yīng)用于超聲速飛行器前緣［133］。國內(nèi)針對氧化物基復(fù)合材料的研究主要集中于性能提升層面。Zhu等［134］采用高溫?zé)釅簾Y(jié)的方法，借助物理濕混的方式將短切ZrO₂纖維和Al₂O₃基體均勻復(fù)合，于1550℃、35MPa下制備了兼具高透氣性和力學(xué)強(qiáng)度的短切ZrO₂纖維增強(qiáng)Al₂O₃支架復(fù)合材料。同純相Al₂O₃材料相比，摻雜4wt%短切ZrO₂纖維時復(fù)合體的彎曲強(qiáng)度和抗燒蝕能力分別提升了26.1%和52%，實現(xiàn)了產(chǎn)品的輕量化，有望應(yīng)用于輕型導(dǎo)彈發(fā)射器支架。Xiang等［135］通過Sol-gel法制備了SiO_2f/ZrO₂-SiO₂復(fù)合材料，研究發(fā)現(xiàn)在1200℃的條件下，材料的抗彎強(qiáng)度與彈性模量分別為62.1MPa和28.58GPa，且表現(xiàn)出較長的服役壽命。

氧化物纖維增強(qiáng)氧化物陶瓷基復(fù)合材料在熱端結(jié)構(gòu)件的應(yīng)用相對較少，其綜合力學(xué)性能和增強(qiáng)相纖維的高溫力學(xué)性能密切相關(guān)。但當(dāng)前纖維類別受限，制備成本極高，并且多數(shù)氧化物纖維相高溫抗蠕變性能差，難以于1200℃以上高溫環(huán)境長時間服役。為此，根據(jù)纖維性質(zhì)和材料服役環(huán)境，未來可重點開發(fā)新組分復(fù)合纖維相以提高復(fù)合材料的高溫性能，拓寬其在高溫結(jié)構(gòu)部件上的應(yīng)用范圍。

綜上所述，對于連續(xù)纖維增強(qiáng)陶瓷基復(fù)合材料的研究，目前主要集中于在透波部件以及熱結(jié)構(gòu)部件上的應(yīng)用。上述討論的各類陶瓷基復(fù)合材料，在服役階段，仍會表現(xiàn)出各種性能缺陷，其中透波材料面臨著嚴(yán)重的吸潮、高溫性能不穩(wěn)定等問題，未來應(yīng)針對基體或纖維進(jìn)行改性，并改善制備手段，克服其在應(yīng)用領(lǐng)域的難題。而針對高溫結(jié)構(gòu)陶瓷基材料的耐溫性應(yīng)做進(jìn)一步的提升。隨著機(jī)載武器飛行速度的提升，其表面將面臨更苛刻的氣動熱環(huán)境，此時材料在高溫環(huán)境中的穩(wěn)定性及可靠性尤為重要，如何開發(fā)出新工藝方法或優(yōu)化現(xiàn)有工藝方法以縮短制備周期、降低成本、提高材料綜合性能是陶瓷基復(fù)合材料在高超聲速機(jī)載武器中實現(xiàn)應(yīng)用的主要研究方向。另外，研制新型的陶瓷基復(fù)合材料，如除耐高溫外還可重復(fù)使用的復(fù)合材料，也是未來的研究重點。

4總結(jié)

現(xiàn)代戰(zhàn)爭要求機(jī)載武器向遠(yuǎn)程化、隱身化、高速度、高機(jī)動、高精度方向發(fā)展。采用先進(jìn)復(fù)合材料進(jìn)行結(jié)構(gòu)減重和結(jié)構(gòu)功能一體化設(shè)計是實現(xiàn)裝備性能躍升的重要途徑。相比于傳統(tǒng)材料，先進(jìn)復(fù)合材料具有鮮明的高比剛度、高比強(qiáng)度、可設(shè)計等優(yōu)勢。本文針對機(jī)載武器用復(fù)合材料，從材料體系、成型工藝、應(yīng)用情況等方面進(jìn)行了綜述。一方面，先進(jìn)復(fù)合材料不同的材料體系和成型工藝，其宏觀性能參數(shù)差異較大，尤其是溫度對材料的性能影響巨大。機(jī)載武器復(fù)合材料應(yīng)根據(jù)其服役環(huán)境和功能要求來選擇合適的材料體系。對于主承力結(jié)構(gòu)來說，碳纖維/環(huán)氧、碳纖維/雙馬來酰胺、碳纖維/聚醚醚酮等樹脂基復(fù)合材料適用于低馬赫數(shù)（Ma＜3）的機(jī)載武器，碳纖維/聚酰亞胺復(fù)合材料則對馬赫數(shù)等于3～4的機(jī)載武器較為合適。酚醛復(fù)合材料通?？捎米髡髡?、發(fā)動機(jī)噴管及擴(kuò)散段等次承力構(gòu)件，也可用于長時間高熱流密度下的外防熱系統(tǒng)設(shè)計。對于有透波功能要求的結(jié)構(gòu)，石英纖維增強(qiáng)的熱固性復(fù)合材料適用于低馬赫數(shù)飛行器的天線罩（窗），陶瓷基復(fù)合材料則更適用于高超聲速飛行器的透波部件。結(jié)構(gòu)陶瓷基復(fù)合材料則在Ma＞5的高超聲速機(jī)載武器的熱端部件上具有良好的應(yīng)用前景。另一方面，武器裝備的更新?lián)Q代也對先進(jìn)復(fù)合材料提出了更高的要求。未來機(jī)載武器用先進(jìn)復(fù)合材料的發(fā)展將呈現(xiàn)以下特點：

（1）低成本化。機(jī)載武器作為一種消耗型的裝備，對成本的控制更為苛刻。先進(jìn)復(fù)合材料要在機(jī)載武器上大量應(yīng)用，低成本化是關(guān)鍵，包括低成本的材料技術(shù)、成型工藝以及設(shè)計驗證技術(shù)。如采用工業(yè)級大絲束碳纖維，非熱壓罐成型工藝，虛擬設(shè)計、制造及驗證技術(shù)等。

（2）多功能化。機(jī)載武器對小型化、隱身化、輕量化的需求推動著先進(jìn)復(fù)合材料向多功能化方向發(fā)展。復(fù)合材料的成型與成性的同步性以及性能的可設(shè)計使得其可以實現(xiàn)承載、隱身、透波、防熱、抗激光、阻尼等的多功能化。

（3）智能化。隨著智能材料技術(shù)的不斷發(fā)展與成熟，具備傳感、控制和驅(qū)動功能的智能復(fù)合材料結(jié)構(gòu)將在未來機(jī)載武器中扮演著重要角色。如智能隱身材料、形狀記憶復(fù)合材料、自修復(fù)材料等可極大提高機(jī)載武器在防御、進(jìn)攻、使用維護(hù)等方面的性能。

總之，隨著材料技術(shù)的發(fā)展，先進(jìn)復(fù)合材料在機(jī)載武器的應(yīng)用將會越來越廣泛。除了要關(guān)注材料性能和工藝技術(shù)外。像空空導(dǎo)彈、超聲速巡航導(dǎo)彈、高超聲速飛行器等高速飛行的機(jī)載武器，由于其面臨極為苛刻的高溫環(huán)境，還需要重點關(guān)注先進(jìn)復(fù)合材料在高溫瞬態(tài)時變環(huán)境下的損傷機(jī)理、失效模式、結(jié)構(gòu)-功能一體化設(shè)計技術(shù)等關(guān)鍵科學(xué)問題。

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ResearchStatusofAdvancedCompositesandIts

ApplicationProspectinAirborneWeapons

LuoChuyang ShangMenghan ZhuLongyu BiRan GuoDongwang LiNiannian

（1.CenterforCivilAviationComposites，DonghuaUniversity，Shanghai201620，China;

2.CenterforAdvancedLow-DimensionMaterials，DonghuaUniversity，Shanghai201620，China）

Abstract：Materialtechnologiesarethematerialbasisfortheupgradingofweaponsandequipment.Owingtotheadvantagesoflightweight，highstrength，designability，corrosionresistanceandhightemperatureresistance，advancedcompositescanbeappliedtothestructureofairborneweaponstoobtainexcellentweightreductioneffect.Accordingtotheservicerequirementsofairborneweapons，theresearchprogressandapplicationstatusofthermosettingcomposites，thermoplasticcompositesandceramicmatrixcompositesforaerospacearereviewedinthispaper，andtheapplicationprospectofthesecompositesinairborneweaponsisdiscussed.

Keywords：airborneweapons;thermosettingcomposites;thermoplasticcomposites;ceramicmatrixcomposites