C/C復合材料在高超聲速導彈上的應用研究

馬俊飛,劉 濤,韓寶瑞,鄒敏懷，劉柏玉

（洪都航空工業集團，江西 南昌330024）

0 引言

高超聲速導彈在飛行過程中， 表面受到強氣流的摩擦而產生大量的熱能，5 Ma 時彈體最高溫度達到1 000 ℃以上。 為保證導彈在飛行過程中彈體結構完整、飛行姿態精確控制、高精度制導，使導彈能圓滿完成飛行任務， 不因氣動加熱以及其它熱載荷與機械載荷的聯合作用而受到破壞，因此，采取熱防護措施成為必然。

目前，導彈、飛機以及衛星等殼體材料一般為熔點在650℃～1 500 ℃左右的金屬材料。 其主要防熱材料為難熔金屬、C/C 復合材料、陶瓷復合材料等。難熔金屬成本高、 密度大、 難以加工和抗氧化性差等缺點， 使其很難成為高超聲速飛行器理想的熱防護材料。 因此，碳/碳復合材料、陶瓷復合材料是熱防護材料的發展方向[1-2]。

C/C 復合材料作為優異的結構-功能一體化工程材料，自1958年誕生以來，在軍工方面得到了長足的發展， 其中最重要的用途是用于導彈的熱結構材料[3-4]。 C/C 復合材料是碳纖維增強碳基體的復合材料，具有高強高模、比重輕、熱膨脹系數小、抗腐蝕、抗熱沖擊、耐摩擦性能好、化學穩定性好等一系列優異性能[5]，是一種新型的超高溫復合材料。C/C 復合材料的高強高模特性來自碳纖維， 隨著溫度的升高，C/C 復合材料的強度不僅不會降低，而且比室溫下的強度還要高。 表1 為C/C 復合材料在美國戰略導彈上的應用[6]。

C/C 復合材料在高溫熱處理后的化學成分，碳元素高于99%，像石墨一樣，具有耐酸、堿和鹽的化學穩定性。 其比熱容大，熱導率隨石墨化程度的提高而增大，線膨脹系數隨石墨化程度的提高而降低等。 因此，C/C 復合材料良好的熱性能使其廣泛應用于固體火箭發動機噴管、飛行器（包括導彈、無人機及飛機）熱結構部件、飛機及賽車的剎車裝置、熱元件和機械緊固件、熱交換器、航空發動機的熱端部件、高功率電子裝置的散熱裝置和撐桿等方面。

基于某型號的牽引， 將3DC/C 復合材料高溫處理，使其化學成分高度石墨化，具備在苛刻條件下承受高溫熱沖擊的能力。 因此， 本文在熱防護指標要求條件下進行了理論分析與試驗， 總結并分析了實驗結論， 旨在探索該類材料的熱防性能， 利用實驗結果為高超聲速導彈熱防護技術的研究提供技術儲備與思路。

1 模型的建立及分析

1.1 模型的建立

在對熱防護結構進行傳熱分析中采用了以下基本假設：

1）在熱防護系統中， 沿結構外表面平面兩個方向的溫度梯度很小，忽略其影響，而假設熱在熱防護系統中只沿厚度方向傳輸，即簡化為一維傳熱問題；根據假設， 熱防護系統的傳熱問題可以簡化為一維非穩態傳熱過程。

2）熱防護系統在初始時刻溫度同周圍環境相同,認為室溫初始條件。

在試驗過程中所用材料的性能參數如表2 所示：

表2 C/C 復合材料性能參數

1.2 計算結果與分析

為了研究材料的熱防護性能， 本文采用通用有限元軟件Ansys，針對考核指標，對材料的溫升進行了有限元分析。 鑒于理論分析的可靠性，模擬真實的結構件尺寸，模型采用長×寬×高規格為80×35×5 mm的C/C 復合材料板，主要考查5 mm 厚度方向溫度梯度分布。

圖1 為5 mmC/C 復合材料板在上述指標條件下基板正面溫度與背面溫度分布圖。

圖1 5 mmC/C 復合材料板正面溫度與背面溫度分布

在圖1（a）中，可以看出，激光斑點的中心溫度高達2 500 K 以上，經過數秒的燒蝕，光斑處已經出現一個小的燒蝕坑， 溫度梯度分布在平面方向呈圓形散射，溫度分布梯度逐漸減小。

在圖1（b）中所示溫度為基板背面溫度分布圖。從圖1 （b）中可以看出， 由于熱導率以及照射時間的影響， 基板背面溫度明顯低于其正面溫度， 中心位置的溫度在1 500 K 左右，靠近中心區域的溫度在700 K～1 000 K。 同樣， 與基板正面溫度分布規律類似，溫度梯度分布在平面方向呈圓形散射，溫度分布梯度逐漸減小，但700 K～1 000 K 之間的梯度分布基本看不出分界， 原因主要是基板背面與空氣之間的對流傳熱，使得熱量散失較快。

總之，從有限元分析的結果來看，5 mm 厚度C/C復合材料板能滿足高能量光束較長時間的照射，基體材料有燒蝕。 但作為防護材料，其熱導率較高，基體背面溫度上升較快，需考慮隔熱。

2 試驗部分

2.1 實驗設備及參數

試驗所用設備為萬瓦級化學氧-碘激光器，其發出的激光波長為1.315 μm。 工作原理是通過一個特殊的氣液相放能化學反應， 產生亞穩態的激發態粒子O2(1Δg)，然后O2(1Δg)向碘原子Ⅰ傳遞能量生成激發態碘，最后發出近紅外的激光。

2.2 實驗前準備

根據實驗條件，布置試驗設備，設計光路，確定透鏡的擺放位置、調整光斑，確定的光斑直徑為5 cm。

采用點溫計進行基板背面溫度的測量。 測溫原理是為非接觸測溫，主要依靠材料在燒蝕過程中多光譜、熱輻射，點溫計內部的光學元件接收多光譜頻率，通過函數轉化為等效溫度，從而達到測溫的目的。

2.3 試驗結果分析

將上述C/C 復合材料5 mm 厚度基板在一定的參數條件下進行試驗，試驗前后的結果如圖2 所示。

圖2 C/C 復合材料基板試驗前后比對圖

從圖2 中可以看出，5 mm 厚度C/C 復合材料基板能夠抵擋高能量密度的照射。 由此，可以說明C/C復合材料具有良好的耐高溫性能。 采用非接觸測量的方法， 基板背面的溫度測量點處于光斑中心外圍的某點， 原因是點溫計不能位于基板背面光斑中心區域，防止激光打穿材料，破壞點溫計。 測得該點的溫度隨時間變化曲線，如圖3 所示。

從圖3 中發現，幾乎在激光到靶的瞬間，基板背面溫度上升到900 K 以上， 在光束持續照射的過程中， 溫度保持水平， 原因可能是輸入熱量與高溫下熱量的散失處于動態平衡狀態。 當高能光束停止照射，材料較高的熱導率使得積聚的熱量快速散失，從而溫度下降較快。 2 min 時間左右，基板背面的溫度便從920 ℃下降至75 ℃。

從ANSYS 仿真結果得知，靠近中心的外圍溫度范圍為870~1 200 K， 而試驗溫度測量點的平衡溫度約為920 K。 試驗結果與ANSYS 仿真結果吻合良好。

圖3 C/C 復合材料基板背面溫度變化曲線圖

C/C 復合材料較高的熱導率使得其作為隔熱材料增加隔熱層成為必然。

3 總結與展望

通過理論分析與實驗的比較可知，C/C 復合材料作為熱防護材料表現出良好的性能， 主要表現在以下3 方面：

1）C/C 復合材料能耐高溫。 三維編織的碳/碳復合材料， 其石墨化后的熱導性足以滿足彈頭再入時由-160 ℃至氣動加熱時1 700 ℃時的熱沖擊要求，同時可以預防彈頭鼻錐的熱應力過大引起的整體破壞。 目前，C/C 復合材料的應用正從航天領域逐漸進入航空領域及其他一般工業中。

2）C/C 復合材料能提高導彈的飛行性能。C/C 復合材料是碳纖維增強碳基體的復合材料， 具有高強高模、比重輕、熱膨脹系數小、抗腐蝕、抗熱沖擊、耐摩擦性能好、化學穩定性好等優越性能，其低密度的特性使得導彈的重量較大程度的減小， 提高了導彈的射程；良好的導熱性能、較低的熱膨脹系數使其不僅可以用于高溫環境， 而且能適應溫度急劇變化的場合；逐漸向多元復合、多功能方面發展。

3）從理論分析的結果來看， 理論分析與實驗結果基本吻合。 有效的利用有限元分析手段，能為復合材料熱防護設計提供理論參考依據； 縮短設計研制周期；在一定程度上減少試驗費用，省去了設計-試驗-修改-試驗的過程，降低設計制造成本。

由于導彈設計中的一些重要項目指標隨著速度的增加都要發生很大的改變， 在設計中要引入新的考慮(輔助能源、熱防護等)，而這些因素在速度較低的導彈設計初期是不怎么考慮的。 熱防護設計關系到導彈飛行過程中的安全， 是高超聲速導彈設計與制造中的關鍵技術之一。 盡管在高超聲速導彈熱防護材料與結構的制備方法、 抗氧化、 服役環境的模擬、 力學和熱物理性能表征方面都取得了突破性進展，但隨著飛行器Mach 數不斷提高，現有的熱防護材料與結構還難以滿足要求， 特別是能夠在高溫長時間氧化條件下應用的熱防護材料還有待進一步研究開發。 因此，作為高超聲速導彈熱防護材料，需要在以下方面加強研究：

1）高溫抗氧化能力。 C/C 復合材料在500 ℃～600 ℃溫度下開始氧化，成分發生分解，從而喪失了復合材料的性能。

2）隔熱技術研究。 C/C 復合材料隨具有良好的防熱性能，但其良好的導熱性，使得在應用C/C 復合材料作為熱防護材料的同時，需考慮隔熱。

3）高溫承載能力。 導彈在飛行過程中的外形必須保持不變。 因此，如何使得C/C 復合材料在高溫條件下滿足承載要求成為關鍵技術之一。

4）在C/C 復合材料的應用過程中， 導彈熱結構連接以及熱密封也是研究重點。

使用C/C 復合材料制造的高超聲速空面導彈，不僅可減輕彈體質量，提高導彈機動性能、射程和速度，在簡化生產工藝和步驟、提高自動化水平、降低成本和提高可靠性方面也有著顯著的優勢。 更重要的是，C/C 復合材料技術有利于成型結構復雜、 表面光滑， 兼有耐熱和對內部良好熱防護的氣動外形的連續體， 且更容易獲得現有金屬材料殼體難以達到的隱身性能，使中、遠程高超聲速空面導彈的性能進一步提高。 在面對超聲速及高超聲速時，C/C 復合材料具有難以比擬的優勢， 是未來高馬赫數導彈彈體結構材料的優選。

[1]Sanokawa Y,Ido Y,Sohda Y,et al.Application of continuous fiberreinforced silicon carbide matrix composites to a ceramic gas turbinemodel for automobiles[J].Ceram.Eng.&Sci.Proc.,1997,18(4):221～228.

[2]Wulz H G, Trabandt U. Large integral hot CMC structures designedfor future reusable launchers [R].AIAA29722485.

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[4]Savage G.Carbon/Carbon Composites[M].London:Chapman&Hall,1993,1982209.

[5]韓杰才,郝曉東,杜善義等.C/C 復合材料的研究現狀與進展[J].宇航材料與工藝,1994,4.

[6]朱良杰，廖東娟. 炭/ 炭復合材料在美國導彈上的應用[J].宇航材料工藝，1993，4(12):102131.