先進復合材料研究現狀及其在機載武器上的應用展望

羅楚養　尚夢菡　朱龍宇　畢冉　郭東望　李念念

摘要：材料技術是武器裝備更新換代的物質基礎，先進復合材料具有輕質、高強、可設計、耐腐蝕、耐高溫等優點，將其應用于機載武器的結構中可獲得優異的減重效果。本文根據機載武器的服役要求，綜述了航空航天用熱固性復合材料、熱塑性復合材料和陶瓷基復合材料的研究進展及應用現狀，并對其在機載武器上的應用前景進行了展望。

關鍵詞：機載武器；熱固性復合材料；熱塑性復合材料；陶瓷基復合材料中圖分類號：TJ760;V257

文獻標識碼：A文章編號：1673-5048（2023）02-0001-20

DOI：10.12132/ISSN.1673-5048.2022.0246

0引言

隨著航空宇航科學技術的快速發展，以空空導彈和空地導彈為代表的機載武器向著高速度、高機動、遠射程方向發展［1］。材料技術是武器裝備更新換代的物質基礎，先進復合材料因其輕質、高強、可設計、耐腐蝕、耐高溫等優點，在航空航天領域有著廣泛應用［2］。將先進復合材料應用于機載武器的結構，可有效提高其機動能力、飛行速度、射程、隱身性能等總體性能指標。早在20世紀70年代，先進復合材料就已經被作為導彈的結構或功能材料而進行系統的應用研究。如洲際導彈發動機的殼體復合材料經歷了玻璃纖維/環氧、芳綸纖維/環氧和碳纖維/環氧復合材料三代的實際研制與應用，不僅大幅度降低了結構的重量系數，也極大地提高了發動機的容積系數［3］。巡航導彈的整流罩、進氣道及進氣道整流罩［4］，空空導彈的彈翼、艙體［5］也大量應用碳纖維復合材料，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/石英為代表的結構-透波一體化復合材料在導彈天線罩同樣得到了廣泛應用［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彈、高超聲速飛行器外防熱系統和發動機噴管的重要材料［7］。經過50多年的發展，先進復合材料在導彈上的應用已經從次承力結構向主承力結構發展，其制備方法涉及纏繞［8］、熱壓［9］、液體成型［10］等工藝。機載武器作為一種攻擊性裝備，對結構輕量化有著極其迫切的需求［11］。先進復合材料優異的比強度、比剛度、耐腐蝕、可設計等特點，是機載武器理想的結構材料。為此，本文根據機載武器的特點及服役環境，綜述了熱固性復合材料、熱塑性復合材料和陶瓷基復合材料的特點及其在航空航天上的研究及應用現狀，并對其在機載武器上的應用前景進行了展望。

1熱固性復合材料

熱固性復合材料具有強剛度高、耐腐蝕、阻燃、抗疲勞、尺寸穩定等優點，是當前航空航天領域應用最為廣泛的材料之一，如飛行器的雷達罩、機身、舵翼面、艙內骨架等結構，均已大量采用熱固性復合材料并實現了良好的減重效果［12-13］。其中，環氧、雙馬來酰胺、聚酰亞胺、酚醛等熱固性樹脂體系由于具有優異的工藝以及力學性能，應用最為廣泛［14］。

1.1環氧復合材料環氧復合材料力學性能和化學穩定性較好、制作成本低、收縮率小、耐腐蝕，并且具有一定的耐高溫性，綜合性能優異，在亞聲速和低馬赫數（Ma≯2）飛行器的主承力結構中有著極為廣泛的應用。

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

國內針對環氧樹脂在航空航天上的應用，也研發出了三代環氧樹脂體系。基本型的代表有航空工業復合材料技術中心（航空復材）研發的5222環氧樹脂；第一代環氧樹脂的代表有航空復材研發的3238A，3234和LT-03，洪都航空工業集團研發的NY9200系列，西安飛機工業集團研發的HD58；第二代環氧樹脂的代表有5224，5228，5228A和5288；第三代環氧體系CCF800H/AC531復合材料沖擊后壓縮強度可達335MPa，抗沖擊性能和耐濕熱性能較第二代環氧樹脂體系有較大提升［21-23］。其中，HT3/5222復合材料已進行飛機機翼壁板的研發；CF3052/3238A復合材料應用于直升機旋翼、整流罩等結構；CF3052/3234，G803/3234和G814NT/3234復合材料已應用于直升機涵道垂尾、尾槳葉、旋翼等結構；HT7/LT-03復合材料可用于制造無人機機翼盒段，ZT7G/LT-03A復合材料已在無人機機翼盒段以及運輸機腹鰭等結構中應用［24］；HT3/NY9200Z復合材料已用于飛機承力結構件和復合材料修補制件，HT3/NY9200G已用于強擊機垂直安定面等結構，HT3/HD58復合材料曾用于運輸機垂尾試驗件；G803/5224和G827/5224復合材料已用于制造直升機涵道、前緣椎體等結構；HT3/5228和HT7/5228復合材料已用于某型天線和制造翼身融合體驗證平臺中復合材料機翼蒙皮；CCF300/5228A復合材料已經應用于直升機復合材料加筋壁板及夾層等結構中；HT8/5288可作為翼身組合體復合材料機翼蒙皮備選材料［25］。典型國產碳纖維/環氧復合材料的縱向拉伸強度和玻璃化轉變溫度如圖2所示；典型國產玻璃纖維/環氧復合材料的應用現狀如表2所示。

機載武器服役過程中需要經歷長時間的掛機飛行以及短時間的自主飛行，這就要求環氧復合材料具有較好的韌性和耐熱性。盡管環氧復合材料無法滿足高聲速機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（Ma≯2）飛行的機載武器（如空射無人機、滑翔彈、低速空對地導彈等）的結構材料，以達到減輕結構重量、增加載彈量的目的。盡管高速導彈的彈體外表面溫度較高，但為了保證彈內電子元器件的工作可靠性，通常要對彈體進行防隔熱設計，以保證艙內溫度低于120℃［26］。可見，對于此類機載武器，環氧復合材料可在其彈體內部作為連接框架或組件的骨架等次承力結構使用。其次，由于環氧復合材料優異的力學和工藝性能，通過外加防熱層的方法來實現其在高超聲速機載武器外承力結構上的應用，也不失為一種經濟可行的方案。

1.2雙馬來酰胺復合材料

與環氧復合材料相比，雙馬來酰胺（Bismaleimide，BMI）復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、良好的力學性能等優點，使其得以在F-22和F-35為代表的超聲速巡航戰斗機主承力結構中大量應用［11，27］。國外目前開發了多種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200℃，具有較高的韌性，干態Tg為271℃。第二代BMI樹脂的代表主要有Cytec公司開發的5260和5270樹脂以及Hexcel公司的F650和F652樹脂。其中，AS4/5250-3復合材料的Tg為339℃，可用于飛機的主承力結構；RAH-66直升機減速器齒輪機構殼體采用的是AS4/5250-4復合材料，IM7/5250-4復合材料則應用于X-33飛行器的機翼面板蒙皮、F22戰機機翼蒙皮和波紋梁（如圖3所示）以及X-37B飛行器的機身蒙皮等結構［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430℃，已應用于海麻雀導彈的艙體結構［30-31］。

國內的高性能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大學與航空復材聯合研發的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的QY8911系列樹脂；航空復材研制的5428，5429和QY9511是我國第二代BMI樹脂的代表；航空復材研發的AC631則是國內第三代BMI樹脂體系的典型，具有較高的韌性，已經在巡航導彈縱橫加筋艙段中進行了應用研究［32］。其中，HT3/5405復合材料的Tg為220℃，已應用于帶整體油箱的復合材料機翼和垂尾［22，25］；在QY8911系列BMI樹脂中，QY8911-I型長期服役溫度為150℃，已用于殲擊機結構件；QY8911-II具有更好的耐高溫性，長期服役溫度可達230℃，HT3/QY8911-II復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℃，其在濕熱環境中具有良好適應性；HT3/QY8911-IV復合材料的Tg為230℃，已用于翼身組合體復合材料模擬件的制造［25］。HT7/5428與HT7/5429復合材料的Tg分別為270℃和240℃，也已用于翼身組合體復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復合材料已經在飛機的機翼大梁、機身蒙皮等結構中得到應用［21-22］。

BMI樹脂通常可以在180～310℃高溫下長期服役，短時服役溫度可達350℃以上，因此，其相比于環氧樹脂更適用于耐高溫結構件，可以應用于馬赫數在2～3的導彈、超聲速飛行器的機翼、垂尾等主承力結構中，也可以作為結構材料應用于導彈殼體、舵翼面等結構中。BMI復合材料具有與環氧復合材料相當的力學性能，其耐高溫性能介于環氧與聚酰亞胺之間，但其制造成本遠低于聚酰亞胺復合材料。因此，在兼顧力學性能、耐高溫性能和成本的綜合考慮下，BMI復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℃的機載武器的理想結構材料。對于未來作戰環境的復雜性、不確定性，BMI樹脂還需進一步提高耐溫性、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境下的適應能力，以實現導彈、飛行器等結構進行全天候、多方位打擊的能力。

1.3聚酰亞胺復合材料

聚酰亞胺（Polyimide，PI）復合材料是目前耐溫等級最高的有機復合材料體系，在高溫下具有優異的綜合性能，可以在高溫（280～400℃）下長期使用，并可在高溫環境中做承力構件，近年來在航天、航空及空間技術等領域，尤其是在航空發動機、導彈上得到廣泛應用。

經過幾十年的發展，國外PI樹脂已經形成了涵蓋四個代次耐溫等級的材料體系，已完成三代產品的開發與應用（如圖5所示），目前第四代產品正在開展應用研究。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作為增強體的PMR-15復合材料已經應用在F404與M88-2發動機外涵機匣（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復合材料被相繼研發出來，其長期服役溫度在315～370℃，其中V-CAP75PI復合材料已經應用于F-22整流環和壓氣機機匣［34-38］，AFB-700B則應用于F119發動機推力矢量噴管等結構中［39］。美國宇航局（NationalAeronauticsandSpaceAdministration，NASA）研發的DMBZ-15第三代PI樹脂，長期服役溫度在370～426℃，以其為基體、T650-35碳纖維作為增強體所得到的復合材料，具有良好的耐高溫性能，在導彈雷達天線罩等許多領域已有廣泛的應用［34］。有機無機雜化（如引入無機結構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樹脂的研發中受到研究人員的重視。基于此方法，美國新研發的P2SI-900HT可以長時間在425℃的高溫中服役［34］。

目前，國內也相繼開發出一系列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，已用于航空發動機外涵道；BMP316長期服役溫度可達315℃，采用T300/BMP316復合材料研制的航空發動機外涵機匣已經實現批量應用，此外還在導彈雷達天線罩和舵翼面等結構得到應用［40］。BMP350可以長期服役于350℃的高溫且瞬時耐高溫可達到400℃，已經在某型發動機外涵機匣及高速飛行器垂尾前緣等構件開展了應用研究［41-43］。BMP420短時耐高溫可達到450℃以上，并可長期服役于400℃的高溫環境，在航空發動機后部噴口調節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］。

隨著聚酰亞胺復合材料的廣泛應用，聚酰亞胺樹脂不斷更新換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合材料最主要的成型方法，可用于成型大尺寸的復合材料構件，成型工藝穩定性相對較高，但同時也存在生產周期長、制造成本高、難以制備復雜零件等問題，限制了其在更多零件結構上的進一步應用。然而，為了滿足耐高溫復雜結構的整體成型，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］。在應用方面，IM7/PETI-5體系已應用于X-37B飛行器機翼及阻力板等結構［13］，HT-350RTM樹脂已在空空導彈連接環（如圖7所示）、舵翼面（如圖8所示）及艙段結構上進行了應用研究，結果表明該樹脂體系能滿足短時400℃的高溫要求［47-48］。

對飛行馬赫數在3左右的機載武器，其結構表面溫度通常在300℃左右，采用碳纖維增強聚酰亞胺作為結構材料，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復合材料一度成為其彈體主承力結構的首選。此外，石英纖維增強聚酰亞胺具有較好的高溫透波性能，可用作高速機載武器的天線罩（窗）材料。與環氧和雙馬來先胺復合材料相比，PI復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高于其他的熱固性樹脂，使得PI復合材料的材料成本也高于環氧和雙馬來酰胺復合材料。但對于追求高性能的機載武器來說，PI復合材料出色的高溫力學性能仍是短期服役溫度在300～500℃飛行器的優選結構材料之一。經改性后，PI樹脂的長期服役溫度可高達550℃，有望在高馬赫數機載武器的舵翼面、艙體等主承力結構中使用，以達到飛行器高機動性和耐高溫性的需要。

1.4酚醛復合材料

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

美國采用碳纖維/酚醛復合材料作為防熱襯層，應用于“海神”C3，MX和“三叉戟”C4導彈發動機外防熱層中［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。美國的民兵系列導彈彈頭MK11以玻璃纖維/酚醛復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，研發出的碳纖維/酚醛復合材料在“星塵號”的隔熱結構中得到應用，該材料也可以用作超聲速導彈的防熱材料，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，制備出碳纖維/酚醛復合材料，并在其上涂覆高溫可陶瓷化結構，為HTV-2高超聲速導彈的前緣材料的應用提供了參考［54］。

國內在酚醛防熱材料方面也研發出了鋇酚醛、氨酚醛、硼改性酚醛三代耐燒蝕材料體系［55］。王曉鵬等［56］采用熱預聚的方式制備了一種改性鋇酚醛樹脂，該材料具有多孔結構，導熱系數低，適于用做臨近空間飛行器的熱防護材料。李建偉等［57］通過RTM工藝制備了石英/鋇酚醛復合材料，經過氧-乙炔燒蝕測試，發現該材料的質量燒蝕率為0.0707g·s-1，耐燒蝕性能良好，可應用于馬赫數低、飛行時間短的導彈燒蝕材料。劉毅佳等［58］對所制備的玄武巖纖維/氨酚醛樹脂體系進行熱學、燒蝕測試，結果表明該材料可滿足固體火箭發動機噴管防熱的要求。張新航等［59］采用模壓工藝制備的碳纖維/硼酚醛復合材料滿足了固體火箭發動機的隔熱需求。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硼酚醛復合材料，并研究了其燒蝕性能和高溫性能。當石榴石微粉含量為50wt%時，質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性能，可以作為未來飛行器的耐燒蝕材料。

固體火箭發動機噴管和擴散段、導彈彈頭、航天器返回艙等結構在服役時面臨的極端高溫環境會導致結構無法安全服役，將酚醛復合材料作為防熱、耐燒蝕材料應用于這些領域，能夠起到對結構的保護作用。酚醛復合材料輕質、耐高溫和耐燒蝕性能良好，是長航程高超聲速機載武器熱防護材料的理想選擇。根據結構/功能一體化的發展趨勢，以及對不同服役溫度、服役環境和打擊目標的需要，將酚醛與環氧、BMI以及PI復合材料結合，應用于導彈、高超聲速飛行器的防熱/承載一體化結構，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熱塑性復合材料

熱塑性復合材料是以結構熱塑性樹脂為基體，由纖維增強復合而成的一類材料［61］。不同于熱固性復合材料，其加工后仍處于可塑狀態，可反復熔融、成型，因此熱塑性復合材料的某些性能優于前者，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］。應用于航空航天領域的熱塑性復合材料可分為短切纖維增強型、長纖維增強型和連續纖維增強型三種［63］，如圖10所示。表4列出了航空航天領域常用的高性能熱塑性樹脂的性能。

2.1短切纖維增強熱塑性復合材料

短切纖維增強熱塑性（ShortFiberReinforcedThermoplastic，SFRTP）復合材料是由長度為3～12mm的纖維與熱塑性樹脂復合而成，采用注塑和模壓工藝成型，常用于可批量化生產的輕質復雜結構［65］。通過調節纖維的類型、長度和體分，可以得到各種不同功能以及力學性能的短切纖維增強熱塑性復合材料［66］。由于具有輕質、強度高等性能，SFRTP廣泛地應用于飛行器內部非承力結構中［67］。表5列出了典型SFRTP復合材料的性能參數。

Kumar等［69］制備了SCF（Short-CutCarbonFiber）增強PPS和PES等復合材料，并通過模擬雷電環境測試了其抗雷擊性能，為飛行器防雷擊結構的發展提供了新的思路。在國內，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）含量的復合材料的力學性能，并開展了一系列地面考核試驗，結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增強聚四氟乙烯復合材料用于天線罩外層結構，擴大了SFRTP復合材料在航空航天領域的應用，SGF增強尼龍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PEEK復合材料，已經在航天器儲料箱中得到了應用［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生速度梯度，形成剪切應力，使纖維發生定向作用，導致產品產生各向收縮不均和各向異性，降低了產品尺寸精確度和各向強度均勻性［68］。模壓成型只適用于簡單結構制品的加工，不適于成型復雜結構件；同時，生產過程中存在彈性回漲現象，引起制品外部產生裂縫或內部出現分層，降低了制品的密度［71］。所以傳統成型工藝限制了SFRTP復合材料在航空航天領域的進一步發展。近年來，隨著3D打印技術的快速發展，基于熔融沉積3D打印技術的SFRTP復合材料制備工藝也受到人們的廣泛關注［72］。通過3D打印技術，可以在沒有模具的情況下獲得復雜三維立體結構制品，且成型更快、成本更低，擴大了SFRTP復合材料制品的應用范圍。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，并制備出壓氣機入口導流葉片（如圖11所示）［73］。

SFRTP復合材料的強度跟鋁合金相當，但密度僅為鋁合金的一半。相較于鋁合金材料，SFRTP復合材料具有更為優異的阻尼性能，其注塑工藝可以一體化制備復雜的框架結構。對于機載武器內部組件、設備等的安裝骨架，采用SFRTP復合材料制備可獲得良好的減重和減振效果。再者，通過調整組分材料的類型、微觀結構和配比，可進一步得到具備特定功能的SFRTP復合材料結構。隨著SFRTP復合材料3D打印技術的不斷成熟，以及高性能熱塑性樹脂的不斷研發，生產成本更低、效率更高、性能更好的SFRTP復合材料可以制造出更為精密、復雜的機載武器結構件，甚至可逐漸將SFRTP復合材料的應用延伸至機載武器次承力結構件中，加之短切纖維長度的增加及熱塑性樹脂具有韌性好、可回收利用等優點，SFRTP復合材料在機載武器上的應用必將越來越廣泛。

2.2長纖維增強熱塑性復合材料

長纖維增強熱塑性（LongFiberReinforcedThermoplastics，LFRTP）復合材料是指采用熱塑性樹脂與長纖維（長10～50mm）在特定的設備與工藝條件下充分浸漬制得的材料。與短切纖維增強熱塑性復合材料相比，長纖維在樹脂基體中的分布相對均勻且長度統一［65］。這種排布方式使長纖維增強材料的性能明顯優于短切纖維增強，主要表現在比強度、比剛度、抗沖擊、耐蠕變、耐疲勞性及尺寸穩定性等方面［74］。

長纖維增強熱塑性復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、碳纖維等為增強體。早期的基體以尼龍、聚丙烯為主，雖然此類熱塑性復合材料韌性好、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用對象，如英國ICI和美國DuPont公司研發的長期使用溫度可達240～260℃的PEEK樹脂，以及德國和美國開發的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，因此現階段關于長纖維增強熱塑性復合材料的應用較少［75］。為打破生產應用限制，國內外學者開始著手研究改進浸漬工藝的措施，并獲得了一定程度的進展。Miller等［76］采用粉末浸漬工藝制備出機械性能良好的玻璃纖維增強PPS（Gf/PPS）LFRTP復合材料；英國WigginsTeape公司和法國Arjomari公司研制了一種濕法生產玻璃纖維氈增強熱塑性復合材料的新工藝［65］。楊衛疆［77］根據熔融浸漬過程中工藝與性能的關系，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的浸潤技術與產品的力學性能。

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

LFRTP復合材料的力學性能介于SFRTP復合材料和連續纖維增強熱塑性復合材料之間，其制備方法主要采用模壓工藝。與其他兩種熱塑性復合材料相比，其模具相對簡單，設備要求不高，比較適合結構簡單、有一定力學性能要求的小批量零件。LFRTP復合材料抗沖擊性能好，比強度、比剛度高，耐腐蝕和阻尼性能出色，未來可以應用于機載武器內部的次承力構件（如飛控、電源、引信等組件的安裝支架），且其耐蠕變，尺寸穩定性高，還可作為機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，為了更大程度地發揮材料性能，未來應致力于進一步優化改進其成型工藝。

2.3連續纖維增強熱塑性復合材料

隨著飛行器結構輕量化、高效連接裝配、環保等設計要求的日益突出，具備耐沖擊、高韌性、可二次利用的連續纖維增強熱塑性復合材料成為當前熱塑性樹脂基復合材料領域的主要研究方向。圖13所示為連續纖維增強熱塑性復合材料的在航空航天領域的應用發展歷程。

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

半結晶性的PEI易加工、成本低，具有優異的阻燃特性，連續纖維增強PEI復合材料多用于結構簡單的次承力構件，如貨艙地板夾層結構面板、方向舵和升降舵后緣、機翼整流罩等。灣流V公務機、福克100型客機的貨艙地板采用了Cf/PEI和Gf/PEI復合材料［84-85］。Fokker公司采用Cf/PEI預浸料制造了Gulfstream550和G650飛機的夾層結構壓力艙壁板（如圖16所示）［85］。德國的Xperion公司采用連續模壓成型工藝，研制了空客A330/A340客機機身內側壁板橫桿扣件，該結構件采用Cf/PEI復合材料，較傳統鋁合金制件減重約50%，成本降低約21%（如圖17所示）［86］。為降低噪聲，荷蘭Ten-Cate公司開發的Cf/PEI復合材料層板，作為發動機短艙進氣道降噪聲襯蜂窩結構面板，已在空客A380飛機發動機上實現商業化應用（如圖18所示）［86］。

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

國內針對連續纖維增強熱塑性復合材料也開展了較為系統的研究，但在飛機承力結構上的應用研究相對較少，主要集中在材料、工藝、性能表征及中小型部件等方面。吉林大學最早從“七五”計劃期間開展國產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復合材料的研究，并完成了某型殲擊機上的裝機試飛考核［80］。北京航空材料研究院在“九五”期間曾研制了某型機垂尾平板艙門（如圖19所示），但并未批量化生產［89］。哈爾濱工業大學［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，并對其力學性能進行了測試分析。東華大學［91］采用模壓成型法制備了Cf/PPS復合材料層壓板，并分析了成型溫度、壓力等工藝參數對材料力學性能的影響。上海交通大學［80］針對用于航空的高性能PEEK樹脂進行了一系列拉伸、壓縮、剪切力學實驗研究。為滿足某型直升機滑橇起落架的應用需求，東華大學陳春海團隊開展了適用于熱熔法連續預浸工藝的聚芳醚酮樹脂基體及熱塑性復合材料管梁自動鋪絲成型工藝研究，但目前應用驗證仍停留在主要依賴傳統積木式試驗［92］。同時，該團隊借助自主研發的熱熔預浸料設備，研制了Cf/PEEK窄帶預浸料。并采用熱壓成型工藝制備了內部質量完好的復合材料層合板［93］。北京航空航天大學熱塑性預浸料團隊自主研發了以熱熔法制備連續纖維增強熱塑性預浸料的中試生產線，能夠滿足碳纖維、玻璃纖維增強的PEEK和PPS等各種熱塑性預浸料的生產需求［94］。盡管國內在高性能熱塑性樹脂合成及改性技術方面逐步達到了國外技術水平，且開展了以此為基礎的預浸料制備技術及其復合材料成型工藝驗證。但在高性能熱塑性預浸料、自動化成型工藝及裝備、先進焊接技術及裝備、設計與驗證等方面仍與歐美先進國家有著較大差距，特別是在高性能熱塑性復合材料應用方面，差距尤為明顯。

在航空航天領域，連續纖維增強熱塑性復合材料憑借其優異的力學性能以及加工效率上的優勢，逐步在民用客機次承力構件以及內飾零件中占據更大的使用比例。為拓寬其應用范圍，未來應朝以下方向努力：（1）對復合材料的結構設計和功能特點進行歸納總結，以適應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，使熱塑性復合材料的成型工藝朝著低成本、高效率的方向改進；（3）通過各種手段強化或功能化纖維增強熱塑性復合材料，以滿足在不同服役環境下的需求。

綜上，熱塑性復合材料相較于熱固性具有以下優勢：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性和對環境友好等特性，具有廣泛的發展前景。在航空航天及機載武器領域，熱塑性復合材料正逐步代替部分熱固性復合材料，但目前在一些大面積的承力結構上仍以熱固性復合材料為主。熱塑性復合材料未來應努力攻克在復雜結構制造以及浸漬工藝上的技術難點，并將成本更低、性能更為優異的樹脂基體及增強纖維用于機載武器部件上作為主要發展目標。另外，超高聲速導彈和飛行器在稠密大氣層中飛行時，空氣受到強烈壓縮和劇烈摩擦，會產生“氣動加熱”現象，隨著馬赫數的增加，這一現象會更加嚴重。為使彈體結構和內部電子設備安全可靠服役，發展耐超高溫、承載能力強的新材料體系是必然趨勢。

3陶瓷基復合材料

隨著武器裝備的更新換代，機載武器的飛行速度越來越高，其面臨的氣動熱也日益嚴酷。大多數樹脂基復合材料在高溫（大于300℃）條件下會喪失穩定性，導致力學性能、透波性急劇下降而無法正常服役。相較于樹脂基復合材料，以陶瓷材料為基體，通過纖維、晶須或顆粒增強復合而成的陶瓷基復合材料（CeramicMatrixComposites，CMC）具有耐高溫、耐腐蝕、抗氧化、熱力學穩定、透波性能好等綜合優勢，其中連續纖維增強陶瓷基復合材料的性能最為突出，在航空航天熱端結構上有著廣闊的應用前景［12］。根據應用領域的差異，CMC主要分為結構陶瓷基復合材料和功能陶瓷基復合材料兩類［95］，前者主要應用于天線罩、天線窗等部位（如圖20所示）［96］，后者主要應用于鼻錐、舵翼面前緣、發動機噴管等部位（如圖21所示）［97-98］。

3.1高溫透波陶瓷基復合材料

透波材料發展至今經歷了多種體系改進，其材料應用歷程如圖22所示，其中纖維增強樹脂基透波復合材料主要用于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）雖可滿足中遠距空空導彈、地空導彈的高溫透波要求，但其固有的脆性易斷裂，抗熱震和抗雨蝕性能差，極大限制了其應用范圍。連續纖維增強陶瓷基透波復合材料具有優異的高溫力學性能和耐燒蝕性能，通過調節陶瓷基體和增強體的類型及體分，可以對高溫透波陶瓷基復合材料的各項性能進行設計，在高超聲速飛行器中有著廣泛的應用前景。透波陶瓷基復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氧化物纖維增強氧化物基透波材料

氧化物纖維增強氧化物基透波材料是在熔融石英及氧化鋁陶瓷的基礎上發展起來的一類高性能復合透波材料，主要包含石英纖維增強石英陶瓷基復合材料（SiO_2f/SiO₂-CMC）和氧化鋁（莫來石）纖維增強氧化鋁（莫來石）陶瓷基復合材料（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合材基體或增強相的材料。SiO_2f/SiO₂-CMC應用在導彈透波頭罩上，表現出優異的抗熱震性和介電性，被視為高馬赫數導彈天線罩的首要備選材料［100-101］。

20世紀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體浸漬法（PolymerImpregnationPyrolysis，PIP）、燒結法（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氧化硅基復合材料，與粉料注漿法相比，其耐熱性能雖無明顯提高，但具有更好的力學性能和抗沖擊性能。此類材料制備的關鍵在于采用了經嚴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物后，進行燒結成型［103］。為達到高超聲速導彈雷達天線罩的設計需求，福特公司利用Sol-Gel法，以連續石英纖維做增強體，制得了3D-SiO_2f/SiO₂-CMC，并成功地將其應用于美國“三叉戟”潛地導彈，該材料在室溫環境下表現出極為優異的介電性能（ε≈2.88，tanδ≈6.12×10^-3）［104］。

國內針對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合材料，并在中程地地導彈天線窗上獲得應用［98］。為滿足中、遠程地地戰術和戰略導彈天線罩需求，航天材料所研制了三維石英纖維織物增強二氧化硅基復合材料，其密度為1.58～1.61g/cm³，彎曲強度為66.2～122MPa，已經獲得型號應用［105］。盡管SiO_2f/SiO₂-CMC具有優異的高溫透波性能，但在實際應用中表現出極強的吸潮性，吸潮后其介電性能大幅度下降，進而影響其透波性能。研究發現，較高的孔隙率是導致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行封孔處理可有效提高SiO_2f/SiO₂-CMC的抗濕性能［98］。

從發展來看，SiO_2f/SiO₂-CMC的成型工藝及應用手段都較為成熟，現在仍是制備高溫透波天線罩的優選備用材料。但其耐高溫性能不足且吸濕問題仍然存在。隨著透波材料技術的發展，Al₂O_3f/Al₂O₃-CMC逐步進入透波研究領域，相對于石英基體，其克服了吸濕難題，并進一步提高了耐溫性能（可耐1200℃左右高溫），拓寬了應用范圍。

美國早期的“麻雀”Ⅲ和“響尾蛇”導彈天線罩應用了氧化鋁陶瓷，其可耐1400℃高溫，強度高，但抗熱沖擊性差［106］。隨著飛行器飛行速度的提升，現已轉入到氧化鋁基復合材料的研究，美國3M公司的Nextel系列和英國化學公司的Saffil系列是氧化鋁纖維應用的主要代表。其中Nextel610氧化鋁纖維的強度高達3.1GPa，拉伸模量為380GPa，已經廣泛應用于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制備出（Al₂O_3f/ZrO₂）mc/Al₂O₃復合材料。研究發現Al₂O_3f與ZrO₂之間具有良好的界面結合性能，復合材料表現出優異的力學性能和介電性能。目前，國外已成功研制出氧化鋁纖維增強陶瓷基復合材料天線罩樣件，但尚未在型號上獲得應用［109］。Al₂O_3f/Al₂O₃-CMC的應用主要集中于發動機高溫部件。

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

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

3.1.2連續纖維增強磷酸鹽陶瓷基透波材料

與氧化物/氧化物復合材料相比，磷酸鹽基透波復合材料成本低、熱穩定性相當，在航天透波材料領域占有重要地位。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，增強相大多采用透波性能好的纖維織物［112］。這類復合材料不僅易于制備，并且優異的力學、介電性能也可兼得。

早在20世紀50年代，蘇聯就研制出一種織物增強磷酸鋁鉻基復合材料，這種材料成型工藝簡單，介電常數為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性能的石英纖維增強磷酸鋁基復合材料［114］。國內針對此類材料也進行了相關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磷酸鋁復合材料，其在室溫下彎曲強度為165MPa，隨溫度升高到800℃，其強度保留率為45.5%，且介電常數保持在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磷酸鋁鉻基復合材料。結果表明，在700℃時，強度保留率為95%，介電損耗低于0.015。肖永棟等［117］以石英纖維織物為增強材料、磷酸鋁陶瓷為基體，制備了一種磷酸鹽基復合材料，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用潛力。

與SiO_2f/SiO₂-CMC相比，石英纖維增強的磷酸鹽陶瓷基復合材料的熱膨脹系數較小，高溫力學性能優于前者，但在應用中仍面臨嚴重的吸濕問題，并且自身具有強酸腐蝕性，不宜用在極端環境中。增加防護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定。將其應用在機載武器及高馬赫數的飛行器天線罩上，其不可避免地會面臨雨蝕及氣動熱等環境問題，研究新型耐溫防潮陶瓷或者針對磷酸鹽基體進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，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，但介電常數偏高，影響透波性能，將連續纖維引入后可以起到調控介電性能的作用。纖維增強氮化硅復合材料的常用制備方法有PIP、化學氣相滲透法（ChemicalVaporInfiltration，CVI）和燒結法（Sintering）。纖維增強Si3N4基復合材料的性能如表8所示。

由表8可知，燒結法制備的氮化硅基復合材料的介電常數及介電損耗偏高，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定性和更低的介電常數、介電損耗，是為數不多的分解溫度能達到3000℃的化合物之一，并且經纖維增強后其抗雨蝕、抗沖擊性能有所改善，具有極大的應用潛力［120］。其主要的制備方法有PIP工藝和燒結法（Sintering）等。纖維增強BN基復合材料的性能如表9所示。

SiBN兼具Si₃N₄和BN的優點，密度小，介電性能優異，是超高速、中遠程精確制導導彈天線罩的理想的透波材料［123］。纖維增強SiBN復合材料主要采用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）作為基體的透波復合材料。Place［124］利用二氧化硅溶膠浸漬BNf/BN-CMC，燒結得到密度為1.6g/cm³的BNf/BN-SiO₂復合材料，其可用于再入溫度達2200℃的高溫環境。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，許多關鍵問題尚未完全解決。例如，氮化硅材料介電常數偏大，作為高性能透波材料應用仍需改進；氮化硼材料易吸潮、氧化，大大影響透波性，纖維增強后綜合性能有所提高，但作為理想的透波材料仍有差距；集兩者優點的硅氮硼材料綜合性能優異，但成型工藝復雜等。然而，相較于其他類的透波材料，氮化基復合材料體系的綜合性能最為優異，因此各國航天領域專家日益關注此類材料的發展，未來氮化物透波材料的研究將主要集中在發展性能穩定可靠的氮化物基透波復合材料和發明低成本的制備成型工藝兩方面。

綜上所述，三種透波陶瓷基復合材料均可不同程度地滿足透波應用的基本要求，并能在相應的服役環境中穩定發揮性能。目前陶瓷基透波復合材料已經用于航空航天領域，如遠程空空導彈、地地導彈、高超聲速飛行器等的天線罩上，未來隨著機載武器服役環境的不斷惡化，將其單獨應用于天線罩或天線窗上不可避免地會暴露出不足，探索復合機理和工藝，并針對制備工藝進行改進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。在實際應用中，由于不同的飛行器（運載火箭、導彈等）的服役環境不同，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據，從而有效地滿足天線罩的設計要求是尤為重要的。

3.2高溫結構陶瓷基復合材料

連續纖維增強陶瓷基復合材料還具有優異的高溫力學性能、抗氧化和抗燒蝕性能，將其應用于高超聲速飛行器的熱端結構部件可獲得良好的減重和熱防護效果。這類材料主要有連續纖維增強碳化物復合材料和氧化物纖維增強氧化物復合材料兩種。

3.2.1連續纖維增強碳化物陶瓷基復合材料

SiC陶瓷基復合材料具有較強的綜合性能，不僅強度高、硬度高，熔點高，而且具有良好的化學穩定性，很好地滿足了航空航天等領域對熱結構材料的性能要求［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基復合材料研究與應用的首選材料。將C_f/SiC-CMC代替金屬熱防護系統應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用于其陣風戰斗機M88發動機的噴嘴瓣［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，但其高溫耐氧化性弱于SiC_f/SiC-CMC，因此在航空發動機領域最終廣泛應用的是SiC_f/SiC-CMC。20世紀80年代末，美國通用電器公司采用預浸料-熔滲（Melt-Infiltration，MI）工藝制備了SiC_f/SiC-CMC，并對其進行力學性能測試、極端環境測試、高流速燃燒室環境測試等，最終將其應用到了波音747X的發動機上［128］。日本IHI公司采用“化學氣相沉積+固相浸漬+前驅體浸漬裂解”工藝制備了SiC_f/SiC-CMC，隨后將其制備成SiC_f/SiC-CMC導向葉片，并在長達400h的極端環境中通過了IM270燃氣輪機的考核驗證［127］。在國內，跨大氣層空天飛行器防熱系統的C_f/SiC-CMC頭錐帽和機翼前緣已經裝機試飛成功。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性能，其制作的噴管部件已成功進行地面試車實驗。焦健等［130］通過PIP工藝制備了C_f/SiC-CMC，在1200℃下材料的彎曲強度高達712MPa，在航空發動機熱端部件上具有應用潛力。

連續纖維增強SiC基復合材料耐高溫、抗氧化、強度高且生產工藝可設計，能滿足航空航天對高溫部件的性能要求，已經廣泛應用于高超聲速飛行器前緣和再入式導彈鼻錐等部位。但大部分纖維增強碳化硅基復合材料構件形狀相對復雜，需要對其結構、熱力耦合服役環境、失效行為進行詳細研究。為了應對日益嚴峻的極端環境，針對基體進行優化改進并發展涂層工藝、修復及考核驗證系統顯得尤為重要。

3.2.2氧化物纖維增強氧化物陶瓷基復合材料

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

美國洛克希德導彈和空間公司以氧化鋁纖維增強二氧化硅制備了一種具有良好熱穩定性的陶瓷基復合材料，抗彎強度比純石英系列提高1～2倍，使用溫度達到1427℃。有望作為第三代陶瓷防熱瓦用于未來航天運輸系統中［126］。德國航天中心制備了一系列莫來石纖維/莫來石（Muf/Mullite）氧化物基復合材料，構件形狀多樣（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、英國航空公司也進行了相關研究，并成功將此類材料應用于超聲速飛行器前緣［133］。國內針對氧化物基復合材料的研究主要集中于性能提升層面。Zhu等［134］采用高溫熱壓燒結的方法，借助物理濕混的方式將短切ZrO₂纖維和Al₂O₃基體均勻復合，于1550℃、35MPa下制備了兼具高透氣性和力學強度的短切ZrO₂纖維增強Al₂O₃支架復合材料。同純相Al₂O₃材料相比，摻雜4wt%短切ZrO₂纖維時復合體的彎曲強度和抗燒蝕能力分別提升了26.1%和52%，實現了產品的輕量化，有望應用于輕型導彈發射器支架。Xiang等［135］通過Sol-gel法制備了SiO_2f/ZrO₂-SiO₂復合材料，研究發現在1200℃的條件下，材料的抗彎強度與彈性模量分別為62.1MPa和28.58GPa，且表現出較長的服役壽命。

氧化物纖維增強氧化物陶瓷基復合材料在熱端結構件的應用相對較少，其綜合力學性能和增強相纖維的高溫力學性能密切相關。但當前纖維類別受限，制備成本極高，并且多數氧化物纖維相高溫抗蠕變性能差，難以于1200℃以上高溫環境長時間服役。為此，根據纖維性質和材料服役環境，未來可重點開發新組分復合纖維相以提高復合材料的高溫性能，拓寬其在高溫結構部件上的應用范圍。

綜上所述，對于連續纖維增強陶瓷基復合材料的研究，目前主要集中于在透波部件以及熱結構部件上的應用。上述討論的各類陶瓷基復合材料，在服役階段，仍會表現出各種性能缺陷，其中透波材料面臨著嚴重的吸潮、高溫性能不穩定等問題，未來應針對基體或纖維進行改性，并改善制備手段，克服其在應用領域的難題。而針對高溫結構陶瓷基材料的耐溫性應做進一步的提升。隨著機載武器飛行速度的提升，其表面將面臨更苛刻的氣動熱環境，此時材料在高溫環境中的穩定性及可靠性尤為重要，如何開發出新工藝方法或優化現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合材料在高超聲速機載武器中實現應用的主要研究方向。另外，研制新型的陶瓷基復合材料，如除耐高溫外還可重復使用的復合材料，也是未來的研究重點。

4總結

現代戰爭要求機載武器向遠程化、隱身化、高速度、高機動、高精度方向發展。采用先進復合材料進行結構減重和結構功能一體化設計是實現裝備性能躍升的重要途徑。相比于傳統材料，先進復合材料具有鮮明的高比剛度、高比強度、可設計等優勢。本文針對機載武器用復合材料，從材料體系、成型工藝、應用情況等方面進行了綜述。一方面，先進復合材料不同的材料體系和成型工藝，其宏觀性能參數差異較大，尤其是溫度對材料的性能影響巨大。機載武器復合材料應根據其服役環境和功能要求來選擇合適的材料體系。對于主承力結構來說，碳纖維/環氧、碳纖維/雙馬來酰胺、碳纖維/聚醚醚酮等樹脂基復合材料適用于低馬赫數（Ma＜3）的機載武器，碳纖維/聚酰亞胺復合材料則對馬赫數等于3～4的機載武器較為合適。酚醛復合材料通常可用作整流罩、發動機噴管及擴散段等次承力構件，也可用于長時間高熱流密度下的外防熱系統設計。對于有透波功能要求的結構，石英纖維增強的熱固性復合材料適用于低馬赫數飛行器的天線罩（窗），陶瓷基復合材料則更適用于高超聲速飛行器的透波部件。結構陶瓷基復合材料則在Ma＞5的高超聲速機載武器的熱端部件上具有良好的應用前景。另一方面，武器裝備的更新換代也對先進復合材料提出了更高的要求。未來機載武器用先進復合材料的發展將呈現以下特點：

（1）低成本化。機載武器作為一種消耗型的裝備，對成本的控制更為苛刻。先進復合材料要在機載武器上大量應用，低成本化是關鍵，包括低成本的材料技術、成型工藝以及設計驗證技術。如采用工業級大絲束碳纖維，非熱壓罐成型工藝，虛擬設計、制造及驗證技術等。

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

（3）智能化。隨著智能材料技術的不斷發展與成熟，具備傳感、控制和驅動功能的智能復合材料結構將在未來機載武器中扮演著重要角色。如智能隱身材料、形狀記憶復合材料、自修復材料等可極大提高機載武器在防御、進攻、使用維護等方面的性能。

總之，隨著材料技術的發展，先進復合材料在機載武器的應用將會越來越廣泛。除了要關注材料性能和工藝技術外。像空空導彈、超聲速巡航導彈、高超聲速飛行器等高速飛行的機載武器，由于其面臨極為苛刻的高溫環境，還需要重點關注先進復合材料在高溫瞬態時變環境下的損傷機理、失效模式、結構-功能一體化設計技術等關鍵科學問題。

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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