張德剛，陳綱

(1.中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司 濟(jì)南特種結(jié)構(gòu)研究所，山東 濟(jì)南 250023；2.北京電子工程總體研究所，北京 100854)

0 引言

碳纖維樹脂基復(fù)合材料(carbon fiber reinforced polymer,CFRP)是目前國(guó)內(nèi)外航空航天領(lǐng)域應(yīng)用廣泛的結(jié)構(gòu)材料。從材料的比強(qiáng)度、比模量角度考慮，CFRP明顯優(yōu)于傳統(tǒng)的鋁、鎂、鈦、鋼等金屬材料，但是不同行業(yè)和領(lǐng)域產(chǎn)品的特點(diǎn)和要求各有不同，CFRP替代傳統(tǒng)金屬材料的實(shí)際效果也有所差異，特別是在防空導(dǎo)彈領(lǐng)域，需要精細(xì)化分析CFRP替代傳統(tǒng)金屬材料后的制造成本、適用性、整體性能提升等問(wèn)題。文章分析介紹了CFRP在國(guó)內(nèi)外航空航天領(lǐng)域的應(yīng)用情況，并結(jié)合目前國(guó)內(nèi)防空導(dǎo)彈的設(shè)計(jì)現(xiàn)狀，從材料供貨、制造工藝、成本、總體性能提升等方面對(duì)CFRP在防空導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)中的適用性問(wèn)題進(jìn)行了綜合分析。

1 航空航天領(lǐng)域常用的CFRP

與金屬材料相比，CFRP的主要優(yōu)勢(shì)是高的比強(qiáng)度和比模量(如表1所示)，具有良好的可設(shè)計(jì)性，以及具有優(yōu)異的耐疲勞、耐腐蝕和抗振動(dòng)等特性，并且易于制造一次整體成型復(fù)雜零件。從目前航空航天領(lǐng)域的應(yīng)用情況看，常用的CFRP有高強(qiáng)碳纖維/樹脂基復(fù)合材料(如T300，T700增強(qiáng)的樹脂基復(fù)合材料)、高強(qiáng)中模碳纖維/樹脂基復(fù)合材料(如T800，IM7纖維增強(qiáng)的樹脂基復(fù)合材料)，高強(qiáng)高模碳纖維/樹脂基復(fù)合材料(如M40J，M55J等高模纖維增強(qiáng)的樹脂基復(fù)合材料)。在樹脂體系上，環(huán)氧樹脂應(yīng)用廣泛，其使用溫度一般不超過(guò)150 ℃，工藝性好，技術(shù)成熟度高，當(dāng)采用雙馬樹脂作為基體材料時(shí)，復(fù)合材料的使用溫度不高于250 ℃，耐溫要求在300 ℃～450 ℃時(shí)選用聚酰亞胺樹脂。通常情況下，耐高溫樹脂的工藝性較差，成品率低，制造成本較高。

2 CFRP在航空領(lǐng)域的應(yīng)用

在軍機(jī)、民機(jī)的大型承力構(gòu)件中，采用CFRP替代鈦、鋁、鎂等金屬材料，可大幅降低結(jié)構(gòu)質(zhì)量，減少油耗，并降低運(yùn)營(yíng)成本。據(jù)保守估計(jì)，采用CFRP替代傳統(tǒng)金屬材料作為飛機(jī)主承力結(jié)構(gòu)，可達(dá)到減重20%以上的效果。AV-8B 改型“鷂” 式飛機(jī)是美國(guó)軍用飛機(jī)中使用復(fù)合材料最多的機(jī)種，全機(jī)所用CFRP的質(zhì)量約占飛機(jī)結(jié)構(gòu)總質(zhì)量的26%，使整機(jī)減重9%，有效載荷比AV-8A飛機(jī)增加了一倍。結(jié)構(gòu)質(zhì)量系數(shù)是衡量軍機(jī)戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能的重要指標(biāo)之一， 國(guó)外第4代軍機(jī)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量系數(shù)已達(dá)到27%～28%[1-2]。

另一方面，在航空領(lǐng)域基于CFRP整體成型工藝，開展飛機(jī)結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)，可減少飛機(jī)結(jié)構(gòu)的零件種類、數(shù)量，縮短制造裝配生產(chǎn)周期，進(jìn)而降低飛機(jī)的制造成本。如美國(guó)F-35戰(zhàn)斗機(jī)垂尾主承力盒段(如圖1所示)，制件前緣長(zhǎng)3.65 m，重約90 kg，其加筋采用編織體，再和蒙皮制作成整體結(jié)構(gòu)，利用RTM(樹脂傳遞模塑成型)整體成型技術(shù)，其零件數(shù)從原來(lái)的13個(gè)變?yōu)?個(gè)，減少緊固件1 000多個(gè)，降低成本60%。又如美國(guó)第4代重型戰(zhàn)斗機(jī)F-22，采用RTM整體成型工藝制造的包括高溫環(huán)氧樹脂和雙馬樹脂基復(fù)合材料制件約400件，占復(fù)合材料結(jié)構(gòu)質(zhì)量25%，采用這項(xiàng)技術(shù)后比原設(shè)計(jì)節(jié)省開支2.5億美元。該機(jī)型中典型的RTM成型復(fù)合材料主承力結(jié)構(gòu)件是機(jī)翼主承力正弦波梁(每架飛機(jī)有46根)，采用IM7/5250-4RTM雙馬復(fù)合材料體系，如圖2所示。

3 CFRP在航天領(lǐng)域的應(yīng)用

航天用碳纖維的應(yīng)用以高強(qiáng)、中模為主，高模也有少量應(yīng)用。在大型運(yùn)載火箭上，CFRP應(yīng)用多用于整流罩、發(fā)動(dòng)機(jī)殼體等結(jié)構(gòu)中，特別是上面級(jí)結(jié)構(gòu)中廣泛采用CFRP，有效地減輕了上面級(jí)結(jié)構(gòu)質(zhì)量，對(duì)提高運(yùn)載火箭發(fā)射有效載荷的能力具有十分明顯的效果[3-4]。如圖3所示，美國(guó)的“大力神”火箭采用CFRP作為整流罩、級(jí)間段艙體和錐形尾艙承載結(jié)構(gòu)材料，級(jí)間段蒙皮和錐形尾艙殼體采用的是IM7/8552復(fù)合材料[5]。另外美國(guó)、日本、法國(guó)的固體發(fā)動(dòng)機(jī)殼體主要采用CFRP，如美國(guó)“三叉戟”-2導(dǎo)彈、“戰(zhàn)斧”式巡航導(dǎo)彈、“大力神”-4 火箭、法國(guó)的“阿里安娜2”型火箭、日本的M-5火箭等發(fā)動(dòng)機(jī)殼體，其中使用量最大的是美國(guó)赫氏公司生產(chǎn)的IM-7中模高強(qiáng)碳纖維，抗拉強(qiáng)度為5.3 GPa，性能最高的是日本東麗公司生產(chǎn)的T800碳纖維，抗拉強(qiáng)度5.65 GPa，楊氏模量300 GPa。

在空間結(jié)構(gòu)中，CFRP以其較高的結(jié)構(gòu)剛度、較低的線膨脹系數(shù)和可設(shè)計(jì)性廣泛應(yīng)用于太陽(yáng)能電池陣、天線、桁架以及衛(wèi)星本體等結(jié)構(gòu)中。如日本JERS-1地球資源衛(wèi)星殼體內(nèi)部的500mm的推力筒、儀器支架、8根支撐桿和分隔環(huán)都使用了M40JB樹脂基復(fù)合材料[6]，此外，衛(wèi)星的外殼、一些儀器的安裝板均采用了碳纖維/環(huán)氧蜂窩夾層結(jié)構(gòu)。我國(guó)在“地球資源衛(wèi)星1號(hào)”及“風(fēng)云二號(hào)”氣象衛(wèi)星上均采用了碳纖維/環(huán)氧復(fù)合材料做主承力構(gòu)件。高性能碳纖維復(fù)合材料制成的結(jié)構(gòu)件在衛(wèi)星上應(yīng)用比例的不斷增加，有利于減小整星的質(zhì)量，增加有效載荷的承載效率，進(jìn)而大大降低了發(fā)射成本。日本東麗公司近年來(lái)連續(xù)推出的T800和T1000 等高強(qiáng)度纖維和M40J,M50J,M55J及M60J等高模量碳纖維，使CFRP 在衛(wèi)星上的應(yīng)用正大量從次承力結(jié)構(gòu)件轉(zhuǎn)入主承力結(jié)構(gòu)件。

CFRP在戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈上的大規(guī)模應(yīng)用始于20世紀(jì)80年代，主要應(yīng)用于戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體，目的在于獲取更高的推重比，提升發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)的可靠性和安全性，并盡可能提高導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)頻率。如美國(guó)的PAC-3就在PAC-2的基礎(chǔ)上采用IM7纏繞成型復(fù)合材料發(fā)動(dòng)機(jī)殼體，并將戰(zhàn)斗部殼體材料改為T300樹脂基復(fù)合材料，區(qū)域高層防御導(dǎo)彈THAAD也采用了高強(qiáng)中模碳纖維樹脂基復(fù)合材料作為發(fā)動(dòng)機(jī)殼體材料，并在其攔截器艙體結(jié)構(gòu)中使用了赫氏公司生產(chǎn)的高模高強(qiáng)碳纖維[7]，另外，雷神公司的超高速反坦克導(dǎo)彈HATM殼體采用M30S高強(qiáng)中模碳纖維纏繞成型，殼體壁厚僅2.5 mm(如圖4所示)。表2為各種戰(zhàn)術(shù)級(jí)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料殼體計(jì)劃[8-9]。

出于對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)安全性考慮，通常采用低感度推進(jìn)劑、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)非傳統(tǒng)殼體(即不采用金屬殼體)等系統(tǒng)級(jí)方法來(lái)降低發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)外界刺激的激烈反應(yīng)。發(fā)動(dòng)機(jī)采用復(fù)合材料殼體的試驗(yàn)表明，在快速加熱中能弱化劇烈反應(yīng)，降低結(jié)構(gòu)爆破過(guò)程中的碎片能量。在20世紀(jì)90年代初進(jìn)行的鈍感彈藥先進(jìn)開發(fā)(IMAD )計(jì)劃支持了該結(jié)論,認(rèn)為對(duì)一些種類的推進(jìn)劑,采用絲纏繞復(fù)合材料殼體的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)能緩和子彈和碎片的撞擊反應(yīng)。在IMAD計(jì)劃中,對(duì)直徑152 mm的火箭發(fā)動(dòng)機(jī),一種采用高強(qiáng)度復(fù)合材料殼體；一種采用典型鋼殼體進(jìn)行IM (鈍感彈藥反應(yīng))試驗(yàn)比較,發(fā)動(dòng)機(jī)都采用低煙AP/HTPB(高氯酸銨/端羥基聚丁二烯)推進(jìn)劑。試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)表3，使用復(fù)合材料殼體反應(yīng)劇烈程度會(huì)顯著降低[8]。

表1 典型樹脂基復(fù)合材料與金屬材料性能

4 CFRP在防空導(dǎo)彈上的應(yīng)用分析

4.1 性能分析

CFRP在防空導(dǎo)彈上的主要應(yīng)用方向是導(dǎo)彈艙體、舵翼面及發(fā)動(dòng)機(jī)殼體結(jié)構(gòu)等主要承力部件，這些部件占據(jù)了導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)質(zhì)量的主要部分。CFRP的強(qiáng)度、剛度等力學(xué)性能存在較大的方向性差異，可通過(guò)鋪層設(shè)計(jì)適應(yīng)綜合力學(xué)環(huán)境的要求。通常情況下，CFRP預(yù)浸料主方向的力學(xué)性能不等同于實(shí)際結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能。以T300/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料為例，典型復(fù)合材料鋪層合結(jié)構(gòu)的等效彈性模量能夠達(dá)到鋁合金材料的水平，傳統(tǒng)金屬材料與復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)的等效拉伸模量和密度特性見(jiàn)圖5。在比較分析復(fù)合材料彈體結(jié)構(gòu)與金屬結(jié)構(gòu)性能差異時(shí)，需根據(jù)具體結(jié)構(gòu)特征綜合考慮減重效果、剛度、強(qiáng)度和環(huán)境適應(yīng)性等因素。

多數(shù)導(dǎo)彈的結(jié)構(gòu)質(zhì)量占全彈質(zhì)量的20%～30%，其中發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量占比在15%左右，隨著彈徑尺寸的增加，結(jié)構(gòu)比重隨之降低。在防空導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)質(zhì)量中，防熱結(jié)構(gòu)質(zhì)量占據(jù)了一定的比例，主要包含了氣動(dòng)熱防護(hù)結(jié)構(gòu)和發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)部分防熱結(jié)構(gòu)，可使用CFRP的承載結(jié)構(gòu)的質(zhì)量比例較低。因此，CFRP在導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)中的減重效果沒(méi)有飛機(jī)結(jié)構(gòu)中那么明顯，與傳統(tǒng)的導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)相比，CFRP在導(dǎo)彈不同部件上的減重效果也存在較大差異。

(1) CFRP在導(dǎo)彈艙體中的應(yīng)用分析

目前防空導(dǎo)彈艙體結(jié)構(gòu)常用的金屬材料是鋁、鎂合金，由于導(dǎo)彈裝填密度高、尺寸小型化，鎂合金艙體壁厚一般在4 mm左右，鋁合金艙體壁厚一般在2 mm左右。采用T300碳纖維復(fù)合材料替代鎂合金作為艙體結(jié)構(gòu)材料時(shí)，遵循等剛度設(shè)計(jì)原則，可減重40%。由于鋁合金艙體壁厚較薄(一般在2 mm左右)，采用T300復(fù)合材料替代鋁合金作為艙體結(jié)構(gòu)材料時(shí)，考慮到復(fù)合材料鋪層設(shè)計(jì)原則，復(fù)合材料艙體結(jié)構(gòu)最小壁厚不低于1.5 mm，可減重30%以上，但結(jié)構(gòu)剛度難以提高，因此建議采用中?；蚋吣Ｌ祭w維增強(qiáng)復(fù)合材料替代鋁合金作為艙體結(jié)構(gòu)材料，可同時(shí)實(shí)現(xiàn)減重30%和提高剛度25%的效果。另外，CFRP的模量在耐溫性上有一定優(yōu)勢(shì)，在其使用溫度范圍內(nèi)模量保持率在95%以上，而鎂、鋁合金的高溫模量保持率不超過(guò)85%。

通常情況下，防空導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)遵循剛度設(shè)計(jì)、強(qiáng)度校核的原則，剛度設(shè)計(jì)環(huán)節(jié)對(duì)選材方案有較大的影響，而強(qiáng)度問(wèn)題可以在局部設(shè)計(jì)中解決。但是選取CFRP作為防空導(dǎo)彈艙體結(jié)構(gòu)材料時(shí)，應(yīng)將剛度優(yōu)勢(shì)與強(qiáng)度設(shè)計(jì)的可實(shí)現(xiàn)性同時(shí)考慮，在強(qiáng)度方面需重點(diǎn)考慮幾方面因素：①由于復(fù)合材料具有各向異性和脆性的特點(diǎn)，使復(fù)合材料連接部位的應(yīng)力集中比金屬嚴(yán)重，因此連接部位是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度的薄弱環(huán)節(jié)。特別在導(dǎo)彈艙段間連接結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)上，絕不能照搬傳統(tǒng)金屬艙體結(jié)構(gòu)套接或?qū)拥慕Y(jié)構(gòu)形式，需要根據(jù)具體載荷特征和幾何空間進(jìn)行設(shè)計(jì)，多數(shù)情況下需要采取金屬與復(fù)合材料混合結(jié)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)，往往會(huì)占用較多的結(jié)構(gòu)空間，并附加一定的結(jié)構(gòu)質(zhì)量。②雖然復(fù)合材料剛度具有很好的溫度穩(wěn)定性，但是高溫對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度影響較大，對(duì)界面強(qiáng)度的影響尤為明顯，因此在設(shè)計(jì)時(shí)需重點(diǎn)考慮連接結(jié)構(gòu)、開口結(jié)構(gòu)的高溫強(qiáng)度裕度。③雖然中模、高模纖維的模量?jī)?yōu)勢(shì)明顯，但是該類纖維的拉伸與壓縮強(qiáng)度存在較大的差異，以T800為例，其拉壓強(qiáng)度比達(dá)到1.7以上，因此高模纖維增強(qiáng)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的設(shè)計(jì)工況較復(fù)雜。

表2 戰(zhàn)術(shù)級(jí)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料殼體計(jì)劃Table 2 Composite tactical motor case programs

防空導(dǎo)彈復(fù)合材料艙體結(jié)構(gòu)在設(shè)備安裝、結(jié)構(gòu)形式及布局、連接設(shè)計(jì)等方面與金屬艙體結(jié)構(gòu)差異較大，合理的復(fù)合材料艙體設(shè)計(jì)結(jié)果往往與金屬艙體結(jié)構(gòu)截然不同。借鑒飛機(jī)復(fù)材構(gòu)件設(shè)計(jì)，典型結(jié)構(gòu)件的設(shè)計(jì)在很大程度上依賴于專家經(jīng)驗(yàn)以及以往成功的方法、實(shí)例等。然而目前復(fù)合材料在防空導(dǎo)彈上的應(yīng)用積累非常有限，現(xiàn)行的開發(fā)體系在知識(shí)積累方面普遍存在許多問(wèn)題，導(dǎo)彈研發(fā)單位不具備完備的復(fù)合材料制造配套條件，設(shè)計(jì)與工藝難以實(shí)現(xiàn)協(xié)同，缺乏對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中企業(yè)專用知識(shí)的系統(tǒng)開發(fā)、有效歸納和整理，更談不上對(duì)工程知識(shí)有效的繼承、集成、運(yùn)用、管理與創(chuàng)新，而這些都是衡量一個(gè)企業(yè)或行業(yè)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、應(yīng)用水平的關(guān)鍵。

(2) CFRP在發(fā)動(dòng)機(jī)殼體中的應(yīng)用分析

固體發(fā)動(dòng)機(jī)殼體的輕量化、復(fù)合化是提高其性能的有效途徑。20世紀(jì)60年代采用玻璃鋼(GFRP)，1980 年代CFRP 取代kevlar纖維復(fù)合材料(KFRP)。目前，CFRP廣泛用于戰(zhàn)略導(dǎo)彈和發(fā)動(dòng)機(jī)殼體，發(fā)動(dòng)機(jī)性能得到顯著提高，而國(guó)內(nèi)防空導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)殼體結(jié)構(gòu)材料則以高強(qiáng)度鋼為主。評(píng)價(jià)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體性能用容積特性來(lái)表征，即：

容積特性系數(shù)=PV/W，

式中：P為爆破壓強(qiáng)；V為容積體積；W為材料質(zhì)量。

顯然，容積特性系數(shù)隨著所用材料質(zhì)量的輕量化而得到提高。對(duì)于超高強(qiáng)鋼，容積特性系數(shù)為5～8 km ，鈦合金為7～11 km， 玻璃鋼為12～19 km，CFRP 容積特性系數(shù)高于GFRP。

防空導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)殼體是導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)質(zhì)量的重要組成部分，同時(shí)對(duì)全彈剛度的貢獻(xiàn)度最大，從發(fā)動(dòng)機(jī)自身設(shè)計(jì)角度出發(fā)，殼體選材設(shè)計(jì)需綜合考慮爆破安全性和輕質(zhì)化，從全彈設(shè)計(jì)角度出發(fā)，還需要考慮發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)對(duì)全彈剛度和彎曲頻率的影響。出于對(duì)以上因素的綜合考慮，中模高強(qiáng)碳纖維(T800，IM7等)成為國(guó)外先進(jìn)防空導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)殼體首選材料，該類纖維具有很高的抗拉強(qiáng)度和高斷裂延伸率，拉伸強(qiáng)度是T300的1.5倍以上，同時(shí)纖維模量較T300，T700等常規(guī)產(chǎn)品高出近25%，因此在替代高強(qiáng)度鋼作為發(fā)動(dòng)機(jī)殼體材料時(shí)，可在不降低爆破壓強(qiáng)的情況下，實(shí)現(xiàn)輕質(zhì)化、高剛度的目標(biāo)。以某型發(fā)動(dòng)機(jī)殼體為例，殼體材料為2 mm高強(qiáng)度鋼結(jié)構(gòu)，殼體質(zhì)量約75 kg，采用T800/環(huán)氧復(fù)合材料殼體等剛度設(shè)計(jì)，復(fù)合材料殼體壁厚為4.8 mm，爆破壓強(qiáng)不降低，發(fā)動(dòng)機(jī)減重37 kg，全彈減重3%。

在防空導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)殼體上采用CFRP替代高強(qiáng)度鋼時(shí)需要關(guān)住2方面的技術(shù)問(wèn)題：①碳纖維/環(huán)氧復(fù)合材料的使用溫度在150 ℃以下，其使用溫度低于高強(qiáng)度鋼，因此需要在內(nèi)防熱和外防熱方面采取更多的措施，而防熱措施需在性能與工藝方面與復(fù)合材料殼體匹配，因此采用CFRP作為發(fā)動(dòng)機(jī)殼體結(jié)構(gòu)材料的技術(shù)難度更大，同時(shí)也因防熱問(wèn)題增加一定的結(jié)構(gòu)質(zhì)量。②復(fù)合材料發(fā)動(dòng)機(jī)殼體主要采用纏繞工藝，材料對(duì)彈體軸向剛度的貢獻(xiàn)度受到限制，國(guó)內(nèi)外目前僅限于將中模纖維應(yīng)用于發(fā)動(dòng)機(jī)殼體結(jié)構(gòu)，而高模纖維由于其性能和纏繞工藝性問(wèn)題尚未用于發(fā)動(dòng)機(jī)殼體結(jié)構(gòu)，國(guó)內(nèi)部分發(fā)動(dòng)機(jī)研制單位嘗試在殼體纏繞過(guò)程中融入鋪層工藝，提高了纖維方向與發(fā)動(dòng)機(jī)軸向的一致性，進(jìn)而大幅度提高發(fā)動(dòng)機(jī)的彎曲剛度，采取該方式有望將高模纖維用于發(fā)動(dòng)機(jī)殼體，可大幅度提升發(fā)動(dòng)機(jī)以及全彈的剛度。

(3) CFRP在舵翼面結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用分析

防空導(dǎo)彈舵翼面多采用鈦合金、鋁合金材料，以獲取較高的強(qiáng)/剛度、精確的氣動(dòng)外形，以及良好的熱強(qiáng)度。在固定舵翼面結(jié)構(gòu)中，采用復(fù)合材料替代鋁合金、鈦合金可減重30%以上，并且在設(shè)計(jì)和成型工藝上都易于實(shí)現(xiàn)。但是在折疊舵翼面結(jié)構(gòu)中，特別對(duì)于小尺寸折疊舵翼面，一方面為了實(shí)現(xiàn)折疊鎖定機(jī)構(gòu)的安裝，需明確能否在復(fù)合材料中嵌入金屬結(jié)構(gòu)，并在成型后進(jìn)行整體機(jī)加;另一方面需重點(diǎn)考慮舵翼面展開過(guò)程中的沖擊環(huán)境對(duì)復(fù)合材料及其與金屬材料的界面性能的影響，因?yàn)閺?fù)合材料層合結(jié)構(gòu)對(duì)面外沖擊環(huán)境的敏感度很高，而舵面展開鎖定過(guò)程中的沖擊往往都是法向沖擊。目前國(guó)內(nèi)的防空導(dǎo)彈舵翼面結(jié)構(gòu)尺寸較小，多數(shù)舵翼面采用折疊方式，且結(jié)構(gòu)復(fù)雜，因此CFRP在防空導(dǎo)彈舵翼面結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用較少[10]。

4.2 工藝與成本分析

成本屬于一個(gè)重要的經(jīng)濟(jì)概念，其定義也隨著社會(huì)對(duì)經(jīng)濟(jì)問(wèn)題的不斷認(rèn)識(shí)而更新。隨著這一認(rèn)識(shí)的深入，人們對(duì)于航天產(chǎn)品的成本問(wèn)題也從簡(jiǎn)單的設(shè)計(jì)制造過(guò)程中的成本消耗，過(guò)渡到了整個(gè)使用周期的全壽命周期成本。全壽命周期成本是指產(chǎn)品從開始醞釀, 經(jīng)過(guò)論證、研究、設(shè)計(jì)、發(fā)展、生產(chǎn)、使用一直到最后報(bào)廢的整個(gè)生命周期內(nèi)所耗費(fèi)的研究、設(shè)計(jì)與發(fā)展費(fèi)用、生產(chǎn)費(fèi)用、使用和保障費(fèi)用及最后廢棄費(fèi)用的總和。

目前的航天產(chǎn)品中，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)制造的成本普遍高于金屬結(jié)構(gòu)，在防空導(dǎo)彈領(lǐng)域，復(fù)合材料構(gòu)件的全壽命周期成本主要體現(xiàn)在論證、研究、設(shè)計(jì)和生產(chǎn)階段，特別是在基礎(chǔ)薄弱的情況下，復(fù)合材料構(gòu)件的研究、設(shè)計(jì)階段成本比例會(huì)大大增加，且遠(yuǎn)超過(guò)傳統(tǒng)金屬結(jié)構(gòu)產(chǎn)品。因此，隨著復(fù)合材料應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)的不斷積累，復(fù)合材料構(gòu)件的全壽命成本將呈現(xiàn)顯著下降的趨勢(shì)。而復(fù)合材料構(gòu)件的制造低成本問(wèn)題，則需要通過(guò)先進(jìn)的制造技術(shù)來(lái)解決。

從碳纖維復(fù)合材料結(jié)構(gòu)成本構(gòu)成上可以看到(如圖6所示)，原材料、設(shè)備和工裝夾具、固化這3部分成本占到總成本的59%，如果能夠充分利用干纖維液體成型、真空爐固化等先進(jìn)低成本工藝帶來(lái)的成本效益，則能夠大幅度降低產(chǎn)品的制造成本。選擇干纖維液體成型可以節(jié)省大量的纖維預(yù)浸、運(yùn)輸、保管費(fèi)用，設(shè)備投資也較低。干纖維與液體樹脂的成本，比同等的預(yù)浸料要低最多70%，預(yù)浸料的成本還體現(xiàn)在運(yùn)輸和保管上，一般需要在低溫環(huán)境下貯存，并且貯存期很短。而干纖維則不存在這個(gè)問(wèn)題，即降低貯存能耗，也方便進(jìn)行生產(chǎn)規(guī)劃。采用非熱壓罐固化工藝的主要目的是在保證同樣質(zhì)量水平的情況下，縮短固化時(shí)間、降低能耗，進(jìn)而降低制造成本。常用的非熱壓罐固化工藝有真空袋固化、壓膜固化、微波固化等[11-12]。

防空導(dǎo)彈的承載結(jié)構(gòu)比重相對(duì)較小，采用CFRP替代鋁、鎂等輕質(zhì)合金帶來(lái)的減重效果有限，而碳纖維復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的制造成本普遍高于金屬結(jié)構(gòu)，因此在防空導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)中選用復(fù)合材料時(shí)應(yīng)關(guān)住其性能方面的不可替代性和低成本問(wèn)題，如更高的耐溫性、高剛度、復(fù)雜結(jié)構(gòu)生產(chǎn)高效性等。與之相關(guān)的工藝主要有RTM整體成型工藝、耐高溫樹脂基復(fù)合材料成型工藝等。在耐高溫樹脂基復(fù)合材料成型工藝方面，聚酰亞胺樹脂基復(fù)合材料是國(guó)內(nèi)外研究的熱點(diǎn)，從圖7可以看出，目前國(guó)際上的聚酰亞胺樹脂基復(fù)合材料已發(fā)展到第4代，其耐溫性可在420 ℃以上[13]，并且在多型導(dǎo)彈上已成功應(yīng)用，而目前國(guó)內(nèi)的工藝水平相對(duì)滯后，在防空導(dǎo)彈上也未見(jiàn)使用。

4.3 原材料供貨

碳纖維是重要的戰(zhàn)略物資，它的發(fā)展歷程就充滿濃厚的軍事背景。1988年美國(guó)國(guó)會(huì)通過(guò)法令，軍用碳纖維PAN 原絲要逐步自給。之后，美國(guó)的Amoco公司和Hexcel 公司相繼建成千噸級(jí)以上的PAN原絲生產(chǎn)線[14-15]。表4列出了目前國(guó)際市場(chǎng)供應(yīng)的成熟碳纖維產(chǎn)品，可以看出日本的碳纖維材料完全實(shí)現(xiàn)了商業(yè)化生產(chǎn)，其產(chǎn)品也已形成了適合于不同性能要求的全系列化模式，在國(guó)際市場(chǎng)上出于壟斷地位。美國(guó)出于自身軍事發(fā)展的需要，也有自己的碳纖維產(chǎn)品，并且在PAC-3,THAAD等核心裝備上，使用的都是美國(guó)赫氏生產(chǎn)的IM7，UHMS等高性能碳纖維，而沒(méi)有選用性能更好的T800等日本品牌。

生產(chǎn)廠家牌號(hào)拉伸強(qiáng)度/MPa拉伸彈性模量/GPa斷裂伸長(zhǎng)率(%)密度/(g·cm-3)東麗T30035302301．51．76T300J42102301．81．78T70049002302．11．80T80056502961．91．81T100070602962．41．80M4027403920．71．81M40J44003771．21．75M46J42004361．01．84M5024504900．51．91M50J41204750．91．88M55J40205400．81．91M60J38205880．71．93東邦人造絲UM4049003821．31．79UM4647104351．11．82UM5538205400．71．92HMS-40X44103921．11．84HMS-46X42204510．91．87HMS-55X40205390．71．92HMS-60X34305880．61．95三菱人造絲HR4044103901．11．82HS4044104501．01．85HerculesIM753102761．811．77IM854503031．671．80HMS-637003721．021．75UHMS38004440．751．88AmocoP-10024006900．32．17P-12022008300．32．18

碳纖維、碳纖維制品及其相關(guān)設(shè)備作為重要的戰(zhàn)略物資，被美國(guó)為首的西方國(guó)家列為禁止向我國(guó)提供的物資。我國(guó)就是在國(guó)際封鎖的惡劣環(huán)境中進(jìn)行碳纖維的研發(fā)。從“五五”至“十二五”，高性能碳纖維的研制均被列入國(guó)家重點(diǎn)科技攻關(guān)項(xiàng)目，經(jīng)過(guò)“十五”期間863等計(jì)劃的攻關(guān)我國(guó)標(biāo)準(zhǔn)模量T300及T700級(jí)碳纖維已基本可以實(shí)現(xiàn)自主保障，但是在中模高強(qiáng)及高模高強(qiáng)型碳纖維方面，其技術(shù)水平落后于發(fā)達(dá)國(guó)家，質(zhì)量和數(shù)量均無(wú)法滿足要求。

縱觀國(guó)外防空導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)中碳纖維復(fù)合材料的使用情況，可以明顯看出中模高強(qiáng)型碳纖維(如T800，T1000，IM7)用量較多，高模高強(qiáng)型碳纖維(如M40J，M55J，UHMS)也有一定的用量。目前我國(guó)已建成百噸級(jí)T800生產(chǎn)線以及20 t以上級(jí)高模纖維生產(chǎn)線，并安排相關(guān)項(xiàng)目開展國(guó)產(chǎn)纖維穩(wěn)定性化生產(chǎn)和工程應(yīng)用研究工作，預(yù)計(jì)2～4年時(shí)間將初步實(shí)現(xiàn)T800H和M40J級(jí)纖維的穩(wěn)定化生產(chǎn)。

5 結(jié)束語(yǔ)

原材料供貨、研發(fā)成本等因素是CFRP在防空導(dǎo)彈應(yīng)用過(guò)程中不可忽視的問(wèn)題。該類材料在防空導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)殼體結(jié)構(gòu)中具有廣泛的應(yīng)用前景，可明顯提升導(dǎo)彈的性能指標(biāo)，在選材方面建議優(yōu)先考慮強(qiáng)度、剛度、工藝性等綜合性能較好的高強(qiáng)中模型碳纖維，并結(jié)合鋪層工藝可有效提高殼體結(jié)構(gòu)抗彎剛度。在導(dǎo)彈艙段結(jié)構(gòu)中采用CFRP主要出于對(duì)剛度、強(qiáng)度、耐溫性等力學(xué)性能的苛刻要求，建議選擇高模、高強(qiáng)碳纖維，并與高耐溫等級(jí)樹脂匹配使用。

參考文獻(xiàn)：

[1] 王春凈，代云霏.碳纖維復(fù)合材料在航空領(lǐng)域的應(yīng)用[J].機(jī)電產(chǎn)品開發(fā)與創(chuàng)新，2010，23(2):14-15.

WANG Chun-jing,DAI Yun-fei.Application of Carbon Fiber Composite in Aerospace[J].Development & Innovation of Machinery & Electrical Products,2010，23(2):14-15.

[2] 何東曉.先進(jìn)復(fù)合材料在航空航天的應(yīng)用綜述[J].高科技纖維與應(yīng)用,2006，31(2):9-11.

HE Dong-xiao.Review of the Application of Advanced Composite in Aviation and Aerospace[J].Hi-Tech Fiber & Application,2006，31(2):9-11.

[3] Peter M Wegner,John E Higgins,Barry P Van West.Application of Advanced Grid-Stiffened Structures Technology to the Minotaur Payload Fairing[R].AIAA 2002-1336.

[4] Adam Biskner,John Higgins.Design and Evaluation of a Reinforced Advanced-Grid Stiffened Composite Structure[R].AIAA 2005-2153.

[5] John J Smith.Evolved Composite Structures for Atlas V[R].AIAA 2002-4201.

[6] 李威，郭權(quán)鋒.碳纖維復(fù)合材料在航天領(lǐng)域的應(yīng)用[J].中國(guó)光學(xué)，2011，4(3)：202-212.

LI Wei,GUO Quan-feng.Application of Carbon Fiber Composites to Cosmonautic Fields[J].Chinese Journal of Optics,2011，4(3)：202-212.

[7] Joel M Zuieback,Russell R Medley.Manufacturing Technology for a Low Cost,Lightweight Composite Bulkchead for THAAD[R].AIAA 1998-5192.

[8] Michael J Fisher,Thomas L Moore.Composite Motor Cases for Tactical Missile Propulsion Systems[R].AIAA 2005-3611.

[9] 劉蘿威，嚴(yán)明.用于戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈推進(jìn)系統(tǒng)的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料殼體[J].飛航導(dǎo)彈，2007(3)：45-47.

LIU Luo-wei,YAN Ming.Composite Motor Cases for Tactical Missile Propulsion Systems[J].Aerodynamic Missile Journal,2007(3)：45-47.

[10] 肖軍，張鵬.輕質(zhì)復(fù)合材料舵翼面的材料設(shè)計(jì)[J].航空兵器，2008(5)：57-61.

XIAO Jun,ZHANG Peng.Material Design on Light PMC Rudder and Wing[J].Aero Weaponry,2008(5)：57-61.

[11] 梁憲珠，張鋮.淺談降低國(guó)內(nèi)航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)成本的途徑[J].航空制造技術(shù),2011(3):40-44.

LIANG Xian-zhu,ZHANG Cheng.Approaches to Reducing Cost of Composites in Domestic Aviation[J].Aeronautical Manufacturing Technology,2011(3):40-44.

[12] 張麗華，范玉青.復(fù)合材料構(gòu)件低成本技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)[J].航空制造技術(shù)，2005(7)：61-63.

ZHANG Li-hua,FAN Yu-qing.Development Trends of Technologies of Affordable Composite Structure[J].Aeronautical Manufacturing Technology,2005(7)：61-63.

[13] 劉蘿威，曹運(yùn)紅，高溫樹脂基復(fù)合材料在超聲速導(dǎo)彈彈體上的應(yīng)用[J].宇航材料工藝， 2002(5)：15-19.

LIU Luo-wei,CAO Yun-yong.High-Temperature Resistant Resin Matrix Composite Applications to Supersonic Missile Airframes[J].Aerospace Materials & Technology ,2002(5)：15-19.

[14] 賀福，李潤(rùn)民，碳纖維在國(guó)防軍工領(lǐng)域中的應(yīng)用(1)[J].高科技纖維與應(yīng)用,2006，31(6):5-10.

HE Fu,LI Run-min.Application of Carbon Fiber in Defence and Military (1)[J].Hi-Tech Fiber & Application,2006，31(6):5-10.

[15] 賀福，李潤(rùn)民，碳纖維在國(guó)防軍工領(lǐng)域中的應(yīng)用(2)[J].高科技纖維與應(yīng)用,2007，32(1):9-13.

HE Fu,LI Run-min.Application of Carbon Fiber in Defence and Military (2)[J].Hi-Tech Fiber & Application,2007，32(1):9-13.