航空航天先進(jìn)復(fù)合材料研究現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢

2021-11-01 05:17趙振寧王輝虎琳

炭素 2021年2期

趙振寧，王輝，虎琳

（西安航天復(fù)合材料研究所，西安 710025）

1 復(fù)合材料概述及發(fā)展現(xiàn)狀

裝備研制，材料先行。隨著當(dāng)代技術(shù)的不斷突破與發(fā)展，單一的材料性能已經(jīng)不能滿足使用需求，復(fù)合化成為材料基礎(chǔ)研究的突破口。復(fù)合材料是指由金屬、高分子、無機(jī)非等幾類材料以不同方式復(fù)合而得的新型材料，各組分之間相互補(bǔ)充又關(guān)聯(lián)協(xié)同，具有單一材料無可比擬的優(yōu)勢[1,2]。在航空航天領(lǐng)域中，惡劣的工作環(huán)境意味著需要性能更具優(yōu)勢的先進(jìn)復(fù)合材料，將先進(jìn)復(fù)合材料應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域，可以實(shí)現(xiàn)[3-5]：(1)裝備大幅度減重。可增加有效載荷、降低能耗；(2)優(yōu)異的力學(xué)性能；(3)具備在高低溫環(huán)境下以及腐蝕性介質(zhì)中的尺寸穩(wěn)定性；(4)材料結(jié)構(gòu)可設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)功能一體化；(5)可滿足不同的性能需求，如電磁屏蔽、熱燒蝕防護(hù)等。

航空飛行器長期的發(fā)展目標(biāo)是：輕量化、高可靠性、長壽命、高效能。先進(jìn)復(fù)合材料可滿足航空領(lǐng)域?qū)Σ牧系男枨?，它的用量也逐漸成為飛機(jī)先進(jìn)性的重要標(biāo)志[6]。航天領(lǐng)域中，以高性能碳纖維復(fù)合材料為代表的先進(jìn)復(fù)合材料作為結(jié)構(gòu)、功能或結(jié)構(gòu)/功能一體化構(gòu)件材料，在導(dǎo)彈、運(yùn)載火箭和衛(wèi)星等飛行器上發(fā)揮著不可替代的作用[7,8]，其應(yīng)用水平和規(guī)模已關(guān)系到武器裝備的跨越式提升和型號(hào)導(dǎo)彈研制的成敗。先進(jìn)復(fù)合材料的發(fā)展推動(dòng)了航天整體技術(shù)的發(fā)展，主要應(yīng)用于導(dǎo)彈彈頭、彈體箭身和發(fā)動(dòng)機(jī)殼體的結(jié)構(gòu)部件和衛(wèi)星主體結(jié)構(gòu)承力件上。

2 先進(jìn)復(fù)合材料類型研究熱點(diǎn)

2.1 結(jié)構(gòu)類型研究

2.1.1 點(diǎn)陣復(fù)合材料

點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)是模擬微觀分子點(diǎn)陣構(gòu)型的一種超輕的有序結(jié)構(gòu)。目前已經(jīng)得到應(yīng)用的類似結(jié)構(gòu)有層合板、蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)，這些都屬于典型的層壓復(fù)合材料結(jié)構(gòu)（圖1a），它們存在一個(gè)明顯的缺陷，即芯材與面板之間的結(jié)合力弱導(dǎo)致抗剪切能力不足。改善這一缺點(diǎn)的方法有增加面板厚度或使用性能更高的粘結(jié)劑[9]，但并不能從根本解決問題。一種三維的點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)（圖1b）應(yīng)運(yùn)而生[10]。

圖1 兩種典型的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)Fig. 1 Two typical composite structures

點(diǎn)陣材料的結(jié)構(gòu)及功能特點(diǎn)有[11,12]：（1）具有超高孔隙率，滿足飛行器逐漸輕量化的需求；（2）特定的桿系結(jié)構(gòu)會(huì)賦予其高比強(qiáng)度、高比剛度、高韌性等優(yōu)越的機(jī)械性能；（3）三維網(wǎng)架結(jié)構(gòu)賦予產(chǎn)品吸聲、減震、散熱、電磁屏蔽等優(yōu)異性能，之間的空隙還能夠充填功能性器件，如電池、油料等，實(shí)現(xiàn)了兼功能與結(jié)構(gòu)于一體。常見衛(wèi)星熱管的鋪設(shè)通常需要一塊基板用來起承載作用，增加了衛(wèi)星的結(jié)構(gòu)冗余。點(diǎn)陣復(fù)合材料具有90%的孔隙比，大的空穴為熱管提供了鋪設(shè)空間。與傳統(tǒng)衛(wèi)星結(jié)構(gòu)方式相比，免去了在結(jié)構(gòu)層開槽布管，既保持了結(jié)構(gòu)完整性，又因工藝步驟的減少降低了研究和加工難度，使成本下降。將點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)應(yīng)用于空間太陽能電池板，使能量轉(zhuǎn)化效率提高了80～115W/kg[13]。

2.1.2 先進(jìn)格柵復(fù)合材料

復(fù)合材料格柵結(jié)構(gòu)是為航空航天領(lǐng)域開發(fā)的一種新型結(jié)構(gòu)，其制備過程如圖2所示。前蘇聯(lián)在1981～1985年啟動(dòng)類似研究，他們先將纖維纏繞成格柵，再在格柵之上纏繞蒙皮，制備得到火箭級(jí)間段。研究者發(fā)現(xiàn)，復(fù)合材料作為加強(qiáng)肋具有鋁合金無可比擬的優(yōu)點(diǎn)[14,15]：第一，它提高了材料的比強(qiáng)度、比模量、抗腐蝕性能；第二，纖維的使用使得材料整體呈各向異性，更有利于根據(jù)受力方式進(jìn)行材料的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)；第三，CFRP可以采用自動(dòng)化成型，降低成本的同時(shí)提高了結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性，被稱為先進(jìn)復(fù)合材料格柵結(jié)構(gòu)（AGS）。

圖2 復(fù)合材料格柵結(jié)構(gòu)制備過程[19]Fig. 2 Fabrication process of the composite grid structure[19]

目前，AGS已經(jīng)在俄羅斯重型火箭Proton-M中廣泛應(yīng)用。未來將會(huì)成為航空航天領(lǐng)域主要的結(jié)構(gòu)材料。研究表明[16-19]：

（1）格柵結(jié)構(gòu)的理論設(shè)計(jì)已經(jīng)趨于成熟。能夠根據(jù)強(qiáng)度理論對大型結(jié)構(gòu)進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化，并成功應(yīng)用。但格柵失效機(jī)理研究僅涉及到剛度破壞，對于整體結(jié)構(gòu)的損傷研究還不夠深入，導(dǎo)致無法進(jìn)行針對性設(shè)計(jì)。

（2）格柵結(jié)構(gòu)已滿足實(shí)際應(yīng)用需求。制備工藝逐步完善，已成功應(yīng)用至航空航天領(lǐng)域的大型圓柱形構(gòu)件。但由于工藝較為復(fù)雜，導(dǎo)致成型質(zhì)量不高。

因此，研究者們需要對復(fù)合材料格柵結(jié)構(gòu)強(qiáng)度失效理論進(jìn)行深入研究，逐步完善制備工藝，以期能在航空航天領(lǐng)域發(fā)揮更大的作用。

2.1.3 納米復(fù)合材料

納米復(fù)合材料是指至少在一維上使用納米級(jí)尺寸（1～100nm）的材料作為增強(qiáng)材料與基體復(fù)合而成的復(fù)合材料。材料設(shè)計(jì)與微觀結(jié)構(gòu)控制深入到納米尺度后，將會(huì)大幅提升材料的性能和功能。它的獨(dú)特之處在于[20]：高的比表面積和極佳的界面、材料缺陷少、低體積分?jǐn)?shù)等。增強(qiáng)類型包括顆粒增強(qiáng)、片層增強(qiáng)、纖維增強(qiáng)、碳納米管增強(qiáng)等。納米復(fù)合材料極優(yōu)的力學(xué)和機(jī)械性能使其作為航空航天領(lǐng)域優(yōu)異的增強(qiáng)材料，成為先進(jìn)復(fù)合材料研究的熱點(diǎn)之一。

納米材料自身優(yōu)勢可以改善不同類型基體的各種性能，如面內(nèi)強(qiáng)度和剛度、斷裂韌性、熱穩(wěn)定性等。不同的納米增強(qiáng)體還可以賦予基體多種功能，如導(dǎo)電、導(dǎo)熱、電磁屏蔽等。納米復(fù)合材料應(yīng)用前景雖好，但在實(shí)際應(yīng)用過程中存在很多問題[21-23]。制約納米復(fù)合材料發(fā)展的原因有以下幾點(diǎn)：

（1）難以均勻分散。在彌散法制備納米復(fù)合材料過程中，納米材料通過超聲波、攪拌、壓光或其他機(jī)械技術(shù)直接分散在不同類型的基質(zhì)中。分散過程中，受范德華力的影響，分子極易發(fā)生團(tuán)聚，導(dǎo)致分散不均勻。在制備納米片層復(fù)合材料時(shí)，難以剝離得到完整的片層，從而影響性能。

（2）難以定向排列。納米管等二維材料的引入常用來增強(qiáng)特定方向的性能，這就需要在制備過程中對納米材料進(jìn)行定向排列。納米尺度的微觀排列難以精確控制，從而削弱增強(qiáng)效果。

（3）制備成本高。納米材料本身的制備成本、與基體復(fù)合的成本均具有很高的工藝性，導(dǎo)致總體成本增高，限制了納米復(fù)合材料的發(fā)展。

2.2 功能類型研究

2.2.1 熱防護(hù)功能復(fù)合材料

航空發(fā)動(dòng)機(jī)要求熱端關(guān)鍵部件在1400℃以上的高溫和復(fù)雜載荷下長期使用。返回式航天飛行器在大氣層中會(huì)受到高速氣流沖刷，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管喉襯可瞬間達(dá)到3000℃的高溫。因此，高性能飛行器除了對發(fā)動(dòng)機(jī)性能和效率的要求之外，熱防護(hù)手段的可靠性尤為重要。熱防護(hù)功能材料按作用原理主要分為：①被動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)，包括熱結(jié)構(gòu)、隔熱結(jié)構(gòu)等；②半主動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)，包括燒蝕結(jié)構(gòu)等；③主動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)，包括發(fā)汗冷卻、對流冷卻等。目前已開發(fā)使用的熱防護(hù)功能材料包括碳/碳（C/C）復(fù)合材料、陶瓷隔熱復(fù)合材料、酚醛樹脂基復(fù)合材料等[24]。

（1）C/C復(fù)合材料

C/C復(fù)合材料可在高于1650℃條件下應(yīng)用，成為新一代超高溫材料的熱點(diǎn)。它是在一定的氣氛下，將具有一定流動(dòng)性的氣態(tài)或液態(tài)的含碳前驅(qū)體（碳源）充填碳纖維預(yù)制體孔隙，在高溫或高壓作用下轉(zhuǎn)化而來的。主要制備方法包括液相浸漬法和化學(xué)氣相滲透（CVI）法。液相浸漬獲得的碳基體硬度高，耐腐蝕性好，但密度較低、孔隙率較大。近年來，研究者們還開發(fā)了定向氣流熱梯度TG-CVI法、3D打印結(jié)合CVI法等，對傳統(tǒng)制備方法進(jìn)行了改進(jìn)與創(chuàng)新[25,26]。

C/C復(fù)合材料密度小、抗燒蝕性能優(yōu)良、摩擦磨損性能極佳、熱物理性能優(yōu)異。在服役過程中，力學(xué)性能不降反增的特點(diǎn)使它在航空航天領(lǐng)域具有很廣闊的應(yīng)用前景。C/C復(fù)合材料因其高輻射率使其成為一種優(yōu)異的升華型燒蝕防熱材料，在升華前有強(qiáng)烈的輻射散熱作用，已廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域的熱防護(hù)材料，如應(yīng)用于美國航天飛機(jī)機(jī)頭錐和機(jī)翼前緣上，可在1650℃高溫下使用的薄殼型碳纖維增強(qiáng)C/C復(fù)合材料 (RCC)。另外，C/C復(fù)合材料還應(yīng)用于飛機(jī)制動(dòng)部件、導(dǎo)彈鼻錐、固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管及喉襯等關(guān)鍵部件[27]。

（2）陶瓷隔熱復(fù)合材料

傳統(tǒng)陶瓷基復(fù)合材料因優(yōu)異的力學(xué)性能（強(qiáng)度高、斷裂韌性高）、熱學(xué)性能（低熱膨脹、耐高溫）、電性能（低介電常數(shù)、低介電損耗）成為導(dǎo)彈天線罩的首選材料。陶瓷基復(fù)合材料常用的增強(qiáng)材料有碳化硅(SiC)、碳化鈦(TiC)和碳化硼(B4C)、氮化硅(Si3N4)和氮化硼(BN)、氧化鋁(Al2O3)和氧化鋯(ZrO2)等。其中SiC陶瓷基復(fù)合材料具有低密度、耐高溫、耐燒蝕和抗氧化等優(yōu)異性能。高級(jí)別的碳化硅在1800℃仍可正常工作，且密度僅為高溫合金的1/3，已應(yīng)用至導(dǎo)彈再入鼻錐、機(jī)翼前緣等防熱結(jié)構(gòu)材料[28]。

將陶瓷隔熱瓦應(yīng)用于航天飛機(jī)表面熱防護(hù)，可獲得優(yōu)異的抗燒蝕沖刷性能，但陶瓷材料韌性差，需對其進(jìn)行增韌改性處理。TUFROC(Toughened Uni-piece Fibrous Reinforced Oxidation-Resistant Composite, 增韌型單片纖維增強(qiáng)抗氧化復(fù)合材料)，屬于一種先進(jìn)非燒蝕隔熱材料，用于波音承制的軌道飛行器X-37B上，并將用于追夢者小型航天飛機(jī)上（見圖3）。TOFROC作為一種先進(jìn)陶瓷隔熱瓦，解決了早期航天飛機(jī)使用RCC材料在耐溫性能、強(qiáng)韌化性能和制備尺寸等方面的缺陷，基本突破了航天飛機(jī)的薄弱環(huán)節(jié)，不僅能夠承受航天器再入大氣層時(shí)產(chǎn)生的高溫，還解決了材料在高溫作用下的熱裂和抗氧化等瓶頸問題[29]。

圖3 左圖為噴槍試驗(yàn)六角形TOFROC隔熱瓦右圖為返回地面的X-37BFig.3 The picture left shows the hexagonal TOFROC insulation tile tested by spray gun The picture right shows X-37B returning to the ground

TOFROC具有三個(gè)優(yōu)異的特點(diǎn)：一是能耐1700℃的高溫，且材料可重復(fù)使用；二是密度低，僅為0.4g/cm3，滿足航天結(jié)構(gòu)件高性能輕量化的要求；三是制造周期短、成本低。TOFROC作為世界唯一可重復(fù)使用的低成本熱防護(hù)系統(tǒng)，使其成為高性能航天飛行器熱防護(hù)材料的杰出代表。

（3）酚醛樹脂基復(fù)合材料

酚醛樹脂除了具有良好的耐熱性、耐燒蝕性能和力學(xué)性能之外，原料來源廣、低成本的特點(diǎn)更使其成為航空航天領(lǐng)域廣泛應(yīng)用的前提。通過對傳統(tǒng)酚醛樹脂進(jìn)行改性獲得高成碳率樹脂，所開發(fā)出的低密度復(fù)合材料已經(jīng)成為航空航天領(lǐng)域熱防護(hù)材料研究熱點(diǎn)之一[29]。為提高其燒蝕性能以及降低復(fù)合材料密度，鄭天亮等通過添加Al2O3-SiO2空心微球和酚醛微球等多種填料將涂層密度降到0.4～0.6g/cm3。哈工大提出了一種新型超輕質(zhì)“霧凇結(jié)構(gòu)”防熱復(fù)合材料，此材料耐燒蝕性能優(yōu)異，經(jīng)燒蝕實(shí)驗(yàn)測得質(zhì)量燒蝕率0.136g/s，線燒蝕率0.058mm/s。表1中顯示了三種不同酚醛樹脂基復(fù)合材料的特征參數(shù)。其中，高硅氧/酚醛絕熱材料已應(yīng)用于牽牛星3AFW-4S偵察兵B運(yùn)載火箭四級(jí)出口錐后段，碳/酚醛絕熱層應(yīng)用于三叉戟發(fā)動(dòng)機(jī)出口錐內(nèi)襯。

表1 三種常用酚醛樹脂基復(fù)合材料的特征參數(shù)Table 1 Characteristic parameters of three phenolic resin matrix composites

碳/酚醛復(fù)合材料密度低、耐溫性強(qiáng)，且材料導(dǎo)熱性能優(yōu)異，其中，PICA（Phenolic Impregnated Carbon Ablator，酚醛浸漬碳燒蝕材料）是一種典型的通過燒蝕來實(shí)現(xiàn)熱防護(hù)的材料，密度僅為0.224～0.321g/cm3。燒蝕結(jié)構(gòu)熱防護(hù)的工作原理是材料在熱流環(huán)境中，通過自身發(fā)生融化、碳化、升華等一系列物理或化學(xué)變化，產(chǎn)生質(zhì)量損失從而帶走大量熱量，避免過高的熱能向結(jié)構(gòu)內(nèi)部傳遞。酚醛樹脂熱解后小分子氣體逸出形成疏松多孔的結(jié)構(gòu)狀態(tài)，與高性能碳纖維相互結(jié)合得到具有一定強(qiáng)度的低密度碳層結(jié)構(gòu)[30]。星塵號(hào)返回艙使用PICA作為艙體表面放熱材料，在135km高度再入速度高達(dá)12.4km/s，是目前人類再入速度最快的航天器，僅用110s時(shí)間飛船速度由36Ma降到亞聲速，返回過程中艙體表面溫度超過2900℃。PICA熱防護(hù)滿足飛行器極端環(huán)境下的使用需求，但返回后燒蝕減薄破壞嚴(yán)重，無法重復(fù)使用。

2.2.2 透波功能復(fù)合材料

為滿足航空航天結(jié)構(gòu)件的隱身及強(qiáng)度要求，所選用的透波復(fù)合材料需兼顧吸波性能和力學(xué)性能，處于高溫環(huán)境下的特殊結(jié)構(gòu)還要滿足耐高溫及抗氧化等要求。目前使用的透波復(fù)合材料主要有樹脂基和陶瓷基兩種。常用于耐高溫天線罩的高性能樹脂基體包括有機(jī)硅樹脂、聚酰亞胺（PI）樹脂等。有機(jī)硅樹脂具有優(yōu)異的耐熱性和穩(wěn)定的介電性能，但其機(jī)械強(qiáng)度較差，這一缺陷可以通過在鏈段上引入極性基團(tuán)或者樹脂改性來克服[31]。PI樹脂介電常數(shù)約為3.4，可在300℃下長期使用，機(jī)械強(qiáng)度遠(yuǎn)高于有機(jī)硅樹脂。但是缺點(diǎn)在于樹脂難固化，且難以成型大尺寸天線罩。聚醚醚酮（PEEK）以及聚四氟乙烯（PTFE）等熱塑性樹脂也開始投入使用。美國麻雀（Ma=4）使用玻纖增強(qiáng)PTFE導(dǎo)彈天線罩。熱塑性樹脂需要在高溫下成型，不適用于大尺寸天線罩的生產(chǎn)。目前3D打印高性能熱塑性樹脂基復(fù)合材料正在開發(fā)中[32]。

陶瓷基透波復(fù)合材料耐高溫和抗氧化性能極佳，是解決熱端隱身問題的最佳選擇。目前，體系內(nèi)常用的陶瓷材料有SiC、SiCN、SiBCN等，還有使用金屬微粒（Co、Ni）、納米碳材料（碳納米管、石墨烯）來調(diào)控材料的電磁特性，使其達(dá)到更好的吸波效果。其中，SiC連續(xù)纖維增強(qiáng)增強(qiáng)陶瓷基復(fù)合材料應(yīng)用最為廣泛。連續(xù)纖維的使用極大地增強(qiáng)了陶瓷韌性，是目前最有效和最安全可靠的增韌方式[33,34]。

3 未來發(fā)展趨勢

飛行器研發(fā)與設(shè)計(jì)過程中涉及的新概念、新方法和新技術(shù)受限于新材料與結(jié)構(gòu)技術(shù)的突破。我國空天領(lǐng)域材料研究正處于上升階段，復(fù)合材料需求潛力巨大。隨著先進(jìn)復(fù)合材料用量占比越來越高，特別是新一代大飛機(jī)、衛(wèi)星、運(yùn)載火箭對其性能需求逐步提高。發(fā)展優(yōu)勢和精品材料、開發(fā)環(huán)境友好型材料成為航空航天領(lǐng)域亟待解決的技術(shù)難題。當(dāng)前航空航天復(fù)合材料研究需從以下幾點(diǎn)出發(fā)，制定長遠(yuǎn)計(jì)劃，解決研究中的共性和難點(diǎn)問題，充分調(diào)動(dòng)國家企業(yè)高校協(xié)同發(fā)展，堅(jiān)持發(fā)展技術(shù)自主創(chuàng)新，提高我國航空航天技術(shù)水平。

（1）結(jié)構(gòu)/功能一體化。打破傳統(tǒng)材料結(jié)構(gòu)形式，復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)與功能一體化將使其具有不可比擬的優(yōu)勢。高強(qiáng)度、高模量的優(yōu)異結(jié)構(gòu)特點(diǎn)與隱身、抗彈、電磁屏蔽、高耐熱蝕性等多功能相結(jié)合，大幅提高飛行器性材料利用效率。發(fā)展結(jié)構(gòu)功能一體化材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與性能表征技術(shù)也成為未來研究熱點(diǎn)。

（2）設(shè)計(jì)/制造/評(píng)價(jià)一體化。復(fù)合材料本身作為一種多相結(jié)構(gòu)，制造過程中沒有中間體的生成，損傷機(jī)制也復(fù)雜多樣。不同的復(fù)合設(shè)計(jì)會(huì)獲得不同的宏觀性能，從而引發(fā)不同的材料損傷破壞機(jī)制。因此獲得一種復(fù)合材料，必然要采用全新的設(shè)計(jì)理念和手段，發(fā)展數(shù)字化、自動(dòng)化的設(shè)計(jì)技術(shù)，實(shí)現(xiàn)性能定制化，最大程度發(fā)揮材料的潛力。要使評(píng)價(jià)體系更加完善，則需要通過建模手段掌握材料行為對環(huán)境的響應(yīng)規(guī)律，獲取材料演變過程中的結(jié)構(gòu)變化和損傷過程。

（3）構(gòu)件低成本化。飛行器全壽命周期的低成本化包括：材料低成本化、設(shè)計(jì)低成本化、制造低成本化和維護(hù)低成本化。打破高性能碳纖維的壟斷局面、開發(fā)低成本制造技術(shù)、發(fā)展自動(dòng)化工藝、提升復(fù)合材料性能穩(wěn)定性均可實(shí)現(xiàn)構(gòu)件低成本化。低成本設(shè)計(jì)制造技術(shù)的研究將成為未來研究熱點(diǎn)。

（4）智能化。開發(fā)智能化材料技術(shù)，使飛行器自感知、自診斷、自修復(fù)和自適應(yīng)智能化技術(shù)，有助于發(fā)展服役狀態(tài)下的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)變化高精度預(yù)報(bào)，實(shí)時(shí)檢測航天器健康狀態(tài)，可實(shí)現(xiàn)對結(jié)構(gòu)主動(dòng)變形能力、振動(dòng)平衡控制、性能檢測與材料損傷自修復(fù)。對降低工藝成本、提高飛行器飛行速度和服役壽命、拓展材料適用范圍具有重要的意義。