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高溫復(fù)合材料在空空導(dǎo)彈上的應(yīng)用研究

2018-06-22 11:16:48 作者：羅楚養(yǎng)，張朋，李偉東，蔡培培，魏仲委來(lái)源：中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院，中航復(fù)合材料有限責(zé)任公司分享至：

輕量化、高效能、長(zhǎng)壽命、高可靠、低成本是導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)發(fā)展的主要目標(biāo)，由于復(fù)合材料具有重量輕、強(qiáng)度高、可設(shè)計(jì)、抗疲勞，易于實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)功能于一體等特點(diǎn)，在航空航天領(lǐng)域廣泛應(yīng)用，顯示出其他材料難以比擬的優(yōu)勢(shì)。美國(guó)宇航局（NASA）在航空航天用先進(jìn)復(fù)合材料發(fā)展報(bào)告中指出，采用復(fù)合材料可有效減輕結(jié)構(gòu)重量，提高武器作戰(zhàn)效能，并帶來(lái)巨大的軍事效益和經(jīng)濟(jì)效益。對(duì)于超音速導(dǎo)彈來(lái)說(shuō)，降低結(jié)構(gòu)質(zhì)量、提高有效載荷、使用先進(jìn)的材料、提高彈體熱防護(hù)性能等均是未來(lái)導(dǎo)彈所追求的目標(biāo)。因此，利用復(fù)合材料進(jìn)行彈體結(jié)構(gòu)減重設(shè)計(jì)對(duì)于提高導(dǎo)彈性能具有重要意義[1]。

國(guó)外早在20 世紀(jì)80 年代就開始開展彈上復(fù)合材料結(jié)構(gòu)應(yīng)用的相關(guān)問(wèn)題研究。早期主要應(yīng)用在非承力的次結(jié)構(gòu)件上，如美國(guó)海射戰(zhàn)斧巡航導(dǎo)彈的天線罩、整流罩、進(jìn)氣道及進(jìn)氣道整流罩均為復(fù)合材料結(jié)構(gòu)[2]。近年，雷錫恩公司采用樹脂轉(zhuǎn)移模具（Resin Transfer Mould， RTM）和纖維纏繞技術(shù)，制成Gr/BMI（雙馬來(lái)酰胺）復(fù)合材料彈體；麥道公司則采用低成本的非熱壓罐工藝制造Gr/PBI（聚苯并咪唑）復(fù)合材料導(dǎo)彈尾翼[3]；美國(guó)空軍材料試驗(yàn)室采用S- 玻璃纖維R-15 制造了近程空空（SRAAM）導(dǎo)彈的復(fù)合材料彈體和彈翼[4]。近年來(lái)，國(guó)內(nèi)學(xué)者也開始就復(fù)合材料在空空導(dǎo)彈上的應(yīng)用進(jìn)行了研究。肖軍[5] 討論了復(fù)合材料舵翼面研制過(guò)程中遇到的材料體系選取、鋪層設(shè)計(jì)、成型工藝以及與制件質(zhì)量有關(guān)的外觀、尺寸、重量與質(zhì)心、強(qiáng)度與剛度、無(wú)損檢測(cè)、環(huán)境適應(yīng)性等材料設(shè)計(jì)問(wèn)題。房雷[6] 針對(duì)空空導(dǎo)彈固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)和使用特點(diǎn)進(jìn)行了復(fù)合材料固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體設(shè)計(jì)，分析了采用復(fù)合材料后對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響，以及在復(fù)合材料殼體應(yīng)用中存在的問(wèn)題、解決方法。研究表明，復(fù)合材料可以顯著降低發(fā)動(dòng)機(jī)殼體質(zhì)量，但會(huì)造成發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥量下降。高宗戰(zhàn)等[7] 首先通過(guò)工程算法對(duì)空空導(dǎo)彈舵面結(jié)構(gòu)進(jìn)行復(fù)合材料剛度等代設(shè)計(jì)，給出初步的鋪層方式，然后基于剛度、強(qiáng)度、穩(wěn)定性設(shè)計(jì)要求，利用有限元法對(duì)復(fù)合材料舵面開展了鋪層順序及厚度等細(xì)節(jié)優(yōu)化設(shè)計(jì)，給出了復(fù)合材料舵面結(jié)構(gòu)尺寸及鋪層角度。

綜上可見，復(fù)合材料已經(jīng)廣泛應(yīng)用于彈艙、舵翼面結(jié)構(gòu)等主承力結(jié)構(gòu)上。空空導(dǎo)彈作為一種攻擊性機(jī)載武器，對(duì)結(jié)構(gòu)減重有著更為迫切的需求，采用復(fù)合材料進(jìn)行空空導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)減重具有重要的意義。

1 空空導(dǎo)彈復(fù)合材料結(jié)構(gòu)關(guān)鍵技術(shù)

導(dǎo)彈彈體是連接導(dǎo)彈系統(tǒng)各艙段的殼體和賦予導(dǎo)彈特定氣動(dòng)外形、實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈功能的重要結(jié)構(gòu)件。它包括制導(dǎo)艙、控制艙、戰(zhàn)斗部、發(fā)動(dòng)機(jī)艙、舵機(jī)艙以及舵面、翼面、整流罩等部分。空空導(dǎo)彈的目標(biāo)是機(jī)動(dòng)能力較大的戰(zhàn)斗機(jī)、無(wú)人機(jī)及巡航導(dǎo)彈等。因此，空空導(dǎo)彈必須具備大機(jī)動(dòng)能力，彈體結(jié)構(gòu)在發(fā)射到遇靶飛行過(guò)程中必須能承受大過(guò)載，這就要求彈體構(gòu)件必須有足夠的強(qiáng)度和剛度，且因超聲速飛行的氣動(dòng)加熱作用，彈體還應(yīng)具有良好的氣動(dòng)外形和耐氣動(dòng)加熱性能。此外，與防空導(dǎo)彈等戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈不同，空空導(dǎo)彈在其服役過(guò)程中需要經(jīng)歷不同程度的掛飛。因此，空空導(dǎo)彈復(fù)合材料結(jié)構(gòu)不僅要面臨飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的損傷容限及疲勞壽命問(wèn)題，還面臨著高溫下的結(jié)構(gòu)完整性問(wèn)題。因此，空空導(dǎo)彈復(fù)合材料結(jié)構(gòu)面臨以下關(guān)鍵技術(shù)亟待解決：

（1）高溫環(huán)境與載荷聯(lián)合作用下的復(fù)合材料損傷容限設(shè)計(jì)復(fù)合材料在生產(chǎn)和使用過(guò)程中會(huì)不可避免地存在各種初始缺陷或意外損傷，這些損傷會(huì)引起復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的下降，甚至?xí)菇Y(jié)構(gòu)失效，造成災(zāi)難性的破壞，從而帶來(lái)嚴(yán)重的安全問(wèn)題。因此，需要對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的失效模式、剩余強(qiáng)度和剩余壽命進(jìn)行預(yù)測(cè)，才能保證其使用的安全性。當(dāng)導(dǎo)彈以高馬赫數(shù)飛行時(shí)，結(jié)構(gòu)表面受到強(qiáng)烈的氣動(dòng)加熱作用，其表面如導(dǎo)彈頭錐、舵翼面前緣等結(jié)構(gòu)的駐點(diǎn)部位會(huì)在短時(shí)間內(nèi)達(dá)到較高溫度并產(chǎn)生較大溫度梯度，從而使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生熱變形和熱應(yīng)力，改變導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)熱物理性能和力學(xué)性能，直接影響結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度、剛度和動(dòng)力學(xué)特性，甚至?xí)＜敖Y(jié)構(gòu)的安全性與可靠性。因此，對(duì)于超聲速導(dǎo)彈的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，不僅要考慮由氣動(dòng)載荷引起的應(yīng)力、應(yīng)變，更要重視由于氣動(dòng)加熱所引起的結(jié)構(gòu)靜力學(xué)和動(dòng)力學(xué)特性的變化，在此基礎(chǔ)上，進(jìn)行熱- 力耦合作用下的結(jié)構(gòu)熱傳導(dǎo)及熱應(yīng)力分析，以確保在工作期內(nèi)其結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度、剛度和功能性滿足要求。由此可見，研究高溫環(huán)境與載荷聯(lián)合作用下的空空導(dǎo)彈復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷容限設(shè)計(jì)技術(shù)，對(duì)保障空空導(dǎo)彈復(fù)合材料結(jié)構(gòu)完整性具有重要意義。

（2）復(fù)合材料的高溫失效準(zhǔn)則及剛度退化模型失效準(zhǔn)則和剛度退化模型是復(fù)合材料損傷容限設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)。復(fù)合材料在高溫環(huán)境下的熱力學(xué)行為與室溫環(huán)境下存在著本質(zhì)區(qū)別。一方面，材料在高溫下的熱力學(xué)和熱物理性質(zhì)將發(fā)生不可逆變化，表現(xiàn)出復(fù)雜的非線性特征；另一方面，材料在高溫環(huán)境中，內(nèi)部將產(chǎn)生較大的熱應(yīng)力。這使得復(fù)合材料在高溫環(huán)境下的失效準(zhǔn)則與常溫時(shí)存在很大的差異。然而，目前并沒有相應(yīng)的高溫失效準(zhǔn)則可供參考。因此，如何建立合理的高溫失效準(zhǔn)則及剛度退化模型是進(jìn)行高溫環(huán)境下復(fù)合材料的初始破壞強(qiáng)度及剩余強(qiáng)度預(yù)測(cè)的關(guān)鍵技術(shù)之一。

（3）復(fù)合材料的高溫破壞機(jī)理及漸進(jìn)損傷模型表征方法復(fù)合材料屬于多元多相異質(zhì)性材料，具有非均質(zhì)性、各向異性等特點(diǎn)，導(dǎo)致其損傷形式具有多重性、失效模式具有多樣性，損傷演化規(guī)律和破壞機(jī)理復(fù)雜，在高溫環(huán)境下，材料力學(xué)性能的退化以及力- 熱的耦合給復(fù)合材料的損傷擴(kuò)展及剩余強(qiáng)度預(yù)測(cè)帶來(lái)極大的困難。因此，如何通過(guò)元件和組合件的力- 熱聯(lián)合試驗(yàn)，構(gòu)建高溫環(huán)境下復(fù)合材料的損傷模式，對(duì)高溫環(huán)境下復(fù)合材料的漸進(jìn)損傷模型進(jìn)行精確表征，進(jìn)而對(duì)空空導(dǎo)彈復(fù)合材料復(fù)雜結(jié)構(gòu)的損傷機(jī)理和破壞過(guò)程進(jìn)行揭示，是空空導(dǎo)彈復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的另一個(gè)關(guān)鍵技術(shù)。

（4）耐高溫復(fù)合材料防熱/ 承載結(jié)構(gòu)的材料- 結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)方法空空導(dǎo)彈以高馬赫數(shù)飛行時(shí)，結(jié)構(gòu)表面受到強(qiáng)烈的氣動(dòng)加熱作用，當(dāng)飛行馬赫數(shù)達(dá)到3 時(shí)，彈體表面溫度高達(dá)350℃，當(dāng)飛行馬赫數(shù)達(dá)到6 時(shí)，彈體表面溫度高達(dá)600℃。

聚酰亞胺復(fù)合材料是目前耐溫等級(jí)最高的結(jié)構(gòu)用樹脂基復(fù)合材料之一，在國(guó)外已經(jīng)應(yīng)用于飛機(jī)、火箭等飛行器的耐高溫結(jié)構(gòu)部件，對(duì)結(jié)構(gòu)減重有著良好的效果[8]。然而，目前聚酰亞胺樹脂的耐溫僅為400℃左右，仍然無(wú)法滿足空空導(dǎo)彈的高溫服役條件。因此，如何實(shí)現(xiàn)超輕質(zhì)、薄壁、防熱/ 承載一體化設(shè)計(jì)是空空導(dǎo)彈復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)不可避免的問(wèn)題。

2 空空導(dǎo)彈用耐高溫復(fù)合材料

樹脂基復(fù)合材料的耐溫性能主要取決于樹脂基體的耐溫性。目前，常用的結(jié)構(gòu)復(fù)合材料基體有環(huán)氧樹脂（EP）、雙馬來(lái)酰亞胺樹脂（BMI）和聚酰亞胺樹脂（PI）等。環(huán)氧樹脂基復(fù)合材料的長(zhǎng)期使用溫度在150℃左右，雙馬來(lái)酰亞胺樹脂基復(fù)合材料的長(zhǎng)期使用溫度在200℃左右，聚酰亞胺樹脂基復(fù)合材料的長(zhǎng)期使用溫度在400℃以內(nèi)?？湛諏?dǎo)彈通常以馬赫數(shù)3~6的速度飛行，其彈體表面溫度在300~600℃之間。因此，理想的空空導(dǎo)彈用復(fù)合材料的基體樹脂應(yīng)具有以下的特性：易制成預(yù)浸料、貯存期長(zhǎng)、操作方便、易于控制質(zhì)量、成型時(shí)無(wú)揮發(fā)物、孔隙率小，在高溫下和給定的使用環(huán)境下具有良好的力學(xué)性能，特別希望能在200~400℃下長(zhǎng)期使用，并能在數(shù)秒鐘內(nèi)承受600℃高溫。自20 世紀(jì)80 年代以來(lái)，許多研究機(jī)構(gòu)為超聲速戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈彈體構(gòu)件開發(fā)了多種耐高溫樹脂基復(fù)合材料，這些復(fù)合材料主要為雙馬來(lái)酰亞胺（BMI）和聚酰亞胺（PI）樹脂基復(fù)合材料，其主要特點(diǎn)是質(zhì)量輕、易于成型加工和適合低成本制造，因此，有希望用于超聲速導(dǎo)彈彈體的零部件上。

2.1 雙馬來(lái)酰亞胺樹脂

雙馬來(lái)酰亞胺樹脂具有優(yōu)良的綜合力學(xué)性能、耐熱性、耐濕熱性、耐輻射性以及易于成型加工等特點(diǎn)，以其為基體的先進(jìn)復(fù)合材料已被廣泛應(yīng)用于航空、航天等領(lǐng)域，并在多處作為主承力結(jié)構(gòu)件使用，如機(jī)翼蒙皮、尾翼、垂尾以及飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)等。由于其高溫性能好、成本低，雙馬來(lái)酰亞胺樹脂基復(fù)合材料在飛行馬赫數(shù)小于3 的超聲速導(dǎo)彈上得到了應(yīng)用。從雙馬來(lái)酰亞胺樹脂基復(fù)合材料的研發(fā)歷程來(lái)看，主要表現(xiàn)為復(fù)合材料韌性和耐溫性能的提高。提高復(fù)合材料韌性一般采用高韌性熱塑性增韌劑材料對(duì)基體樹脂進(jìn)行高韌化處理。而復(fù)合材料耐熱性能的提高主要基于樹脂耐熱性能的提高，一般通過(guò)對(duì)樹脂基體的配方進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)來(lái)實(shí)現(xiàn)。目前，雙馬來(lái)酰亞胺樹脂的長(zhǎng)期耐溫性能已經(jīng)由200℃提高到300℃以上，短時(shí)耐溫甚至可高達(dá)400℃。

在雙馬樹脂基體研究方面，針對(duì)航空、航天等武器裝備對(duì)耐高溫雙馬樹脂基復(fù)合材料的應(yīng)用需求，國(guó)內(nèi)從20 世紀(jì)80 年代末開始開展雙馬來(lái)酰亞胺復(fù)合材料的研制工作，并開發(fā)了一系列雙馬樹脂基體及其復(fù)合材料?；拘纬闪诉m用于熱壓成型工藝及RTM 成型工藝兩大類高性能樹脂及其復(fù)合材料體系，其性能參數(shù)如表1 所示。

目前，國(guó)內(nèi)的雙馬樹脂及其復(fù)合材料在航空領(lǐng)域得到了大量應(yīng)用，用于制造飛機(jī)機(jī)翼壁板、垂尾、平尾壁板、鴨翼、副翼和方向舵等。中航工業(yè)復(fù)合材料技術(shù)中心（中航復(fù)材）的雙馬樹脂體系較為完整，基本可滿足150~200℃的長(zhǎng)期使用溫度要求，并且在航空復(fù)合材料應(yīng)用技術(shù)領(lǐng)域均得到了較為充分的驗(yàn)證及應(yīng)用。其中，5429、6421 RTM 以及QY8911-IV RTM 等熱壓成型及液態(tài)成型雙馬樹脂基復(fù)合材料已分別應(yīng)用于第三代及新一代戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)。國(guó)產(chǎn)803 雙馬樹脂復(fù)合材料在我國(guó)某型防空武器上獲得了成功應(yīng)用，滿足了該武器對(duì)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)輕量化、高性能的總體戰(zhàn)技指標(biāo)要求。針對(duì)超聲速導(dǎo)彈對(duì)耐溫250℃以上雙馬樹脂基復(fù)合材料的應(yīng)用需求，中航復(fù)材前期研制了熱壓成型工藝雙馬樹脂及其復(fù)合材料，已基本突破了其材料制備及復(fù)合材料成型工藝等關(guān)鍵技術(shù)，復(fù)合材料玻璃化轉(zhuǎn)變溫度達(dá)到了315℃，可以滿足250℃的長(zhǎng)期使用溫度要求[9，10]。但是，針對(duì)航天武器裝備特殊的工況環(huán)境對(duì)高模碳纖維增強(qiáng)耐高溫雙馬樹脂基復(fù)合材料的應(yīng)用需求，尤其是與界面相關(guān)的90°拉伸強(qiáng)度、層間剪切強(qiáng)度等性能在高溫環(huán)境下的力學(xué)性能保持率，還無(wú)法滿足使用要求，并且尚未完成不同環(huán)境條件下的全面材料性能評(píng)價(jià)，未建立完備的材料及成型工藝技術(shù)體系，缺乏系統(tǒng)的工程化應(yīng)用研究基礎(chǔ)。

2.2 聚酰亞胺樹脂

熱固性聚酰亞胺樹脂基復(fù)合材料是目前耐溫等級(jí)最高的結(jié)構(gòu)用樹脂基復(fù)合材料之一，由于其優(yōu)異的耐熱性能，近年來(lái)在航空、航天及空間技術(shù)等領(lǐng)域，尤其是在航空發(fā)動(dòng)機(jī)和導(dǎo)彈上得到廣泛應(yīng)用。經(jīng)過(guò)近40 年的發(fā)展，聚酰亞胺樹脂基復(fù)合材料已經(jīng)發(fā)展到了耐溫426℃的第四代聚酰亞胺復(fù)合材料，形成了耐溫從280℃到426℃的涵蓋四代的聚酰亞胺樹脂基復(fù)合材料體系，如表2 所示，涉及的成型工藝方法主要分為熱壓工藝和液態(tài)成型工藝。

熱壓工藝聚酰亞胺樹脂是發(fā)展最早的熱固性聚酰亞胺樹脂，NASA 于20 世紀(jì)70 年代初開發(fā)了以PMR-15 為代表的第一代PMR 型聚酰亞胺樹脂及其基復(fù)合材料，并獲得廣泛應(yīng)用，最早在航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)上實(shí)現(xiàn)應(yīng)用，如F404 發(fā)動(dòng)機(jī)外涵道、M88 噴口調(diào)節(jié)片等。此后在PMR-15 的基礎(chǔ)上相繼發(fā)展了如PMR-II-50，AFR-700A，AFR-700B 和LaRC-RP46 等耐溫等級(jí)更高的PMR 型聚酰亞胺樹脂，隨著耐溫等級(jí)的進(jìn)一步提高，逐漸拓展應(yīng)用至導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)，如巡航導(dǎo)彈的彈翼、整流罩、舵面等，美國(guó)戰(zhàn)斧巡航導(dǎo)彈的進(jìn)氣道和整流罩就是采用了石墨纖維增強(qiáng)聚酰亞胺復(fù)合材料，從而開辟了聚酰亞胺復(fù)合材料在導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)上應(yīng)用的路徑。隨著應(yīng)用的進(jìn)一步推進(jìn)，這類采用熱壓工藝制備的PMR 型聚酰亞樹脂基復(fù)合材料，由于固化過(guò)程中需考慮“預(yù)留溶劑”的去除、亞胺化反應(yīng)、交聯(lián)反應(yīng)等過(guò)程，制造周期長(zhǎng)，制造成本高，并且在制造復(fù)雜結(jié)構(gòu)時(shí)內(nèi)部質(zhì)量不易控制，從而限制了其在導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)上的進(jìn)一步應(yīng)用[11-14]。

在航空航天技術(shù)快速發(fā)展的背景下，發(fā)展結(jié)構(gòu)適應(yīng)性強(qiáng)、制造成本低的液態(tài)成型技術(shù)是聚酰亞胺復(fù)合材料制造技術(shù)領(lǐng)域又一個(gè)重要的發(fā)展方向。其中，樹脂傳遞模塑成形技術(shù)是近年來(lái)迅速發(fā)展的復(fù)合材料液態(tài)成型工藝技術(shù)，將其應(yīng)用于聚酰亞胺復(fù)合材料，能夠顯著降低聚酰亞胺復(fù)合材料的制造成本，提高制件尺寸精度和結(jié)構(gòu)整體性，尤其適合于復(fù)雜結(jié)構(gòu)的整體化成型，其可以一步浸滲成型帶有夾芯、加筋、預(yù)埋件的復(fù)雜構(gòu)件，工藝優(yōu)勢(shì)明顯[15，16]。NASA 早在20世紀(jì)90 年代就開始了RTM 成型聚酰亞胺樹脂的研究，目前已經(jīng)開發(fā)了多個(gè)牌號(hào)的材料體系，包括PETI-298，PETI-330，PETI-375 等，并且已經(jīng)在發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)、導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)上開始驗(yàn)證和應(yīng)用。對(duì)于新一代超聲速導(dǎo)彈的彈體、整流罩、尾翼、連接環(huán)等結(jié)構(gòu)，若能采用RTM 工藝聚酰亞胺復(fù)合材料，可以大幅度降低工藝成本和提高工作效率，實(shí)現(xiàn)低成本制造技術(shù)，是未來(lái)導(dǎo)彈高溫復(fù)合材料結(jié)構(gòu)研究領(lǐng)域的熱點(diǎn)。

3 空空導(dǎo)彈復(fù)合材料典型結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)與驗(yàn)證

3.1 耐高溫復(fù)合材料舵面

舵面作為導(dǎo)彈最主要的受力部件之一，在導(dǎo)彈飛行過(guò)程中，不但要承受氣動(dòng)力以及大機(jī)動(dòng)帶來(lái)的大過(guò)載，還要完成導(dǎo)彈姿態(tài)的控制，可見，舵面設(shè)計(jì)是導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)過(guò)程中最突出、最有代表性的問(wèn)題。根據(jù)舵面的設(shè)計(jì)要求，同時(shí)考慮復(fù)合材料的成型工藝，設(shè)計(jì)了一種蒙皮骨架結(jié)構(gòu)的復(fù)合材料舵面，骨架選用鈦合金承力梁，蒙皮選用碳纖維增強(qiáng)聚酰亞胺復(fù)合材料，內(nèi)腔選用鋁泡沫作為填充芯材，分別采用模壓工藝和RTM 工藝成功制備了兩種耐高溫復(fù)合材料舵面，如圖1所示?？紤]舵面的高溫服役環(huán)境，通過(guò)理論分析、有限元法和實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證相結(jié)合，對(duì)其強(qiáng)剛度及固有模態(tài)進(jìn)行系統(tǒng)研究，探索導(dǎo)彈復(fù)合材料舵面在高溫環(huán)境下的破壞機(jī)理，研究表明，復(fù)合材料舵面首先在根部月牙形臺(tái)階處發(fā)生脫粘，進(jìn)而引起復(fù)合材料蒙皮與鈦合金骨架的層間分層，最終導(dǎo)致整個(gè)舵面失效；鈦合金骨架的最大應(yīng)力出現(xiàn)在根部舵軸圓角過(guò)渡區(qū)，復(fù)合材料蒙皮的最大應(yīng)力出現(xiàn)在根部圓弧處；應(yīng)力分析結(jié)果表明，根部樹脂連接區(qū)的拉伸正應(yīng)力導(dǎo)致此處樹脂脫粘，有限元預(yù)測(cè)的舵面破壞位置與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好[17]。同時(shí)，系統(tǒng)研究了聚酰亞胺復(fù)合材料整體化舵面的RTM 成型工藝，探索了導(dǎo)彈高溫復(fù)合材料典型結(jié)構(gòu)的低成本、整體化的設(shè)計(jì)與分析技術(shù)、制備與驗(yàn)證技術(shù)，結(jié)果顯示，舵面成型用模具結(jié)構(gòu)尺寸設(shè)計(jì)合理，可準(zhǔn)確定位制件，合模緊密，且脫模過(guò)程較為順利，使用的RTM 樹脂及工藝可保證順利成型；制件尺寸符合設(shè)計(jì)值，表面及邊緣較為光滑，且側(cè)邊無(wú)斷面，達(dá)到設(shè)計(jì)要求。

3.2 耐高溫復(fù)合材料連接

環(huán)天線罩連接環(huán)是雷達(dá)型空空導(dǎo)彈彈體連接的一個(gè)重要接口。它與導(dǎo)彈中其他艙段的連接方法和要求不同，是導(dǎo)彈彈體連接中的一個(gè)特殊設(shè)計(jì)問(wèn)題。連接環(huán)的材料、結(jié)構(gòu)形式和連接方式要根據(jù)導(dǎo)彈天線罩罩體的材料、導(dǎo)彈的氣動(dòng)加熱和機(jī)動(dòng)過(guò)載來(lái)選擇。針對(duì)連接環(huán)的特殊設(shè)計(jì)要求，結(jié)合復(fù)合材料的力學(xué)特性及成型工藝要求，通過(guò)合理的材料體系與鋪層設(shè)計(jì)，在揭示復(fù)合材料連接環(huán)傳熱機(jī)制和熱變形協(xié)調(diào)機(jī)制的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)了一種滿足使用要求的碳纖維增強(qiáng)聚酰亞胺復(fù)合材料連接環(huán)，該連接環(huán)與陶瓷頭錐采用高溫結(jié)構(gòu)膠連接，與制導(dǎo)艙殼體通過(guò)螺釘連接，為減輕螺釘對(duì)復(fù)合材料連接環(huán)造成的局部應(yīng)力集中，在螺釘孔處鑲嵌鈦合金嵌件。根據(jù)復(fù)合材料連接環(huán)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，選用了RTM 整體成型技術(shù)作為連接環(huán)的制備工藝，并采用數(shù)值方法優(yōu)化了連接環(huán)的注膠工藝，據(jù)此設(shè)計(jì)了連接環(huán)的成型模具。采用RTM 整體成型技術(shù)成功制備了復(fù)合材料連接環(huán)，如圖2 所示，表明鋪層方案設(shè)計(jì)合理，預(yù)成型體制備過(guò)程的可操作性較強(qiáng)，獲得的預(yù)定型體效果良好；經(jīng)注射成型工藝驗(yàn)證，表明模具方案設(shè)計(jì)合理，合模、脫模過(guò)程順利，所得產(chǎn)品質(zhì)量良好；超聲檢測(cè)（A 掃）結(jié)果表明，復(fù)合材料連接環(huán)內(nèi)部質(zhì)量良好，無(wú)明顯分層現(xiàn)象。該技術(shù)突破了復(fù)合材料連接環(huán)防熱/ 承載一體化設(shè)計(jì)與整體制備等關(guān)鍵技術(shù)，為復(fù)合材料連接環(huán)的設(shè)計(jì)、制備及分析技術(shù)提供參考。

4 結(jié)論

采用復(fù)合材料進(jìn)行結(jié)構(gòu)減重是未來(lái)空空導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的主要發(fā)展趨勢(shì)。隨著空空導(dǎo)彈的飛行速度、機(jī)動(dòng)能力、射程的增大，需要研制超輕質(zhì)、薄壁、高強(qiáng)韌同時(shí)兼具防熱/ 承載一體化的復(fù)合材料新結(jié)構(gòu)，以盡可能降低飛行器的結(jié)構(gòu)重量系數(shù)。鑒于空空導(dǎo)彈特殊的服役環(huán)境，空空導(dǎo)彈復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)需要考慮飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的損傷容限問(wèn)題，還要面臨超聲速飛行帶來(lái)的高溫環(huán)境。因此，空空導(dǎo)彈復(fù)合材料結(jié)構(gòu)需要解決高溫環(huán)境與載荷聯(lián)合作用下的損傷容限設(shè)計(jì)、失效準(zhǔn)則、防熱/ 承載一體化設(shè)計(jì)等關(guān)鍵問(wèn)題。

參考文獻(xiàn)：略

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