罗楚养 尚梦菡 朱龙宇 毕冉 郭东望 李念念
摘要：材料技术是武器装备更新换代的物质基础，先进复合材料具有轻质、高强、可设计、耐腐蚀、耐高温等优点，将其应用于机载武器的结构中可获得优异的减重效果。本文根据机载武器的服役要求，综述了航空航天用热固性复合材料、热塑性复合材料和陶瓷基复合材料的研究进展及应用现状，并对其在机载武器上的应用前景进行了展望。
关键词：机载武器；
热固性复合材料；
热塑性复合材料；
陶瓷基复合材料中图分类号：TJ760;V257
文献标识码：A文章编号：1673-5048（2023）02-0001-20
DOI：10.12132/ISSN.1673-5048.2022.0246
0引言
随着航空宇航科学技术的快速发展，以空空导弹和空地导弹为代表的机载武器向着高速度、高机动、远射程方向发展［1］。材料技术是武器装备更新换代的物质基础，先进复合材料因其轻质、高强、可设计、耐腐蚀、耐高温等优点，在航空航天领域有着广泛应用［2］。将先进复合材料应用于机载武器的结构，可有效提高其机动能力、飞行速度、射程、隐身性能等总体性能指标。早在20世纪70年代，先进复合材料就已经被作为导弹的结构或功能材料而进行系统的应用研究。如洲际导弹发动机的壳体复合材料经历了玻璃纤维/环氧、芳纶纤维/环氧和碳纤维/环氧复合材料三代的实际研制与应用，不仅大幅度降低了结构的重量系数，也极大地提高了发动机的容积系数［3］。巡航导弹的整流罩、进气道及进气道整流罩［4］，空空导弹的弹翼、舱体［5］也大量应用碳纤维复合材料，并获得了良好的减重效果。以石英纤维/氰酸酯、石英纤维/聚酰亚胺、石英纤维/石英为代表的结构-透波一体化复合材料在导弹天线罩同样得到了广泛应用［6］。以高硅氧/酚醛、碳纤维/酚醛为代表的烧蚀材料一直是洲际导弹、高超声速飞行器外防熱系统和发动机喷管的重要材料［7］。经过50多年的发展，先进复合材料在导弹上的应用已经从次承力结构向主承力结构发展，其制备方法涉及缠绕［8］、热压［9］、液体成型［10］等工艺。机载武器作为一种攻击性装备，对结构轻量化有着极其迫切的需求［11］。先进复合材料优异的比强度、比刚度、耐腐蚀、可设计等特点，是机载武器理想的结构材料。为此，本文根据机载武器的特点及服役环境，综述了热固性复合材料、热塑性复合材料和陶瓷基复合材料的特点及其在航空航天上的研究及应用现状，并对其在机载武器上的应用前景进行了展望。
1热固性复合材料
热固性复合材料具有强刚度高、耐腐蚀、阻燃、抗疲劳、尺寸稳定等优点，是当前航空航天领域应用最为广泛的材料之一，如飞行器的雷达罩、机身、舵翼面、舱内骨架等结构，均已大量采用热固性复合材料并实现了良好的减重效果［12-13］。其中，环氧、双马来酰胺、聚酰亚胺、酚醛等热固性树脂体系由于具有优异的工艺以及力学性能，应用最为广泛［14］。
1.1环氧复合材料环氧复合材料力学性能和化学稳定性较好、制作成本低、收缩率小、耐腐蚀，并且具有一定的耐高温性，综合性能优异，在亚声速和低马赫数（Ma≯2）飞行器的主承力结构中有着极为广泛的应用。
经过几十年的发展，国外已经开发了三代韧性航空环氧树脂体系（如表1所示）。具有代表性的有美国Narmco公司研发的5208树脂、Cytec公司的977-2和977-3树脂、Hexcel公司的8552树脂，以及日本东丽工业公司的3900系列树脂。其中，T300/5208复合材料已应用于F-15战斗机的气动力减速装置［15］；
IM7/977-3和IM7/977-2复合材料已分别应用于F/A-18E/F战斗机机翼蒙皮和X-33F飞行器内部的隔板结构中［16-17］；
8552环氧树脂体系主要应用于波音787的窗框；
IM7/8552复合材料在RAH-66直升机机体主承力结构，以及美国“大力神”火箭的整流罩、锥形尾仓等结构有着大量应用［18-19］（如图1所示）；
3900系列环氧树脂体系已应用于波音787客机机翼蒙皮和中央翼盒等结构，3900-2体系则已应用于波音777客机的水平尾翼［20］。
国内针对环氧树脂在航空航天上的应用，也研发出了三代环氧树脂体系。基本型的代表有航空工业复合材料技术中心（航空复材）研发的5222环氧树脂；
第一代环氧树脂的代表有航空复材研发的3238A，3234和LT-03，洪都航空工业集团研发的NY9200系列，西安飞机工业集团研发的HD58；
第二代环氧树脂的代表有5224，5228，5228A和5288；
第三代环氧体系CCF800H/AC531复合材料冲击后压缩强度可达335MPa，抗冲击性能和耐湿热性能较第二代环氧树脂体系有较大提升［21-23］。其中，HT3/5222复合材料已进行飞机机翼壁板的研发；
CF3052/3238A复合材料应用于直升机旋翼、整流罩等结构；
CF3052/3234，G803/3234和G814NT/3234复合材料已应用于直升机涵道垂尾、尾桨叶、旋翼等结构；
HT7/LT-03复合材料可用于制造无人机机翼盒段，ZT7G/LT-03A复合材料已在无人机机翼盒段以及运输机腹鳍等结构中应用［24］；
HT3/NY9200Z复合材料已用于飞机承力结构件和复合材料修补制件，HT3/NY9200G已用于强击机垂直安定面等结构，HT3/HD58复合材料曾用于运输机垂尾试验件；
G803/5224和G827/5224复合材料已用于制造直升机涵道、前缘椎体等结构；
HT3/5228和HT7/5228复合材料已用于某型天线和制造翼身融合体验证平台中复合材料机翼蒙皮；
CCF300/5228A复合材料已经应用于直升机复合材料加筋壁板及夹层等结构中；
HT8/5288可作为翼身组合体复合材料机翼蒙皮备选材料［25］。典型国产碳纤维/环氧复合材料的纵向拉伸强度和玻璃化转变温度如图2所示；
典型国产玻璃纤维/环氧复合材料的应用现状如表2所示。
机载武器服役过程中需要经历长时间的挂机飞行以及短时间的自主飞行，这就要求环氧复合材料具有较好的韧性和耐热性。尽管环氧复合材料无法满足高声速机载武器对更高温度的服役需求，但其仍可以作为亚音速或低马赫数（Ma≯2）飞行的机载武器（如空射无人机、滑翔弹、低速空对地导弹等）的结构材料，以达到减轻结构重量、增加载弹量的目的。尽管高速导弹的弹体外表面温度较高，但为了保证弹内电子元器件的工作可靠性，通常要对弹体进行防隔热设计，以保证舱内温度低于120℃［26］。可见，对于此类机载武器，环氧复合材料可在其弹体内部作为连接框架或组件的骨架等次承力结构使用。其次，由于环氧复合材料优异的力学和工艺性能，通过外加防热层的方法来实现其在高超声速机载武器外承力结构上的应用，也不失为一种经济可行的方案。
1.2双马来酰胺复合材料
与环氧复合材料相比，双马来酰胺（Bismaleimide，BMI）复合材料具有更好的耐高温性能，同时又具有阻燃性、低介电常数、良好的力学性能等优点，使其得以在F-22和F-35为代表的超声速巡航战斗机主承力结构中大量应用［11，27］。国外目前开发了多种BMI树脂体系。第一代BMI树脂的代表有Narmco公司研制的5250-3和5250-4树脂，其中5250-4树脂长期耐温达200℃，具有较高的韧性，干态Tg为271℃。第二代BMI树脂的代表主要有Cytec公司开发的5260和5270树脂以及Hexcel公司的F650和F652树脂。其中，AS4/5250-3复合材料的Tg为339℃，可用于飞机的主承力结构；
RAH-66直升机减速器齿轮机构壳体采用的是AS4/5250-4复合材料，IM7/5250-4复合材料则应用于X-33飞行器的机翼面板蒙皮、F22战机机翼蒙皮和波纹梁（如图3所示）以及X-37B飞行器的机身蒙皮等结构［13，28-29］。5260和5270树脂可分别在177℃和250℃高温下长期服役［13］；
Hexcel公司的F650树脂则可在202℃高温下长期服役，其短时耐高温更是可达430℃，已应用于海麻雀导弹的舱体结构［30-31］。
国内的高性能BMI树脂体系如图4所示。第一代BMI树脂的主要代表有西北工业大学与航空复材聯合研发的5405树脂（该树脂体系可以在130℃下长期使用），以及北京航空制造工程研究所研发的QY8911系列树脂；
航空复材研制的5428，5429和QY9511是我国第二代BMI树脂的代表；
航空复材研发的AC631则是国内第三代BMI树脂体系的典型，具有较高的韧性，已经在巡航导弹纵横加筋舱段中进行了应用研究［32］。其中，HT3/5405复合材料的Tg为220℃，已应用于带整体油箱的复合材料机翼和垂尾［22，25］；
在QY8911系列BMI树脂中，QY8911-I型长期服役温度为150℃，已用于歼击机结构件；
QY8911-II具有更好的耐高温性，长期服役温度可达230℃，HT3/QY8911-II复合材料垂尾已通过了280℃高温下瞬时承载能力试验；
QY8911-III的Tg为250℃，其在湿热环境中具有良好适应性；
HT3/QY8911-IV复合材料的Tg为230℃，已用于翼身组合体复合材料模拟件的制造［25］。HT7/5428与HT7/5429复合材料的Tg分别为270℃和240℃，也已用于翼身组合体复合材料模拟件的制造；
QY9511树脂可以服役于177℃左右，具有良好的韧性以及耐高温性能，HT3/QY9511与HT8/QY9511复合材料已经在飞机的机翼大梁、机身蒙皮等结构中得到应用［21-22］。
BMI树脂通常可以在180～310℃高温下长期服役，短时服役温度可达350℃以上，因此，其相比于环氧树脂更适用于耐高温结构件，可以应用于马赫数在2～3的导弹、超声速飞行器的机翼、垂尾等主承力结构中，也可以作为结构材料应用于导弹壳体、舵翼面等结构中。BMI复合材料具有与环氧复合材料相当的力学性能，其耐高温性能介于环氧与聚酰亚胺之间，但其制造成本远低于聚酰亚胺复合材料。因此，在兼顾力学性能、耐高温性能和成本的综合考虑下，BMI复合材料可作为长期服役温度不高于310℃、短期服役温度不高于350℃的机载武器的理想结构材料。对于未来作战环境的复杂性、不确定性，BMI树脂还需进一步提高耐温性、韧性及湿热性能，在能够满足超声速武器服役温度要求的同时，还要兼顾在不同服役环境下的适应能力，以实现导弹、飞行器等结构进行全天候、多方位打击的能力。
1.3聚酰亚胺复合材料
聚酰亚胺（Polyimide，PI）复合材料是目前耐温等级最高的有机复合材料体系，在高温下具有优异的综合性能，可以在高温（280～400℃）下长期使用，并可在高温环境中做承力构件，近年来在航天、航空及空间技术等领域，尤其是在航空发动机、导弹上得到广泛应用。
经过几十年的发展，国外PI树脂已经形成了涵盖四个代次耐温等级的材料体系，已完成三代产品的开发与应用（如图5所示），目前第四代产品正在开展应用研究。第一代PI树脂中最具有代表性的是PMR-15，其制备工艺为热压成型，长期服役温度在300℃左右，以T300作为增强体的PMR-15复合材料已经应用在F404与M88-2发动机外涵机匣（如图6所示）［33］。随着对耐高温性能要求的提高，以PMR-II-50，V-CAP75和AFR-700B为代表的第二代PI复合材料被相继研发出来，其长期服役温度在315～370℃，其中V-CAP75PI复合材料已经应用于F-22整流环和压气机机匣［34-38］，AFB-700B则应用于F119发动机推力矢量喷管等结构中［39］。美国宇航局（NationalAeronauticsandSpaceAdministration，NASA）研发的DMBZ-15第三代PI树脂，长期服役温度在370～426℃，以其为基体、T650-35碳纤维作为增强体所得到的复合材料，具有良好的耐高温性能，在导弹雷达天线罩等许多领域已有广泛的应用［34］。有机无机杂化（如引入无机结构或接枝笼型聚倍半硅氧烷，PolyhedralOligomericSilsesquioxane，POSS）可有效提高PI树脂的耐温性能［34］，目前在第四代PI树脂的研发中受到研究人员的重视。基于此方法，美国新研发的P2SI-900HT可以长时间在425℃的高温中服役［34］。
目前，国内也相继开发出一系列PI树脂体系（如表3所示）。主要包括KH-304，BMP316，BMP350，AC721，KH-305和BMP420，以及最高服役温度可达500℃的HPI500等［21］。其中，HT3/KH-304长期服役温度在288℃左右，已用于航空发动机外涵道；
BMP316长期服役温度可达315℃，采用T300/BMP316复合材料研制的航空发动机外涵机匣已经实现批量应用，此外还在导弹雷达天线罩和舵翼面等结构得到应用［40］。BMP350可以长期服役于350℃的高温且瞬时耐高温可达到400℃，已经在某型发动机外涵机匣及高速飞行器垂尾前缘等构件开展了应用研究［41-43］。BMP420短时耐高温可达到450℃以上，并可长期服役于400℃的高温环境，在航空发动机后部喷口调节片以及超高速飞行器的高温部件的研制中，BMP420均参与了试制［44］。
随着聚酰亚胺复合材料的广泛应用，聚酰亚胺树脂不断更新换代的过程中形成了多种成型工艺，主要可分为热压成型和液体成型两大类。其中，热压工艺是目前聚酰亚胺复合材料最主要的成型方法，可用于成型大尺寸的复合材料构件，成型工艺稳定性相对较高，但同时也存在生产周期长、制造成本高、难以制备复杂零件等问题，限制了其在更多零件结构上的进一步应用。然而，为了满足耐高温复杂结构的整体成型，适用于树脂传递模塑（ResinTransferMolding，RTM）成型的聚酰亚胺树脂受到了人们的关注。具有代表性的有美国的PETI-5，PETI-298，PETI-330以及RTM370等PI树脂，中国的HT-350RTM树脂［21，45-46］。在应用方面，IM7/PETI-5体系已应用于X-37B飞行器机翼及阻力板等结构［13］，HT-350RTM树脂已在空空导弹连接环（如图7所示）、舵翼面（如图8所示）及舱段结构上进行了应用研究，结果表明该树脂体系能满足短时400℃的高温要求［47-48］。
对飞行马赫数在3左右的机载武器，其结构表面温度通常在300℃左右，采用碳纤维增强聚酰亚胺作为结构材料，不仅能满足耐温要求，而且能获得较好的减重效果。在美国的“X-43高超声速飞行器”研制过程中，PI复合材料一度成为其弹体主承力结构的首选。此外，石英纤维增强聚酰亚胺具有较好的高温透波性能，可用作高速机载武器的天线罩（窗）材料。与环氧和双马来先胺复合材料相比，PI复合材料的固化温度高，其制备所需的辅料均需要耐高温，从而导致其制造成本居高不下。此外，合成PI树脂所需的单体价格也远高于其他的热固性树脂，使得PI复合材料的材料成本也高于环氧和双马来酰胺复合材料。但对于追求高性能的机载武器来说，PI复合材料出色的高温力学性能仍是短期服役温度在300～500℃飞行器的优选结构材料之一。经改性后，PI树脂的长期服役温度可高达550℃，有望在高马赫数机载武器的舵翼面、舱体等主承力结构中使用，以達到飞行器高机动性和耐高温性的需要。
1.4酚醛复合材料
酚醛复合材料具有良好的耐热性、阻燃性、较高的残炭率，瞬时耐高温性能显著，能够起到隔热的作用，并且其生产成本低、加工性能较为优异，通常被用作航天器以及高超声速导弹的防热材料（如图9所示）［49］。
美国采用碳纤维/酚醛复合材料作为防热衬层，应用于“海神”C3，MX和“三叉戟”C4导弹发动机外防热层中［50］，“牵牛星”3AFW-4S“侦察兵”B运载火箭四级出口锥后段为低密度高硅氧/酚醛绝热层。美国的民兵系列导弹弹头MK11以玻璃纤维/酚醛复合材料作为防热材料，MK11B和MK12选用高硅氧/酚醛体系，MK12A则采用碳纤维/酚醛体系［51］。NASA采用酚醛树脂为基体，通过浸渍技术，研发出的碳纤维/酚醛复合材料在“星尘号”的隔热结构中得到应用，该材料也可以用作超声速导弹的防热材料，为其在大气层中的高速飞行提供安全保障［52-53］。美国C-CAT公司使用浸渍技术，制备出碳纤维/酚醛复合材料，并在其上涂覆高温可陶瓷化结构，为HTV-2高超声速导弹的前缘材料的应用提供了参考［54］。
国内在酚醛防热材料方面也研发出了钡酚醛、氨酚醛、硼改性酚醛三代耐烧蚀材料体系［55］。王晓鹏等［56］采用热预聚的方式制备了一种改性钡酚醛树脂，该材料具有多孔结构，导热系数低，适于用做临近空间飞行器的热防护材料。李建伟等［57］通过RTM工艺制备了石英/钡酚醛复合材料，经过氧-乙炔烧蚀测试，发现该材料的质量烧蚀率为0.0707g·s-1，耐烧蚀性能良好，可应用于马赫数低、飞行时间短的导弹烧蚀材料。刘毅佳等［58］对所制备的玄武岩纤维/氨酚醛树脂体系进行热学、烧蚀测试，结果表明该材料可满足固体火箭发动机喷管防热的要求。张新航等［59］采用模压工艺制备的碳纤维/硼酚醛复合材料满足了固体火箭发动机的隔热需求。董闯等［60］同样采用模压工艺制备了不同含量的石榴石微粉增强硼酚醛复合材料，并研究了其烧蚀性能和高温性能。当石榴石微粉含量为50wt%时，质量烧蚀率相比纯硼酚醛下降了43.6%，且高硅氧纤维-石榴石微粉/硼酚醛体系具有良好的力学性能，可以作为未来飞行器的耐烧蚀材料。
固体火箭发动机喷管和扩散段、导弹弹头、航天器返回舱等结构在服役时面临的极端高温环境会导致结构无法安全服役，将酚醛复合材料作为防热、耐烧蚀材料应用于这些领域，能够起到对结构的保护作用。酚醛复合材料轻质、耐高温和耐烧蚀性能良好，是长航程高超声速机载武器热防护材料的理想选择。根据结构/功能一体化的发展趋势，以及对不同服役温度、服役环境和打击目标的需要，将酚醛与环氧、BMI以及PI复合材料结合，应用于导弹、高超声速飞行器的防热/承载一体化结构，可以同时满足高超声速飞行器再入大气层时耐烧蚀的需要以及减重、低成本、高载弹量的需求。
2热塑性复合材料
热塑性复合材料是以结构热塑性树脂为基体，由纤维增强复合而成的一类材料［61］。不同于热固性复合材料，其加工后仍处于可塑状态，可反复熔融、成型，因此热塑性复合材料的某些性能优于前者，如韧性好、制备周期短、无储藏周期限制、易于回收再利用等［62］。应用于航空航天领域的热塑性复合材料可分为短切纤维增强型、长纤维增强型和连续纤维增强型三种［63］，如图10所示。表4列出了航空航天领域常用的高性能热塑性树脂的性能。
2.1短切纤维增强热塑性复合材料
短切纤维增强热塑性（ShortFiberReinforcedThermoplastic，SFRTP）复合材料是由长度为3～12mm的纤维与热塑性树脂复合而成，采用注塑和模压工艺成型，常用于可批量化生产的轻质复杂结构［65］。通过调节纤维的类型、长度和体分，可以得到各种不同功能以及力学性能的短切纤维增强热塑性复合材料［66］。由于具有轻质、强度高等性能，SFRTP广泛地应用于飞行器内部非承力结构中［67］。表5列出了典型SFRTP复合材料的性能参数。
Kumar等［69］制备了SCF（Short-CutCarbonFiber）增强PPS和PES等复合材料，并通过模拟雷电环境测试了其抗雷击性能，为飞行器防雷击结构的发展提供了新的思路。在国内，航天材料及工艺研究所（航天材料所）研究了不同SCF和短切玻璃纤维（Short-CutGlassFiber，SGF）含量的复合材料的力学性能，并开展了一系列地面考核试验，结果表明该系列材料可用于新一代运载火箭贮箱支架。航天材料所还将SGF增强聚四氟乙烯复合材料用于天线罩外层结构，扩大了SFRTP复合材料在航空航天领域的应用，SGF增强尼龙610用于制备运载火箭液氢液氧箱体外支架，起承力和隔热的作用［67］。
SFRTP复合材料的制备工艺主要包括注塑成型、模压成型。采用注塑成型工艺制备出的SGF增强PEEK复合材料，已经在航天器储料箱中得到了应用［70］。在注塑成型中，熔融流体由于受到摩擦力的影响，会在中心层与模具壁之间产生速度梯度，形成剪切应力，使纤维发生定向作用，导致产品产生各向收缩不均和各向异性，降低了产品尺寸精确度和各向强度均匀性［68］。模压成型只适用于简单结构制品的加工，不适于成型复杂结构件；
同时，生产过程中存在弹性回涨现象，引起制品外部产生裂缝或内部出现分层，降低了制品的密度［71］。所以传统成型工艺限制了SFRTP复合材料在航空航天领域的进一步发展。近年来，随着3D打印技术的快速发展，基于熔融沉积3D打印技术的SFRTP复合材料制备工艺也受到人们的广泛关注［72］。通过3D打印技术，可以在没有模具的情况下获得复杂三维立体结构制品，且成型更快、成本更低，扩大了SFRTP复合材料制品的应用范围。美国格伦研究中心使用熔融沉积制造工艺得到短切AS4/Ulteml1000体系，并制备出压气机入口导流叶片（如图11所示）［73］。
SFRTP复合材料的强度跟铝合金相当，但密度仅为铝合金的一半。相较于铝合金材料，SFRTP复合材料具有更为优异的阻尼性能，其注塑工艺可以一体化制備复杂的框架结构。对于机载武器内部组件、设备等的安装骨架，采用SFRTP复合材料制备可获得良好的减重和减振效果。再者，通过调整组分材料的类型、微观结构和配比，可进一步得到具备特定功能的SFRTP复合材料结构。随着SFRTP复合材料3D打印技术的不断成熟，以及高性能热塑性树脂的不断研发，生产成本更低、效率更高、性能更好的SFRTP复合材料可以制造出更为精密、复杂的机载武器结构件，甚至可逐渐将SFRTP复合材料的应用延伸至机载武器次承力结构件中，加之短切纤维长度的增加及热塑性树脂具有韧性好、可回收利用等优点，SFRTP复合材料在机载武器上的应用必将越来越广泛。
2.2长纤维增强热塑性复合材料
长纤维增强热塑性（LongFiberReinforcedThermoplastics，LFRTP）复合材料是指采用热塑性树脂与长纤维（长10～50mm）在特定的设备与工艺条件下充分浸渍制得的材料。与短切纤维增强热塑性复合材料相比，长纤维在树脂基体中的分布相对均匀且长度统一［65］。这种排布方式使长纤维增强材料的性能明显优于短切纤维增强，主要表现在比强度、比刚度、抗冲击、耐蠕变、耐疲劳性及尺寸稳定性等方面［74］。
长纤维增强热塑性复合材料一般以聚酰胺，聚丙烯，PPS，PES，PEEK等热塑性树脂为基体，以玻璃纤维、碳纤维等为增强体。早期的基体以尼龙、聚丙烯为主，虽然此类热塑性复合材料韧性好、成型简单、制备周期短，但其高温易变形、刚度差，只能满足部分航空航天用材料的要求。后期为满足服役要求，一些高性能树脂成为主要应用对象，如英国ICI和美国DuPont公司研发的长期使用温度可达240～260℃的PEEK树脂，以及德国和美国开发的PEK和PPS等高性能树脂［64］。但高性能树脂粘度大，体分含量较高（30%～50%）的长纤维难以有效浸渍，因此现阶段关于长纤维增强热塑性复合材料的应用较少［75］。为打破生产应用限制，国内外学者开始着手研究改进浸渍工艺的措施，并获得了一定程度的进展。Miller等［76］采用粉末浸渍工艺制备出机械性能良好的玻璃纤维增强PPS（Gf/PPS）LFRTP复合材料；
英国WigginsTeape公司和法国Arjomari公司研制了一种湿法生产玻璃纤维毡增强热塑性复合材料的新工艺［65］。杨卫疆［77］根据熔融浸渍过程中工艺与性能的关系，提出一种有效提高浸渍效果的手段。姜润喜等［78］利用自行研制的浸润装置研究了长玻璃纤维增强的浸润技术与产品的力学性能。
浸渍工艺的相对改善，使得长纤维增强热塑性复合材料的应用研究取得突破性进展（如图12所示）。ICI公司利用玻璃纤维增强尼龙LFRTP复合材料制作飞机阀门，代替原来使用的酚醛石棉复合材料，满足了飞机阀门在较宽温度范围与燃料长期接触的基础上保持其性能和形状的要求［79］。美国阿拉巴马大学伯明翰分校的团队研究表明，碳纤维LFRTP复合材料可用于生产形状复杂的薄壁结构。将碳纤维LFRTP复合材料应用于航空航天电子设备的基板，可减轻重量，降低振动/噪音和制造成本［63］。
LFRTP复合材料的力学性能介于SFRTP复合材料和连续纤维增强热塑性复合材料之间，其制备方法主要采用模压工艺。与其他两种热塑性复合材料相比，其模具相对简单，设备要求不高，比较适合结构简单、有一定力学性能要求的小批量零件。LFRTP复合材料抗冲击性能好，比强度、比刚度高，耐腐蚀和阻尼性能出色，未来可以应用于机载武器内部的次承力构件（如飞控、电源、引信等组件的安装支架），且其耐蠕变，尺寸稳定性高，还可作为机载武器高精度部件的备选材料。但目前制备成型过程中保证长纤维的良好分散和浸渍仍存在一些问题，为了更大程度地发挥材料性能，未来应致力于进一步优化改进其成型工艺。
2.3连续纤维增强热塑性复合材料
随着飞行器结构轻量化、高效连接装配、环保等设计要求的日益突出，具备耐冲击、高韧性、可二次利用的连续纤维增强热塑性复合材料成为当前热塑性树脂基复合材料领域的主要研究方向。图13所示为连续纤维增强热塑性复合材料的在航空航天领域的应用发展历程。
目前用作航空航天承力部件的连续纤维增强热塑性复合材料的基体主要有PPS，PEI，PEKK三种。其中，PPS易于结晶，具有良好的热稳定性、化学稳定性以及尺寸稳定性等性能，连续纤维增强PPS基复合材料在支架、尾翼、进气管、内饰等民用航空领域得到大量应用。荷兰Fokker公司采用玻璃纤维增强PPS（Gf/PPS）复合材料代替原来的铝合金为空客A340和A380客机制造机翼前缘，实现了大幅减重的目标（如图14所示）［81］。湾流商务客机G650的方向舵和升降舵均为感应焊接制备的碳纤维增强PPS（Cf/PPS）热塑性复合材料多肋扭力盒结构，这省去了钻孔和铆接或胶结工序，既减轻了重量又降低了成本（如图15所示）［82］。在战略导弹上PPS基复合材料也有一定的应用，美国海军“鱼叉”（Hapoon）导弹上的稳定翼采用的是纤维体分为40%的碳纤维增强PPS基复合材料［83］。AIWS巡航导弹将Gf/PPS复合材料用于舱段壳体的蒙皮、头锥等构件，既满足了弹体应用的刚度要求，又解决了原材料贮存周期短的问题。
半结晶性的PEI易加工、成本低，具有优异的阻燃特性，连续纤维增强PEI复合材料多用于结构简单的次承力构件，如货舱地板夹层结构面板、方向舵和升降舵后缘、机翼整流罩等。湾流V公务机、福克100型客机的货舱地板采用了Cf/PEI和Gf/PEI复合材料［84-85］。Fokker公司采用Cf/PEI预浸料制造了Gulfstream550和G650飞机的夹层结构压力舱壁板（如图16所示）［85］。德国的Xperion公司采用连续模压成型工艺，研制了空客A330/A340客机机身内侧壁板横杆扣件，该结构件采用Cf/PEI复合材料，较传统铝合金制件减重约50%，成本降低约21%（如图17所示）［86］。为降低噪声，荷兰Ten-Cate公司开发的Cf/PEI复合材料层板，作为发动机短舱进气道降噪声衬蜂窝结构面板，已在空客A380飞机发动机上实现商业化应用（如图18所示）［86］。
PEEK成型温度较高、工艺复杂，但其性能最为优异，连续纤维增强PEEK复合材料具有较高的耐温性、耐腐蚀性能，在航空航天领域有着广泛的应用，如表6所示。用Gf/PEEK复合材料代替铝合金制造波音757飞机的整流器，极好地满足了该结构对化学溶剂性和耐热性的要求［87］。英国WeatlandPLC公司将Cf/PEEK用于直升机的水平尾翼，满足了其飞行条件［88］。
国内针对连续纤维增强热塑性复合材料也开展了较为系统的研究，但在飞机承力结构上的应用研究相对较少，主要集中在材料、工艺、性能表征及中小型部件等方面。吉林大学最早从“七五”计划期间开展国产PEEK的研究工作，在“八五”“九五”“十五”期间与北京航空材料研究院共同展开对Cf/PEEK复合材料的研究，并完成了某型歼击机上的装机试飞考核［80］。北京航空材料研究院在“九五”期间曾研制了某型机垂尾平板舱门（如图19所示），但并未批量化生产［89］。哈尔滨工业大学［90］采用模压成型法制备了PES，PES-C，PEK-C基体试件和单向板试件，并对其力学性能进行了测试分析。东华大学［91］采用模压成型法制备了Cf/PPS复合材料层压板，并分析了成型温度、压力等工艺参数对材料力学性能的影响。上海交通大学［80］针对用于航空的高性能PEEK树脂进行了一系列拉伸、压缩、剪切力学实验研究。为满足某型直升机滑橇起落架的应用需求，东华大学陈春海团队开展了适用于热熔法连续预浸工艺的聚芳醚酮树脂基体及热塑性复合材料管梁自动铺丝成型工艺研究，但目前应用验证仍停留在主要依赖传统积木式试验［92］。同时，该团队借助自主研发的热熔预浸料设备，研制了Cf/PEEK窄带预浸料。并采用热压成型工艺制备了内部质量完好的复合材料层合板［93］。北京航空航天大学热塑性预浸料团队自主研发了以热熔法制备连续纤维增强热塑性预浸料的中试生产线，能够满足碳纤维、玻璃纤维增强的PEEK和PPS等各种热塑性预浸料的生产需求［94］。尽管国内在高性能热塑性树脂合成及改性技术方面逐步达到了国外技术水平，且开展了以此为基础的预浸料制备技术及其复合材料成型工艺验证。但在高性能热塑性预浸料、自动化成型工艺及装备、先进焊接技术及装备、设计与验证等方面仍与欧美先进国家有着较大差距，特别是在高性能热塑性复合材料应用方面，差距尤为明显。
在航空航天领域，连续纤维增强热塑性复合材料凭借其优异的力学性能以及加工效率上的优势，逐步在民用客机次承力构件以及内饰零件中占据更大的使用比例。为拓宽其应用范围，未來应朝以下方向努力：（1）对复合材料的结构设计和功能特点进行归纳总结，以适应各类飞行器不同部件的使用要求；
（2）探索研究新型的制备工艺及装配方式，使热塑性复合材料的成型工艺朝着低成本、高效率的方向改进；
（3）通过各种手段强化或功能化纤维增强热塑性复合材料，以满足在不同服役环境下的需求。
综上，热塑性复合材料相较于热固性具有以下优势：韧性高、损伤容限大、有类似于金属的加工特性、无原材料储存期、成型加工周期短，并且具有的良好的可循环性和对环境友好等特性，具有广泛的发展前景。在航空航天及机载武器领域，热塑性复合材料正逐步代替部分热固性复合材料，但目前在一些大面积的承力结构上仍以热固性复合材料为主。热塑性复合材料未来应努力攻克在复杂结构制造以及浸渍工艺上的技术难点，并将成本更低、性能更为优异的树脂基体及增强纤维用于机载武器部件上作为主要发展目标。另外，超高声速导弹和飞行器在稠密大气层中飞行时，空气受到强烈压缩和剧烈摩擦，会产生“气动加热”现象，随着马赫数的增加，这一现象会更加严重。为使弹体结构和内部电子设备安全可靠服役，发展耐超高温、承载能力强的新材料体系是必然趋势。
3陶瓷基复合材料
随着武器装备的更新换代，机载武器的飞行速度越来越高，其面临的气动热也日益严酷。大多数树脂基复合材料在高温（大于300℃）条件下会丧失稳定性，导致力学性能、透波性急剧下降而无法正常服役。相较于树脂基复合材料，以陶瓷材料为基体，通过纤维、晶须或颗粒增强复合而成的陶瓷基复合材料（CeramicMatrixComposites，CMC）具有耐高温、耐腐蚀、抗氧化、热力学稳定、透波性能好等综合优势，其中连续纤维增强陶瓷基复合材料的性能最为突出，在航空航天热端结构上有着广阔的应用前景［12］。根据应用领域的差异，CMC主要分为结构陶瓷基复合材料和功能陶瓷基复合材料两类［95］，前者主要应用于天线罩、天线窗等部位（如图20所示）［96］，后者主要应用于鼻锥、舵翼面前缘、发动机喷管等部位（如图21所示）［97-98］。
3.1高温透波陶瓷基复合材料
透波材料发展至今经历了多种体系改进，其材料应用历程如图22所示，其中纤维增强树脂基透波复合材料主要用于Ma<3的飞行器透波部件。单相陶瓷（如熔融石英、氮化硅、氧化铝等）虽可满足中远距空空导弹、地空导弹的高温透波要求，但其固有的脆性易断裂，抗热震和抗雨蚀性能差，极大限制了其应用范围。连续纤维增强陶瓷基透波复合材料具有优异的高温力学性能和耐烧蚀性能，通过调节陶瓷基体和增强体的类型及体分，可以对高温透波陶瓷基复合材料的各项性能进行设计，在高超声速飞行器中有着广泛的应用前景。透波陶瓷基复合材料主要有氧化物基、磷酸盐基和氮化物基三类，其介电性能及耐温性能如图23所示，不同陶瓷基体的性能特点对比如表7所示。
3.1.1氧化物纤维增强氧化物基透波材料
氧化物纤维增强氧化物基透波材料是在熔融石英及氧化铝陶瓷的基础上发展起来的一类高性能复合透波材料，主要包含石英纤维增强石英陶瓷基复合材料（SiO2f/SiO2-CMC）和氧化铝（莫来石）纤维增强氧化铝（莫来石）陶瓷基复合材料（Al2O3f/Al2O3-CMC）两种体系。相较于其他类别的陶瓷透波材料，氧化物增强氧化物透波材料的耐温性相对较低，其中石英可耐1000℃左右的高温，是最早被研究用来作为透波陶瓷基复合材基体或增强相的材料。SiO2f/SiO2-CMC应用在导弹透波头罩上，表现出优异的抗热震性和介电性，被视为高马赫数导弹天线罩的首要备选材料［100-101］。
20世纪70年代末至80年代初，美国福特公司（Ford）和通用电器公司（GeneralElectric）首先开展了SiO2f/SiO2-CMC的研究工作，发展了其材料制备工艺，比较全面地评价了材料综合性能［102］。SiO2f/SiO2-CMC的制备方法主要有前驱体浸渍法（PolymerImpregnationPyrolysis，PIP）、烧结法（Sintering）、溶胶-凝胶法（Sol-Gel）等。美国航空材料实验室制备出一种新型的天线罩用石英纤维增强氧化硅基复合材料，与粉料注浆法相比，其耐热性能虽无明显提高，但具有更好的力学性能和抗冲击性能。此类材料制备的关键在于采用了经严格处理后的氧化硅溶胶充分浸渍三维石英纤维编织体，并使氟化物处理中间产物后，进行烧结成型［103］。为达到高超声速导弹雷达天线罩的设计需求，福特公司利用Sol-Gel法，以连续石英纤维做增强体，制得了3D-SiO2f/SiO2-CMC，并成功地将其应用于美国“三叉戟”潜地导弹，该材料在室温环境下表现出极为优异的介电性能（ε≈2.88，tanδ≈6.12×10-3）［104］。
国内针对SiO2f/SiO2-CMC的研究开展时间稍晚于国外，先后研制了正交三向石英、高硅氧穿刺等耐热透波复合材料，并在中程地地导弹天线窗上获得应用［98］。为满足中、远程地地战术和战略导弹天线罩需求，航天材料所研制了三维石英纤维织物增强二氧化硅基复合材料，其密度为1.58～1.61g/cm3，弯曲强度为66.2～122MPa，已经获得型号应用［105］。尽管SiO2f/SiO2-CMC具有优异的高温透波性能，但在实际应用中表现出极强的吸潮性，吸潮后其介电性能大幅度下降，进而影响其透波性能。研究发现，较高的孔隙率是导致SiO2f/SiO2-CMC吸潮的主要原因，通过在天线罩表面涂覆防潮涂层进行封孔处理可有效提高SiO2f/SiO2-CMC的抗湿性能［98］。
从发展来看，SiO2f/SiO2-CMC的成型工艺及应用手段都较为成熟，现在仍是制備高温透波天线罩的优选备用材料。但其耐高温性能不足且吸湿问题仍然存在。随着透波材料技术的发展，Al2O3f/Al2O3-CMC逐步进入透波研究领域，相对于石英基体，其克服了吸湿难题，并进一步提高了耐温性能（可耐1200℃左右高温），拓宽了应用范围。
美国早期的“麻雀”Ⅲ和“响尾蛇”导弹天线罩应用了氧化铝陶瓷，其可耐1400℃高温，强度高，但抗热冲击性差［106］。随着飞行器飞行速度的提升，现已转入到氧化铝基复合材料的研究，美国3M公司的Nextel系列和英国化学公司的Saffil系列是氧化铝纤维应用的主要代表。其中Nextel610氧化铝纤维的强度高达3.1GPa，拉伸模量为380GPa，已经广泛应用于Al2O3f/Al2O3-CMC中［107］。Kakisawa等［108］将氧化铝纤维浸入ZrO2胶体溶液中制备出（Al2O3f/ZrO2）mc混合编织纤维，通过多次浆料渗透和烧结制备出（Al2O3f/ZrO2）mc/Al2O3复合材料。研究发现Al2O3f与ZrO2之间具有良好的界面结合性能，复合材料表现出优异的力学性能和介电性能。目前，国外已成功研制出氧化铝纤维增强陶瓷基复合材料天线罩样件，但尚未在型号上获得应用［109］。Al2O3f/Al2O3-CMC的应用主要集中于发动机高温部件。
国内针对Al2O3f/Al2O3-CMC的研究主要是基于国外的氧化铝纤维开展，当前仍处于材料研制阶段。航天材料所采用NextelTM720制备了拉伸强度达130MPa、拉伸模量约为30GPa的Al2O3f/Al2O3-CMC［110］。梁艳媛等［111］以有机聚合物作为前驱体，冷冻干燥后制备出多孔陶瓷涂层和多孔氧化铝基体骨架，采用前驱体裂解浸渍工艺重复浸渍以增加坯体致密度，最后对坯体进行烧结成型，制备出高性能的Al2O3f/Al2O3-CMC。
Al2O3f/Al2O3-CMC虽然在力学性能和耐温性能上与SiO2f/SiO2-CMC相比优势明显。但氧化铝陶瓷的介电常数及介电损耗会随着温度的升高而逐渐增大，介电性能不稳定，当温度超过1000℃，其性能波动较大，这对飞行器透波构件的设计带来很大的困难。另外，氧化铝陶瓷的热膨胀系数大，抗热震性差，是否可重复使用仍待验证。但对于瞬时服役温度在1200℃以内的非重复使用高速机载武器来说，氧化物纤维增强氧化物基透波材料是雷达天线罩（窗）的理想材料。
3.1.2连续纤维增强磷酸盐陶瓷基透波材料
与氧化物/氧化物复合材料相比，磷酸盐基透波复合材料成本低、热稳定性相当，在航天透波材料领域占有重要地位。磷酸盐类透波材料的基体主要有磷酸铝、磷酸铬及磷酸铝铬三种，增强相大多采用透波性能好的纤维织物［112］。这类复合材料不仅易于制备，并且优异的力学、介电性能也可兼得。
早在20世纪50年代，苏联就研制出一种织物增强磷酸铝铬基复合材料，这种材料成型工艺简单，介电常数为3.2～3.7，在1200℃仍可正常工作，但报道较少，无法获悉具体织物类型［104］。此后此类材料被广泛研究，Marra等［113］在177～371℃制备出一种在1100℃仍保持100MPa的碳化硅纤维增韧磷酸铝铬透波复合材料。美国通用电器公司研制出一种具有良好透波性以及综合力学性能的石英纤维增强磷酸铝基复合材料［114］。国内针对此类材料也进行了相关制备研究并取得一些成果。杨小波等［115］将MgAl2O4作为磷酸铝基体的填料和固化剂，制备出石英纤维增强磷酸铝复合材料，其在室温下弯曲强度为165MPa，随温度升高到800℃，其强度保留率为45.5%，且介电常数保持在3.5～3.6，损耗角正切值小于0.01。焦春荣等［116］研究制备了一种兼具耐温性和良好透波性能的氧化铝纤维增强磷酸铝铬基复合材料。结果表明，在700℃时，强度保留率为95%，介电损耗低于0.015。肖永栋等［117］以石英纤维织物为增强材料、磷酸铝陶瓷为基體，制备了一种磷酸盐基复合材料，在服役温度低于1200℃的天线窗材料和小型透波防热部件上具有应用潜力。
与SiO2f/SiO2-CMC相比，石英纤维增强的磷酸盐陶瓷基复合材料的热膨胀系数较小，高温力学性能优于前者，但在应用中仍面临严重的吸湿问题，并且自身具有强酸腐蚀性，不宜用在极端环境中。增加防护措施会大大增加制备难度以及成本投入，并且在超过1500℃以后，材料的性能开始变得不稳定。将其应用在机载武器及高马赫数的飞行器天线罩上，其不可避免地会面临雨蚀及气动热等环境问题，研究新型耐温防潮陶瓷或者针对磷酸盐基体进行工艺改性以提高抗吸湿性是下一步的主要工作。
3.1.3氮化物纤维增强氮化物基透波材料
相较于氧化物和部分磷酸盐陶瓷材料，氮化物陶瓷的耐温性能更优，可耐1500℃左右的高温，具有更好的高温透波和抗烧蚀性能，被认为是制备高温透波天线罩的极佳材料，主要包括Si3N4，BN，SiBN三种材料体系。
氮化硅陶瓷可耐1400℃的高温，具有极好的耐烧蚀、抗冲击性，但介电常数偏高，影响透波性能，将连续纤维引入后可以起到调控介电性能的作用。纤维增强氮化硅复合材料的常用制备方法有PIP、化学气相渗透法（ChemicalVaporInfiltration，CVI）和烧结法（Sintering）。纤维增强Si3N4基复合材料的性能如表8所示。
由表8可知，烧结法制备的氮化硅基复合材料的介电常数及介电损耗偏高，目前新型工艺CVI和PIP成为主要制备手段。氮化硼陶瓷具有比氮化硅陶瓷更好的热稳定性和更低的介电常数、介电损耗，是为数不多的分解温度能达到3000℃的化合物之一，并且经纤维增强后其抗雨蚀、抗冲击性能有所改善，具有极大的应用潜力［120］。其主要的制备方法有PIP工艺和烧结法（Sintering）等。纤维增强BN基复合材料的性能如表9所示。
SiBN兼具Si3N4和BN的优点，密度小，介电性能优异，是超高速、中远程精确制导导弹天线罩的理想的透波材料［123］。纤维增强SiBN复合材料主要采用PIP工艺制备，基本性能如表10所示。此外，还有采用两种或两种以上陶瓷材料（如BN-SiO2等）作为基体的透波复合材料。Place［124］利用二氧化硅溶胶浸渍BNf/BN-CMC，烧结得到密度为1.6g/cm3的BNf/BN-SiO2复合材料，其可用于再入温度达2200℃的高温环境。但由于其工艺问题难以制成较大形状的坯件，因此在天线罩上尚未得到真正应用，目前主要用作天线窗介电防热材料［120］。
目前，氮化物高温透波材料仍处于研究阶段，许多关键问题尚未完全解决。例如，氮化硅材料介电常数偏大，作为高性能透波材料应用仍需改进；
氮化硼材料易吸潮、氧化，大大影响透波性，纤维增强后综合性能有所提高，但作为理想的透波材料仍有差距；
集两者优点的硅氮硼材料综合性能优异，但成型工艺复杂等。然而，相较于其他类的透波材料，氮化基复合材料体系的综合性能最为优异，因此各国航天领域专家日益关注此类材料的发展，未来氮化物透波材料的研究将主要集中在发展性能稳定可靠的氮化物基透波复合材料和发明低成本的制备成型工艺两方面。
综上所述，三种透波陶瓷基复合材料均可不同程度地满足透波应用的基本要求，并能在相应的服役环境中稳定发挥性能。目前陶瓷基透波复合材料已经用于航空航天领域，如远程空空导弹、地地导弹、高超声速飞行器等的天线罩上，未来随着机载武器服役环境的不断恶化，将其单独应用于天线罩或天线窗上不可避免地会暴露出不足，探索复合机理和工艺，并针对制备工艺进行改进以提高高温透波性能是目前及未来很长一段时间的研究重点。在实际应用中，由于不同的飞行器（运载火箭、导弹等）的服役环境不同，使用的微波频率不同，因而材料需具备不同的性能条件，因此，研究并积累介电性能、耐温性能及耐烧蚀性能数据，从而有效地满足天线罩的设计要求是尤为重要的。
3.2高温结构陶瓷基复合材料
连续纤维增强陶瓷基复合材料还具有优异的高温力学性能、抗氧化和抗烧蚀性能，将其应用于高超声速飞行器的热端结构部件可获得良好的减重和热防护效果。这类材料主要有连续纤维增强碳化物复合材料和氧化物纤维增强氧化物复合材料两种。
3.2.1连续纤维增强碳化物陶瓷基复合材料
SiC陶瓷基复合材料具有较强的综合性能，不仅强度高、硬度高，熔点高，而且具有良好的化学稳定性，很好地满足了航空航天等领域对热结构材料的性能要求［126］，主要有Cf/SiC-CMC和SiCf/SiC-CMC两种体系。由于碳纤维价格便宜且易获得，Cf/SiC-CMC成为SiC基复合材料研究与应用的首选材料。将Cf/SiC-CMC代替金属热防护系统应用在高超声速飞行器上可减重50％，从而提高武器装备的总体性能［127］。法国已成功将Cf/SiC-CMC用于其阵风战斗机M88发动机的喷嘴瓣［1］。Cf/SiC在不同服役要求下的使用温度情况如图24所示。
虽然Cf/SiC-CMC的高温承受能力较强，但其高温耐氧化性弱于SiCf/SiC-CMC，因此在航空发动机领域最终广泛应用的是SiCf/SiC-CMC。20世纪80年代末，美国通用电器公司采用预浸料-熔渗（Melt-Infiltration，MI）工艺制备了SiCf/SiC-CMC，并对其进行力学性能测试、极端环境测试、高流速燃烧室环境测试等，最终将其应用到了波音747X的发动机上［128］。日本IHI公司采用“化学气相沉积+固相浸渍+前驱体浸渍裂解”工艺制备了SiCf/SiC-CMC，随后将其制备成SiCf/SiC-CMC导向叶片，并在长达400h的极端环境中通过了IM270燃气轮机的考核验证［127］。在国内，跨大气层空天飞行器防热系统的Cf/SiC-CMC頭锥帽和机翼前缘已经装机试飞成功。徐永东等［129］采用CVI工艺，分别制备了Cf/SiC-CNC和SiCf/SiC-CMC，探究了两种材料的断裂行为和力学性能，其制作的喷管部件已成功进行地面试车实验。焦健等［130］通过PIP工艺制备了Cf/SiC-CMC，在1200℃下材料的弯曲强度高达712MPa，在航空发动机热端部件上具有应用潜力。
连续纤维增强SiC基复合材料耐高温、抗氧化、强度高且生产工艺可设计，能满足航空航天对高温部件的性能要求，已经广泛应用于高超声速飞行器前缘和再入式导弹鼻锥等部位。但大部分纤维增强碳化硅基复合材料构件形状相对复杂，需要对其结构、热力耦合服役环境、失效行为进行详细研究。为了应对日益严峻的极端环境，针对基体进行优化改进并发展涂层工艺、修复及考核验证系统显得尤为重要。
3.2.2氧化物纤维增强氧化物陶瓷基复合材料
氧化物陶瓷作为基体得到的复合材料在CMC中占比较大，此类材料不仅具有优异的透波性能，可作为透波部件材料（如Al2O3、SiO2陶瓷），而且因其高强、高模、耐高温、耐氧化、耐烧蚀等性能又可作为结构材料使用。但相较于SiC基复合材料，氧化物基复合材料在结构件中的应用较少，主要应用于各类导弹的喷管及机载武器的其他热端部件中［131］。
美国洛克希德导弹和空间公司以氧化铝纤维增强二氧化硅制备了一种具有良好热稳定性的陶瓷基复合材料，抗弯强度比纯石英系列提高1～2倍，使用温度达到1427℃。有望作为第三代陶瓷防热瓦用于未来航天运输系统中［126］。德国航天中心制备了一系列莫来石纤维/莫来石（Muf/Mullite）氧化物基复合材料，构件形状多样（如图25所示），且制备的燃烧室隔热瓦已通过模拟试验［132］。英国罗罗公司、英国航空公司也进行了相关研究，并成功将此类材料应用于超声速飞行器前缘［133］。国内针对氧化物基复合材料的研究主要集中于性能提升层面。Zhu等［134］采用高温热压烧结的方法，借助物理湿混的方式将短切ZrO2纤维和Al2O3基体均匀复合，于1550℃、35MPa下制备了兼具高透气性和力学强度的短切ZrO2纤维增强Al2O3支架复合材料。同纯相Al2O3材料相比，掺杂4wt%短切ZrO2纤维时复合体的弯曲强度和抗烧蚀能力分别提升了26.1%和52%，实现了产品的轻量化，有望应用于轻型导弹发射器支架。Xiang等［135］通过Sol-gel法制备了SiO2f/ZrO2-SiO2复合材料，研究发现在1200℃的条件下，材料的抗弯强度与弹性模量分别为62.1MPa和28.58GPa，且表现出较长的服役寿命。
氧化物纤维增强氧化物陶瓷基复合材料在热端结构件的应用相对较少，其综合力学性能和增强相纤维的高温力学性能密切相关。但当前纤维类别受限，制备成本极高，并且多数氧化物纤维相高温抗蠕变性能差，难以于1200℃以上高温环境长时间服役。为此，根据纤维性质和材料服役环境，未来可重点开发新组分复合纤维相以提高复合材料的高温性能，拓宽其在高温结构部件上的应用范围。
综上所述，对于连续纤维增强陶瓷基复合材料的研究，目前主要集中于在透波部件以及热结构部件上的应用。上述讨论的各类陶瓷基复合材料，在服役阶段，仍会表现出各种性能缺陷，其中透波材料面临着严重的吸潮、高温性能不稳定等问题，未来应针对基体或纤维进行改性，并改善制备手段，克服其在应用领域的难题。而针对高温结构陶瓷基材料的耐温性应做进一步的提升。随着机载武器飞行速度的提升，其表面将面临更苛刻的气动热环境，此时材料在高温环境中的稳定性及可靠性尤为重要，如何开发出新工艺方法或优化现有工艺方法以缩短制备周期、降低成本、提高材料综合性能是陶瓷基复合材料在高超声速机载武器中实现应用的主要研究方向。另外，研制新型的陶瓷基复合材料，如除耐高温外还可重复使用的复合材料，也是未来的研究重点。
4总结
现代战争要求机载武器向远程化、隐身化、高速度、高机动、高精度方向发展。采用先进复合材料进行结构减重和结构功能一体化设计是实现装备性能跃升的重要途径。相比于传统材料，先进复合材料具有鲜明的高比刚度、高比强度、可设计等优势。本文针对机载武器用复合材料，从材料体系、成型工艺、应用情况等方面进行了综述。一方面，先进复合材料不同的材料体系和成型工艺，其宏观性能参数差异较大，尤其是温度对材料的性能影响巨大。机载武器复合材料应根据其服役环境和功能要求来选择合适的材料体系。对于主承力结构来说，碳纤维/环氧、碳纤维/双马来酰胺、碳纤维/聚醚醚酮等树脂基复合材料适用于低马赫数（Ma＜3）的机载武器，碳纤维/聚酰亚胺复合材料则对马赫数等于3～4的机载武器较为合适。酚醛复合材料通常可用作整流罩、发动机喷管及扩散段等次承力构件，也可用于长时间高热流密度下的外防热系统设计。对于有透波功能要求的结构，石英纤维增强的热固性复合材料适用于低马赫数飞行器的天线罩（窗），陶瓷基复合材料则更适用于高超声速飞行器的透波部件。结构陶瓷基复合材料则在Ma＞5的高超声速机载武器的热端部件上具有良好的应用前景。另一方面，武器装备的更新换代也对先进复合材料提出了更高的要求。未来机载武器用先进复合材料的发展将呈现以下特点：
（1）低成本化。机载武器作为一种消耗型的装备，对成本的控制更为苛刻。先进复合材料要在机载武器上大量应用，低成本化是关键，包括低成本的材料技术、成型工艺以及设计验证技术。如采用工业级大丝束碳纤维，非热压罐成型工艺，虚拟设计、制造及验证技术等。
（2）多功能化。机载武器对小型化、隐身化、轻量化的需求推动着先进复合材料向多功能化方向发展。复合材料的成型与成性的同步性以及性能的可设计使得其可以实现承载、隐身、透波、防热、抗激光、阻尼等的多功能化。
（3）智能化。随着智能材料技术的不断发展与成熟，具备传感、控制和驱动功能的智能复合材料结构将在未来机载武器中扮演着重要角色。如智能隐身材料、形状记忆复合材料、自修复材料等可极大提高机载武器在防御、进攻、使用维护等方面的性能。
总之，随着材料技术的发展，先进复合材料在机载武器的应用将会越来越广泛。除了要关注材料性能和工艺技术外。像空空导弹、超声速巡航导弹、高超声速飞行器等高速飞行的机载武器，由于其面临极为苛刻的高温环境，还需要重点关注先进复合材料在高温瞬态时变环境下的损伤机理、失效模式、结构-功能一体化设计技术等关键科学问题。
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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
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