5.1.3 无机复合材料研究及其应用
复合材料在应用中的占比持续提升，现已形成了金属材料、高分子材料、无机非金属材料和复合材料四分天下的局面。复合材料的用途很多，这里只简述其在航空、航天和军事装备等特殊领域的应用。
复合材料的用量已成为衡量军用装备先进性的重要标志。复合材料的兴起丰富了现代材料家族。尤其是具备高强度、高模量、低密度碳纤维增强复合材料的出现，使其成为各类军民装备重要的候选材料之一。美国国防部在“2025年国防材料发展预测”中提到，只要复合材料能够将强度、模量和耐高温的指标在现有基础上同时提高25%以上，复合材料将成为航空以及国防装备的关键材料。
美国与日本是较早开展复合材料制备与应用的国家，技术较成熟，在武器装备与民用航空中应用比例较高。复合材料从20世纪60年代开始在军事装备中取得应用并崭露头角，但早期复合材料由于价格高、产量低、某些性能不高，主要作为武器装备的功能件，如用于军用飞机的整流罩、襟副翼等，使用量不大；美国的“战斧”巡航导弹使用了较多的复合材料部件，如头锥、雷达罩、尾翼、进气道等；在美国的“北极星”战略导弹上应用了玻璃钢复合材料后，美国的“民兵”“海神”“三叉戟-Ⅰ”“侏儒”“三叉戟-Ⅱ”“MX”系列导弹，巡逻炮艇的甲板室，发射筒上均采用了复合材料。法国的M-4、M-5导弹，苏联的SS-24、SS-25导弹均使用了复合材料。根据《先进聚合物基结构复合材料在导弹和航天中的应用》文献中记录，战略导弹弹头和上面级发动机质量每减少1 kg，可使洲际导弹射程增大20 km，20世纪60年代初美国就采用玻璃钢取代超高强度钢成功缠绕制备了“北极星”潜地导弹发动机壳体，使得导弹射程增加了27%。
美国原麦道飞机公司于1976年率先研制了具有复合材料机翼的F/A-18飞机，该飞机于1982年进入服役，把复合材料的用量提高到了13%，成为复合材料应用发展史上的一个重要的里程碑。此后，国外军机群起仿效，世界各国所研制军机的机翼一级的部件几乎无一例外地都采用了复合材料，如美国的AV-8B、B-2、F/A-22、F/A-18E/F、F-35，法国的“阵风”，瑞典的JAS-39，欧洲英、德、意、西四国联合研制的“台风”，俄罗斯的“金雕”等。目前世界先进军机上复合材料用量占全机结构质量的20%～50%不等。据2015年发表的《复合材料在新一代大型民用飞机中的应用》文献，美国F-35战斗机复合材料应用比例达到35%，大型民用客机B787及A350XWB分别达到结构质量的50%和52%；据2016年发表的《直升机复合材料应用现状与发展》文献，RAH-66科曼奇直升机机体采用了大量的碳纤维/环氧、芳纶/环氧和蜂窝芯材，占机体结构质量的54%；NH-90直升机复材用量占比高达95%，采用了全复合材料机体，仅动力舱平台及其隔板采用金属件，其余全部采用碳纤维复合材料、芳纶复合材料和NOMEX蜂窝芯材，旋翼系统采用了碳纤维复合材料和玻璃纤维复合材料，与全金属结构相比，零件数量减少20%，质量减轻15%，生产成本降低10%。石英、Al2O3和耐高温玻璃是当前用于作战导弹天线罩的代表材料。为克服高超声速导弹在几秒内迅速加热到马赫数大约为5时而突然产生瞬时特别大的温度和热应力，更需发展高性能复合材料。
复合材料的优点之一是能够实现大幅减重，如美国MX导弹的发射筒长22.4 m，直径2.5 m，使用高强钢时质量超过100 t，而使用碳纤维增强树脂基复材后仅2 t，美国新型军用运输机ACCA则以整体模成型的方式建造飞机，整个飞机机体复合材料比例高达65%，整机减重甚至可达25%以上。随着设计/制造工艺技术的完善、发展和创新，复合材料成本不断下降，性能不断提升，生产规模不断扩大，目前已经能够作为主承力结构件，在航空、航天、兵器、舰船等多个军工领域获得了重要应用。
20世纪80年代以来，多种战术弹的固体发动机壳体和部分弹体蒙皮开始使用复合材料，例如，美国新一代空面巡航导弹ACMI58-JASSM，在“战斧”巡航导弹的基础上为了大幅度地降低成本减轻弹体质量，不仅弹翼、尾翼、进气道采用复合材料，整个弹身全部舱段都采用了碳纤维复合材料，全弹减重30%，成本降低50%。复合材料在战术弹上通常应用于弹体、弹翼、尾翼、雷达罩、进气道等位置。同时火箭发动机设计者多年来一直企图将具有高抗热震的Ct/SiC用于发动机喷管的扩散段，但Ct的体积分数高、易氧化，因而限制了其广泛应用。随着CVD、CVI技术的发展，新的抗氧化Ct/SiC及C-C/SiC必将找到其用武之地。今天作为火箭椎体候选材料的有Al2O3、ZrO2、ThO2等陶瓷，而作为火箭尾喷管和燃烧室则采用高温化学氧化锆材料有SiC、石墨、高温陶瓷涂层等。
碳-碳复合材料是由碳纤维增强剂与碳基体组成的复合材料。碳-碳复合材料具有比强度高、抗热震性好、耐烧蚀性强、性能可设计等一系列优点。随着现代航空技术的发展，飞机装载质量不断增加，飞行着陆速度不断提高，对飞机的紧急制动提出了更高的要求。碳-碳复合材料质量轻、耐高温、吸收能量大、摩擦性能好，用它制作刹车片广泛用于高速军用飞机中。碳-碳复合材料刹车盘的实验性研究于1973年第一次用于飞机刹车。20世纪80年代以来，碳-碳复合材料的研究进入了提高性能和扩大应用的阶段。在军事工业中，碳-碳复合材料最引人注目的应用是航天飞机的抗氧化碳-碳鼻锥帽和机翼前缘，用量最大的碳-碳产品是超声速飞机的刹车片。目前，一半以上的碳-碳复合材料用作飞机刹车装置。高性能刹车材料要求高比热容、高熔点以及高温下的强度，碳-碳复合材料正好适应了这一要求，制作的飞机刹车盘质量轻、耐温高、比热容比钢高2.5倍；同金属刹车相比，可节省40%的结构质量。碳刹车盘的使用寿命是金属基的5～7倍，刹车力矩平稳，刹车时噪声小，因此碳刹车盘的问世被认为是刹车材料发展史上的一次重大的技术进步，法国欧洲动力、碳工业等公司已批量生产碳-碳复合材料刹车片，英国邓禄普公司也已大量生产碳-碳复合材料刹车片，用于赛车、火车和战斗机的刹车材料，如图5.3所示。
图5.3 碳-碳复合材料刹车片
由于火箭发动机喷管壁受到高速气流的冲刷，工作条件十分恶劣，因此碳-碳复合材料最早用于喷管喉衬，并由二维、三向发展到四向及更多向编织。导弹碳-碳复合材料作为烧蚀材料早在20世纪70年代就被用于洲际导弹弹头的端头帽、导弹的喷管和鼻锥。Rockwell国际公司的Rocketdyne公司为战略防御计划的动力杀伤武器研制了迄今世界推重比最高、由碳-碳复合材料制造的发动机。目前正在研制的超声速战术导弹采用同种燃烧室和喷管组合成固体火箭冲压式发动机，对发动机能够允许的形状变化提出了更高的要求，为此需要采用碳-碳或陶瓷复合材料。超声速和低声速飞行的导弹面临气动加热和侵蚀的环境也宜使用陶瓷复合材料。碳-碳复合材料在宇航方面主要用作烧蚀材料和热结构材料，它是用作洲际导弹弹头的鼻锥帽、固体火箭喷管和航天飞机的机翼前缘。近期研制的远程洲际导弹端头帽几乎都采用了碳-碳复合材料，在航天飞机防热非常强烈不宜用陶瓷的部位使用碳-碳复合材料作防热瓦。最近10年，碳-碳复合材料作为宇宙飞行器材料得到了业界的认可，目前先进的碳-碳喷管材料密度为1.87～1.97 g/cm3，环向拉伸强度为75～115 MPa，并已成功地用于制造航天飞机的鼻锥、机翼前缘及其他高温部件。为了防止氧化，可采用涂层陶瓷对航天飞机上的碳-碳施加保护或用浸喷法使碳-碳防氧化寿命大大提高。
随着现代航空技术的发展，飞机装载质量不断增加，飞行着陆速度不断提高，对飞机的紧急制动提出了更高的要求。碳-碳复合材料质量轻、耐高温、吸收能量大、摩擦性能好，被广泛用于高速军用飞机中。
飞机设计中，结构和材料的选择往往要同时考虑，F-22在结构与材料上大量采用了新材料与新技术，并就新技术与传统技术的合理取舍、性能与成本的综合平衡等先进战机研制中具有普遍意义的问题，都进行了成功的探索和实践，如图5.4所示。
复合材料在F-22中的组成：
（1）机身。F-22机身为半硬壳式结构，并采用了翼身融合设计，全机结构主要由钛合金（约41%）、铝合金（约15%）、复合材料（约25%）构成，其中机身主承力梁和框架采用钛合金整体锻造而成，大部分蒙皮、舱门、口盖和部分机身骨架则采用复合材料结构。(https://www.daowen.com)
（2）前机身。F-22前机身基本结构由铝合金（50%）和复合材料组成，包括雷达隔舱、座舱、前起落架和F-1油箱，长约5.88 m，宽约4.57 m，高约1.73 m，质量约771 kg。前机身由两根长且宽的侧梁和两根贯穿整个组件的纵梁连接在一起。侧梁由复合材料制成，并为进气道与机翼平滑过渡的机身边条提供固定点。两根5.18米的铝合金纵梁则形成了座舱口框，支撑舱盖。前机身骨架则采用铝合金和树脂转移成型（RTM）的环氧树脂复合材料结构，机身蒙皮采用双马来酰亚胺复合材料。座舱盖由两块9.5 mm厚的染色聚碳酸酯板材整体熔合制成，并由带八个锁机构的铝合金框支撑。机身前部集成的雷达天线罩作为一个整体，为全复合材料结构。
（3）中机身。中机身是F-22最复杂的部分，长约5.18m，宽约4.57m，高约1.83m，重约3855.6 kg。所有系统，包括液压、电气、环控、燃油和辅助动力系统都要经过这里，中机身段有三个油箱，四个内埋式武器舱，一门20 mm航炮和辅助动力装置。材料使用上35%是铝合金，23.5%是复合材料，35%是钛合金。中机身为单元体结构，分为了3个结构单元，并包括4个主承力隔框，其制造采用整体式钛合金闭模锻造结构，减重又提高了隔框的强度刚度可靠性，中机身承力骨架由铝合金制成，中机身蒙皮使用双马来酰亚胺复合材料。中机身段的主起落架舱门和武器舱门都采用了热塑性复合材料结构，这种材料性能很好但成本高昂，因此只用在了需要高损伤容限设计的部位。
（4）后机身。后机身长约5.79 m，宽约3.66 m，重约2 268 kg，主要包括两个发动机舱，以及一些燃油液压发动机子系统等，需要承受住长时间超声速巡航带来的高温和载荷。材料使用上主要为钛合金67%，铝合金22%，复合材料11%。后机身包括一个前梁（支撑机翼）和一个后梁（支撑尾翼），占到了结构质量的25%，均为钛合金热静等压铸造、无焊料电子束焊接结构，这种技术很先进，具有非常高的结构效率，将传统紧固件的用量减少了75%。后机身后段的发动机舱门为钛合金蜂窝结构，并采用了液界扩散连接技术，后机身蒙皮也采用了钛合金，为钛合金蒙皮壁板数控加工件。
（5）机翼尾翼结构。机翼采用三重梁结构，由复合材料壁板和钛合金主翼梁和复合材料辅助翼梁制成，尺寸约为4.88 m（翼根），5.49 m（前缘），每个质量约909.2千克。材料使用上钛合金47%，复合材料38%（其中双马来酰亚胺材料33%，树脂转移成型材料5%）。具体的，前梁（主梁）为机加钛合金锻件，中间梁和后梁采用树脂转移成型复合材料和钛合金混合制成，机翼蒙皮为石墨双马来亚酰胺复合材料整体壁板结构。翼根和控制面作动筒整流罩为钛合金热静等压铸件，机翼控制面采用共固化复合材料蒙皮和非金属蜂窝夹心组合结构。平尾和垂尾均采用铝合金蜂窝夹心骨架与双马来酰亚胺蒙皮的胶接结构，翼梁和翼肋则采用树脂转移成型环氧树脂复合材料。全动平尾有一个长约2.85 m的全复合材料枢轴，其采用铺叠法制造，最厚处铺层达到250层，垂尾方向舵作动筒支座为钛合金热静等压铸造结构。
（6）起落架。使用传统的前三点轮式起落架，主要材料为不锈钢（图5.4）。
图5.4 复合材料在F-22上的应用
在综合考虑先进承力结构、先进吸波结构、隐身性能、可维护性结构质量和成本目标等，先进复合材料的在F-22全机结构选材应用约25%。
复合材料在国内军用飞机的设计研究工作起步并不算晚，自20世纪60年代末70年代初起，国内相关单位科研人员就着手于将先进复合材料应用在国内战斗机上，先后开展了歼-8和某型强-5的尾翼及前机身的复合材料应用研究工作。我国四代机之前，复合材料的应用范围仅限于尾翼、鸭翼等次承力结构上，用量占比不到10%。此后新设计的军机上都采用了复合材料，如歼-10战机用量占到6%，歼-11战机用量占到9%，但一般均未超过10%。最新研制成功的四代战机复合材料用量有了较明显的突破，占到了整机结构件的20%左右，并且将目标用量增加至29%。我国战略导弹发射筒也采用了部分碳纤维复材筒段，比铝合金部件轻28%，在亚声速岸舰、舰舰导弹天线罩上采用了复合材料，以环氧复合材料为蒙皮，聚氨酯泡沫为芯层。但国产民用飞机复合材料用量与波音、空客的先进飞机相比差距较大。国产主线客机C919先进复合材料在其机体结构用量达到12%，其机翼构成以碳纤维复合材料为主，铝锂合金、钛合金为辅，后机身和平垂尾等使用了T800级碳纤维复合材料，襟翼和雷达罩使用了玻璃纤维复合材料，舱门和客货舱地板使用了芳纶蜂窝材料，航空发动机使用了碳纤维复合材料及陶瓷基复合材料，复合材料的使用使C919减重7%以上。
目前卫星的主要结构部件（太阳能电池阵、有效载荷、本体结构、桁架）都普遍采用了高性能复合材料。卫星使用复合材料对减轻质量的作用非常明显，一般说来，每减轻1 kg卫星质量，就可使发射质量减轻100 kg，因此卫星上应用复合材料较为广泛，尤其是高模碳纤维的应用较多。1993年发射的9颗Intelsat-7卫星中，先进复合材料已占其结构质量的50%。我国卫星从20世纪80年代中后期起，复合材料结构件用量迅速增加，使得卫星结构质量不断减轻。
复合材料质量轻、可设计性高、抗腐蚀性强，是未来追求更大有效负载、更强综合隐身能力、更低全服役周期费用的舰船和海洋工程装备的最佳材料选择之一。海洋工程复合材料可有效提高舰船的稳定性、航速及运载能力，易于制成流线型及其他复杂形状，能通过增强内部构件在阻尼振动下的稳定性而减少噪声的产生，可减少雷达反射截面达到隐身效果；非磁性，不容易被鱼雷和水雷探测到，能很大程度上降低舰艇的热学特征，并根据需要改变基体和增强体来达到特定的目标。由于复合材料具有的这些特性，使复合材料成为理想的船舶和海洋工程装备用材料。部分国内飞机的复合材料使用情况见表5.1。
表5.1 部分国内飞机的复合材料使用情况
国内已形成了以环氧、双马和聚酰亚胺为主要集体的复合材料体系，以热熔预浸制造技术和热压罐成形技术为主的复合材料成型技术体系。我国航空树脂基复合材料的力学性能已经初步满足主承力结构的要求，结构—功能一体化工作尚在预研，低成本技术仍然比较弱。