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1、19 9 0 年 宇航材料工 艺 第4期 一二二 二= 之=之=一= 竺一 一 竺=二 = 一 ,一 一一 -一-一-一一- -一二一二 一 多功能复合材料发展现状 裘镜蓉 (航空航天部北京材料工 艺研 究所 ) 文摘为减轻 宇航产品 的结构重量 , 提高导弹与航天器的综合 性能 , 各国都 在研 究适宜于某些重要部位使 用的多功能复合 材料 。 如弹头 用多功能材料可减少 结 构层 次 , 提高有效载荷 , 增加封程 。 结构吸波 材料 兼有承力和吸波双重功能 , 美国 已用 于隐身飞机 。 本文将介绍多功能 复合材料的发展趋势和应 用概况 。 主巨饲 多功能复合 材料 , 先进碳一碳 复合
2、材料 , 内瓷纤 维增强内瓷 基复合材 料 , 结构 型吸波 材料 , 先进 复合材料应 用 导弹和航天飞行器的小型化和轻量化 , 对材料的轻质和性能提出了更高的要求 。 无论是 洲际 导弹弹头 , 还是拦截器用的材料 , 除必须具有 高比强度 、 高比刚度及耐高温性能以外 , 还应具有抗激光 、 抗核爆及隐身等多种功能 , 2。 开发和研制多功能复合材料是宇航材 料 发展的重要方向 。 一 、 三向编织物增强的复合材料 3 国外从 7 0 年代就开始研制三向织物增强的陶瓷基和树脂基复合材料 。 目前己处于实际应 用阶段 。 三向石英增强二氧化硅的复合材料具有耐高温 、 强度高 、 抗热震 、
3、 抗核爆 、 抗激光 、 透 波性能好等优点 。 它既 可作为结构材料 , 又具有多种功能 , 是型号上应用最早的多功能复合 材料 。 美 国已将 它用于潜射战略导弹三叉戟I和 三叉戟I的弹头上作天线窗材料 。 三向石 墨一环氧复合材料具有材料比强度和比刚度高的优异性能 , 它能制成空 间析架结 构的端部连接件 。 这种连接件具有重量轻和结构整体性好的优点 。 三向碳一酚醛复合材料具有耐烧蚀 、 抗应力波和耐粒子束侵蚀等多种功能 , 但这类材 料 的实际应用尚未见到报道 。 此外 , 美国还研制成功了三向细编碳一碳复合材料和 细编针刺碳一碳材料 , 已先后用于 战 略导弹上 , 作弹头端头材料
4、 。 几 碳一碳复合材料 叼 . ,- 碳一碳复合材料的比强度 、 比刚度和断裂韧性均较 高 , 且具有良好的抗热应力 、 热冲击 和烧蚀性能 , 还有很好的尺寸稳定性 。 由碳一碳复合材料制造的航天飞机鼻锥能经受长期高温 , 还能适应从一 15 8 的冷空 间迅 速转变到再入温度为 16 5 0 的温度环境 。 航天飞机碳 一碳鼻锥是 由预浸酚醛树脂的石 墨布两向铺层后 , 放入模具内固化而成 。 通 过热解 , 排除气体和水分 , 使酚醛树脂转变为石 墨 。 此时 , 复合材料相 当柔软 , 再用糠醇树 脂浸渍并热解 。 浸渍和热解工艺重复三 次即可 。 每次都能使密度 、 强度和模量进一
5、 步提高 , 最后涂覆细粉末氧化硅和氧化铝陶瓷涂层 。 碳一碳复合材料是刚性的 , 耐弯曲 , 在广泛的温度范围内能保持气动外形 。 经 历热循 环 时 , 复合材料疲劳寿命长 。 航天飞机的翼前缘就是由浸渍酚醛的石墨布制成的 。 航天飞机机 翼的 底层铝结构和翼前缘碳 一碳材料之 间 , 有一层隔热用的夹芯结构 , 以保证底 层结构的温 度 不超过18 0 。 目前 , 正在 积极研制 整体结构的先进碳一碳(AC C)复合材料机 翼 , 用 来 代替碳 一碳 翼前缘 、 隔热材料和金属 底层的复合结构 。 采用ACC整体机翼将能使机翼重量减 轻2 36o kg 。 ACC复合材料的 强 度和
6、刚度均比普通碳一碳复合材料高 。 在 19 0 0下 , 它 的强度 和刚度 比室温下铝的强度和刚度大 , 而其重 量仅为铝的 1/2 。 由碳 一碳复合 材料制造 的火箭喷管 , 其直 径小的为5 0 m m , 大的 达3 7m 。 由于喷管喉 部 受到强烈的压 力 , 因此 , 火箭喷管常常用三向筒形编织物 增强 的碳一碳复合材料制造 。 三 、 3一D 双基复合材料 5 、 6 3一D 双基复合材料是由碳或石 墨纤维三向织物增 强热解和非热解酚醛树脂基体制成 的 。 它兼有碳一碳和碳一酚醛复合材料的理想性能 。 3一D 双纂复合材料具有良好的高温强度及低的 烧蚀后退量(接近于碳一碳值)
7、 , 还具有 中等破坏应变和低的热导率(接近于碳一酚醛的值) 它在高温下的抗超高速粒子侵蚀性能比2 一D 带缠碳 一酚醛 复合材料和候选 的3一D淡一碳或3 一D 碳树脂基复合材料好得多 , 能满足全天候再入飞行器性能要求 , 可以排除2一D斜缠产生的缝 隙对飞行器精确度的影 响 。 有可能使再入飞行器和防卫导弹防热屏 、 翼前缘及控制表面 的热 防 护材料性能得到 提高 。 美国打算选用3 一D 双基复合材料作为未来空军防热系统的材料 。 四 、 碳化硅纤维 增强陶瓷 , 9 8 5 年 , 美国联合抹术公司研制了一种 空 间防御系统用的超轻型复合材料 。 它是 由碳化 硅纤维增强易碎的陶瓷
8、基体制成的 。 这种材料象钢一样坚硬 , 重量轻 、 耐辐射 、 耐热并抗激 光攻击 7。 198 6 年 3月 , 美国空 军成功地试验了一种非常结实的轻型合成材料 , 这种材料可用 于 制 造儿十个由太空平台向进攻的核弹头同时发射的小火箭 , 称为同进攻的核导弹和弹头相撞的 无核太空灵巧火箭 。 由洛克希德Pa l o A lt o 研究实验室 生产的石墨 和SIC增强5 10 2 的陶瓷基复合材 料 , 在 1984 年就证明它具有抗核加固和抗激光加固( 12 0 w/ c m Z )的性能 。 这些复合材料之 所以尺 寸稳定性良好 , 是因为它们的热膨胀系数小 , 使基体和增强材料之
9、间的C T E密切配合 。 SIC 一玻璃陶瓷基复合材料相当轻 , 密度为 2 59/ e m “, 在氧化环境中 , 能经受 13 00 的高温 , 还 能制造出一种隐身用SIC纤维增强玻璃的陶瓷基复合材料 。 即使在高温下 , 该材料也能降低 雷达的可探测性 。 由SIC纤维增强1 0肠TIO Z 和9 0肠510 : 的陶瓷基复合材料经受了激光暴露 。 复合材料厚为0 . 2 29cm , 含有4层SIC纤维布 , 纤维体积含量为4 0肠 , 孔隙率为1 0肠 。 尽管层 板的孔隙率相当大 , 但层板能经受CO : 激光的照射 , 以 12 0 W / c m 穿透平板, 必须6 0m认
10、才 能使510 2 烧蚀 。 五 、 氧化铝纤维增强陶瓷 8 、 9, 氧化铝纤维增强陶瓷复合材料具有相当高的结构强 度和高温结构强 度 , 还具有抗激光破 坏的能力 。 如果用氧化铝纤维增强硼硅酸盐玻璃 , 这种复合材料的使用温度可达6 0 。 。 如 果 用氧化铝纤维增强熔融二氧化硅的低膨胀玻璃 , 可使复合材料的使用温度提高到1 10 0 。 这类全陶瓷复合材料是由介电材料组成的 , 特别适宜作天线 罩的结构材料 。 复合材料中 的每层纤维 可以单向排列 , 各层互成9 0 , 从而形成 。 /9 0 . 的双轴氧化铝一玻璃的陶瓷基复合 材料 , 即使重复加 热到10 00左右 , 结构
11、的整体性仍保持良好 , 它比现有的 天线罩材料或推 荐作天线罩用的其他任何材料具有更 强的抗激光辐射能力 。 此外 , 双轴复合材料的热导率很 小 , 与熔融二氧化硅大致相同 , 抗热震性能优异 , 还能抗雨蚀 , 耐环境稳定性好 。 膨胀系数 虽比熔融氧化硅高 , 但低于许多普通的耐火材料 。 表1列出了某些材料在中等激光功率密 度 下抗CO : 激光性能的比较 。 表2是较高激光功率密度下CO : 激光性能比较 。 衰1材料在中娜滋光能下抗C O Z激光性能 厚度 ( c m) 烧穿或断裂时 间 热压氮化硅 . (由于剩余射线而持续) P矛ro e erat n , C . G . W .
12、 g 6o 6 泥浆浇注熔融二 氧化硅 熔融二氧化硅 Py re x (C . G . W . 774o ) “肠A lz D 3 纤维增强A l:O : 致密复合材料 了。肠A I:0 3一30肠B N 60肠A l:O :一4 。 呱B N U T RCLB166a , A12O : 纤维增强77 40 U T R CL B17 8 , Al:O : 纤维增强95肠7 94 0+ 5帕774 0 第二种7。肠A l :0 3一3 0 帕BN试样 第三种7 0帕A l : O :一3 0 帕BN试样 0 . 58 4 0 。6 35 0 。 3 1 8 0 . 6 35 0 . 3 12 0
13、 . 762 0 . 56 1 0 . 6 69 0 . 63 5 0 . 88 9 0 . 90 6 0 . 539 (s) 50 4 l3 45 10 断裂s 10烧穿3 3 开始断裂8烧穿4 0 12 小洞 50 . 能量较低时 , 延迟熔化可能 产生于剩余射线 。 六 、 结构型吸波材料 结构型吸波材料具有承载和减少雷达反射截面的双 重功能 。 在国外 , 结构型吸波材料已 进入实际应用阶段 , 成功地用于隐身飞机和隐身导弹 。 美国研制的SF一R B系列蜂窝结构材料用于飞行速度为 ZM 的飞机上 , 当入射角为6 0 和 8 5 。 时 , 对电磁波的反射最少 : 当材料厚度为3 .
14、 1 7m m 时 , 其重量为 7 8 1、9 76kg /m Z, 对 3 、6G H z 的电磁波有明显的衰减作用 。 美国高级空射巡航导弹(ATCM)采用威廉斯跨国公司研制的碳一碳复合材料制造的发动 机 , 使雷达反射截面明显下降 。碳一碳 复合材料(RCC)不但强度高 , 耐热 性能好 , 而且能大 表2 材料在较离滋光能下抗CO : 激光性能 厚度 ( e m ) 烧穿或断裂时间 (s) 一 、 反应烧结氮化硅 热压氮化硅 Pyr ex (C . G . W 7 74o) 熔融二氧化硅(与C . G . W . 794。等同) 泥浆浇注熔融二氧化硅 5场A 1 夕 3一5 。肠B
15、N 60呱A I:O厂40呱BN 二 6 5肠A I : O 、纤维增强A 坛0 3 致 密复合材料 7 5%A坛。 。纤维增强A l zo 。致 密复合材料 8 5肠Al拘 , 纤维增强A玩。 3 致密复合材料 。 9 5 % A I:0 3 纤维增强Al:0 3 致密复合材料 P, roe e ra m , C . G . W . o 6 o 6 UT RCL B16 5 , A 12O 3 纤维 增强Py r ex 玻璃 U T RCL Bz76 , A l:0 3纤 维增强79 40 (熔融5 10 : )+ 5肠pyre X U TR CL Bz77 , A 12O 3 纤 维增强熔
16、融510 : (79 40) + 5, Py rex U T RCLBz7 9 , A I:0 3纤 维增强 熔融5 10 : (7 9 40) +5肠Py r ex U T R C L Bz sZ , AI : 0 3 纤维增 强熔融510 : +5肠Py厂。x U T R C L Bz83 , A I:O 。纤维增强熔融 510 : + 5呱pyrex- 二483 0 . 584 0 . 3 18 0 . 25 4 0 . 31 8 0 . 9 1 4 0 . 5 59 0 . 793 0 . 793 0 . 793 0 . 7 93 0 . e 35 0 . 63 5 0 . 889 0 . 889 1 . 1 18 1067 1 . 0 67 l2 3 10 C 5 邝 1l (不太烧穿) 9 10犷 , 在同样的试验中 , 某些试样持续长达1 5 5; *二 在同样的试验中 , 某些试 样持续长达” “ 。 量吸收雷达波 。 除作发动机壳体外 ,
