轻量化、高效能、长寿命、高可靠、低成本是导弹结构发展的主要目标，由于复合材料具有重量轻、强度高、可设计、抗疲劳，易于实现结构功能于一体等特点，在航空航天领域广泛应用，显示出其他材料难以比拟的优势。美国宇航局（NASA）在航空航天用先进复合材料发展报告中指出，采用复合材料可有效减轻结构重量，提高武器作战效能，并带来巨大的军事效益和经济效益。对于超音速导弹来说，降低结构质量、提高有效载荷、使用先进的材料、提高弹体热防护性能等均是未来导弹所追求的目标。因此，利用复合材料进行弹体结构减重设计对于提高导弹性能具有重要意义[1]。
国外早在20 世纪80 年代就开始开展弹上复合材料结构应用的相关问题研究。早期主要应用在非承力的次结构件上，如美国海射战斧巡航导弹的天线罩、整流罩、进气道及进气道整流罩均为复合材料结构[2]。近年，雷锡恩公司采用树脂转移模具（Resin Transfer Mould， RTM）和纤维缠绕技术，制成Gr/BMI（双马来酰胺）复合材料弹体；麦道公司则采用低成本的非热压罐工艺制造Gr/PBI（聚苯并咪唑）复合材料导弹尾翼[3]；美国空军材料试验室采用S- 玻璃纤维R-15 制造了近程空空（SRAAM）导弹的复合材料弹体和弹翼[4]。近年来，国内学者也开始就复合材料在空空导弹上的应用进行了研究。肖军[5] 讨论了复合材料舵翼面研制过程中遇到的材料体系选取、铺层设计、成型工艺以及与制件质量有关的外观、尺寸、重量与质心、强度与刚度、无损检测、环境适应性等材料设计问题。房雷[6] 针对空空导弹固体火箭发动机的结构和使用特点进行了复合材料固体火箭发动机壳体设计，分析了采用复合材料后对发动机性能的影响，以及在复合材料壳体应用中存在的问题、解决方法。研究表明，复合材料可以显着降低发动机壳体质量，但会造成发动机装药量下降。高宗战等[7] 首先通过工程算法对空空导弹舵面结构进行复合材料刚度等代设计，给出初步的铺层方式，然后基于刚度、强度、稳定性设计要求，利用有限元法对复合材料舵面开展了铺层顺序及厚度等细节优化设计，给出了复合材料舵面结构尺寸及铺层角度。
综上可见，复合材料已经广泛应用于弹舱、舵翼面结构等主承力结构上。空空导弹作为一种攻击性机载武器，对结构减重有着更为迫切的需求，采用复合材料进行空空导弹结构减重具有重要的意义。
1 空空导弹复合材料结构关键技术
导弹弹体是连接导弹系统各舱段的壳体和赋予导弹特定气动外形、实现导弹功能的重要结构件。它包括制导舱、控制舱、战斗部、发动机舱、舵机舱以及舵面、翼面、整流罩等部分。空空导弹的目标是机动能力较大的战斗机、无人机及巡航导弹等。因此，空空导弹必须具备大机动能力，弹体结构在发射到遇靶飞行过程中必须能承受大过载，这就要求弹体构件必须有足够的强度和刚度，且因超声速飞行的气动加热作用，弹体还应具有良好的气动外形和耐气动加热性能。此外，与防空导弹等战术导弹不同，空空导弹在其服役过程中需要经历不同程度的挂飞。因此，空空导弹复合材料结构不仅要面临飞机复合材料结构的损伤容限及疲劳寿命问题，还面临着高温下的结构完整性问题。因此，空空导弹复合材料结构面临以下关键技术亟待解决：
（1）高温环境与载荷联合作用下的复合材料损伤容限设计复合材料在生产和使用过程中会不可避免地存在各种初始缺陷或意外损伤，这些损伤会引起复合材料结构强度的下降，甚至会使结构失效，造成灾难性的破坏，从而带来严重的安全问题。因此，需要对复合材料结构的失效模式、剩余强度和剩余寿命进行预测，才能保证其使用的安全性。当导弹以高马赫数飞行时，结构表面受到强烈的气动加热作用，其表面如导弹头锥、舵翼面前缘等结构的驻点部位会在短时间内达到较高温度并产生较大温度梯度，从而使结构产生热变形和热应力，改变导弹结构热物理性能和力学性能，直接影响结构的强度、刚度和动力学特性，甚至会危及结构的安全性与可靠性。因此，对于超声速导弹的结构设计，不仅要考虑由气动载荷引起的应力、应变，更要重视由于气动加热所引起的结构静力学和动力学特性的变化，在此基础上，进行热- 力耦合作用下的结构热传导及热应力分析，以确保在工作期内其结构的强度、刚度和功能性满足要求。由此可见，研究高温环境与载荷联合作用下的空空导弹复合材料结构损伤容限设计技术，对保障空空导弹复合材料结构完整性具有重要意义。
（2）复合材料的高温失效准则及刚度退化模型失效准则和刚度退化模型是复合材料损伤容限设计的基础。复合材料在高温环境下的热力学行为与室温环境下存在着本质区别。一方面，材料在高温下的热力学和热物理性质将发生不可逆变化，表现出复杂的非线性特征；另一方面，材料在高温环境中，内部将产生较大的热应力。这使得复合材料在高温环境下的失效准则与常温时存在很大的差异。然而，目前并没有相应的高温失效准则可供参考。因此，如何建立合理的高温失效准则及刚度退化模型是进行高温环境下复合材料的初始破坏强度及剩余强度预测的关键技术之一。
（3）复合材料的高温破坏机理及渐进损伤模型表征方法复合材料属于多元多相异质性材料，具有非均质性、各向异性等特点，导致其损伤形式具有多重性、失效模式具有多样性，损伤演化规律和破坏机理复杂，在高温环境下，材料力学性能的退化以及力- 热的耦合给复合材料的损伤扩展及剩余强度预测带来极大的困难。因此，如何通过元件和组合件的力- 热联合试验，构建高温环境下复合材料的损伤模式，对高温环境下复合材料的渐进损伤模型进行精确表征，进而对空空导弹复合材料复杂结构的损伤机理和破坏过程进行揭示，是空空导弹复合材料结构设计的另一个关键技术。
（4）耐高温复合材料防热/ 承载结构的材料- 结构一体化设计方法空空导弹以高马赫数飞行时，结构表面受到强烈的气动加热作用，当飞行马赫数达到3 时，弹体表面温度高达350℃，当飞行马赫数达到6 时，弹体表面温度高达600℃。
聚酰亚胺复合材料是目前耐温等级最高的结构用树脂基复合材料之一，在国外已经应用于飞机、火箭等飞行器的耐高温结构部件，对结构减重有着良好的效果[8]。然而，目前聚酰亚胺树脂的耐温仅为400℃左右，仍然无法满足空空导弹的高温服役条件。因此，如何实现超轻质、薄壁、防热/ 承载一体化设计是空空导弹复合材料结构设计不可避免的问题。
2 空空导弹用耐高温复合材料
树脂基复合材料的耐温性能主要取决于树脂基体的耐温性。目前，常用的结构复合材料基体有环氧树脂（EP）、双马来酰亚胺树脂（BMI）和聚酰亚胺树脂（PI）等。环氧树脂基复合材料的长期使用温度在150℃左右，双马来酰亚胺树脂基复合材料的长期使用温度在200℃左右，聚酰亚胺树脂基复合材料的长期使用温度在400℃以内。空空导弹通常以马赫数3~6的速度飞行，其弹体表面温度在300~600℃之间。因此，理想的空空导弹用复合材料的基体树脂应具有以下的特性：易制成预浸料、贮存期长、操作方便、易于控制质量、成型时无挥发物、孔隙率小，在高温下和给定的使用环境下具有良好的力学性能，特别希望能在200~400℃下长期使用，并能在数秒钟内承受600℃高温。自20 世纪80 年代以来，许多研究机构为超声速战术导弹弹体构件开发了多种耐高温树脂基复合材料，这些复合材料主要为双马来酰亚胺（BMI）和聚酰亚胺（PI）树脂基复合材料，其主要特点是质量轻、易于成型加工和适合低成本制造，因此，有希望用于超声速导弹弹体的零部件上。
2.1 双马来酰亚胺树脂
双马来酰亚胺树脂具有优良的综合力学性能、耐热性、耐湿热性、耐辐射性以及易于成型加工等特点，以其为基体的先进复合材料已被广泛应用于航空、航天等领域，并在多处作为主承力结构件使用，如机翼蒙皮、尾翼、垂尾以及飞机机身结构等。由于其高温性能好、成本低，双马来酰亚胺树脂基复合材料在飞行马赫数小于3 的超声速导弹上得到了应用。从双马来酰亚胺树脂基复合材料的研发历程来看，主要表现为复合材料韧性和耐温性能的提高。提高复合材料韧性一般采用高韧性热塑性增韧剂材料对基体树脂进行高韧化处理。而复合材料耐热性能的提高主要基于树脂耐热性能的提高，一般通过对树脂基体的配方进行优化设计来实现。目前，双马来酰亚胺树脂的长期耐温性能已经由200℃提高到300℃以上，短时耐温甚至可高达400℃。
在双马树脂基体研究方面，针对航空、航天等武器装备对耐高温双马树脂基复合材料的应用需求，国内从20 世纪80 年代末开始开展双马来酰亚胺复合材料的研制工作，并开发了一系列双马树脂基体及其复合材料。基本形成了适用于热压成型工艺及RTM 成型工艺两大类高性能树脂及其复合材料体系，其性能参数如表1 所示。
目前，国内的双马树脂及其复合材料在航空领域得到了大量应用，用于制造飞机机翼壁板、垂尾、平尾壁板、鸭翼、副翼和方向舵等。中航工业复合材料技术中心（中航复材）的双马树脂体系较为完整，基本可满足150~200℃的长期使用温度要求，并且在航空复合材料应用技术领域均得到了较为充分的验证及应用。其中，5429、6421 RTM 以及QY8911-IV RTM 等热压成型及液态成型双马树脂基复合材料已分别应用于第三代及新一代战斗机机身结构。国产803 双马树脂复合材料在我国某型防空武器上获得了成功应用，满足了该武器对结构系统轻量化、高性能的总体战技指标要求。针对超声速导弹对耐温250℃以上双马树脂基复合材料的应用需求，中航复材前期研制了热压成型工艺双马树脂及其复合材料，已基本突破了其材料制备及复合材料成型工艺等关键技术，复合材料玻璃化转变温度达到了315℃，可以满足250℃的长期使用温度要求[9，10]。但是，针对航天武器装备特殊的工况环境对高模碳纤维增强耐高温双马树脂基复合材料的应用需求，尤其是与界面相关的90°拉伸强度、层间剪切强度等性能在高温环境下的力学性能保持率，还无法满足使用要求，并且尚未完成不同环境条件下的全面材料性能评价，未建立完备的材料及成型工艺技术体系，缺乏系统的工程化应用研究基础。
2.2 聚酰亚胺树脂
热固性聚酰亚胺树脂基复合材料是目前耐温等级最高的结构用树脂基复合材料之一，由于其优异的耐热性能，近年来在航空、航天及空间技术等领域，尤其是在航空发动机和导弹上得到广泛应用。经过近40 年的发展，聚酰亚胺树脂基复合材料已经发展到了耐温426℃的第四代聚酰亚胺复合材料，形成了耐温从280℃到426℃的涵盖四代的聚酰亚胺树脂基复合材料体系，如表2 所示，涉及的成型工艺方法主要分为热压工艺和液态成型工艺。
热压工艺聚酰亚胺树脂是发展最早的热固性聚酰亚胺树脂，NASA 于20 世纪70 年代初开发了以PMR-15 为代表的第一代PMR 型聚酰亚胺树脂及其基复合材料，并获得广泛应用，最早在航空发动机结构上实现应用，如F404 发动机外涵道、M88 喷口调节片等。此后在PMR-15 的基础上相继发展了如PMR-II-50，AFR-700A，AFR-700B 和LaRC-RP46 等耐温等级更高的PMR 型聚酰亚胺树脂，随着耐温等级的进一步提高，逐渐拓展应用至导弹结构，如巡航导弹的弹翼、整流罩、舵面等，美国战斧巡航导弹的进气道和整流罩就是采用了石墨纤维增强聚酰亚胺复合材料，从而开辟了聚酰亚胺复合材料在导弹结构上应用的路径。随着应用的进一步推进，这类采用热压工艺制备的PMR 型聚酰亚树脂基复合材料，由于固化过程中需考虑“预留溶剂”的去除、亚胺化反应、交联反应等过程，制造周期长，制造成本高，并且在制造复杂结构时内部质量不易控制，从而限制了其在导弹结构上的进一步应用[11-14]。
在航空航天技术快速发展的背景下，发展结构适应性强、制造成本低的液态成型技术是聚酰亚胺复合材料制造技术领域又一个重要的发展方向。其中，树脂传递模塑成形技术是近年来迅速发展的复合材料液态成型工艺技术，将其应用于聚酰亚胺复合材料，能够显着降低聚酰亚胺复合材料的制造成本，提高制件尺寸精度和结构整体性，尤其适合于复杂结构的整体化成型，其可以一步浸渗成型带有夹芯、加筋、预埋件的复杂构件，工艺优势明显[15，16]。NASA 早在20世纪90 年代就开始了RTM 成型聚酰亚胺树脂的研究，目前已经开发了多个牌号的材料体系，包括PETI-298，PETI-330，PETI-375 等，并且已经在发动机结构、导弹结构上开始验证和应用。对于新一代超声速导弹的弹体、整流罩、尾翼、连接环等结构，若能采用RTM 工艺聚酰亚胺复合材料，可以大幅度降低工艺成本和提高工作效率，实现低成本制造技术，是未来导弹高温复合材料结构研究领域的热点。
3 空空导弹复合材料典型结构的设计与验证
3.1 耐高温复合材料舵面
舵面作为导弹最主要的受力部件之一，在导弹飞行过程中，不但要承受气动力以及大机动带来的大过载，还要完成导弹姿态的控制，可见，舵面设计是导弹结构设计过程中最突出、最有代表性的问题。根据舵面的设计要求，同时考虑复合材料的成型工艺，设计了一种蒙皮骨架结构的复合材料舵面，骨架选用钛合金承力梁，蒙皮选用碳纤维增强聚酰亚胺复合材料，内腔选用铝泡沫作为填充芯材，分别采用模压工艺和RTM 工艺成功制备了两种耐高温复合材料舵面，如图1所示。考虑舵面的高温服役环境，通过理论分析、有限元法和实验验证相结合，对其强刚度及固有模态进行系统研究，探索导弹复合材料舵面在高温环境下的破坏机理，研究表明，复合材料舵面首先在根部月牙形台阶处发生脱粘，进而引起复合材料蒙皮与钛合金骨架的层间分层，最终导致整个舵面失效；钛合金骨架的最大应力出现在根部舵轴圆角过渡区，复合材料蒙皮的最大应力出现在根部圆弧处；应力分析结果表明，根部树脂连接区的拉伸正应力导致此处树脂脱粘，有限元预测的舵面破坏位置与试验结果吻合良好[17]。同时，系统研究了聚酰亚胺复合材料整体化舵面的RTM 成型工艺，探索了导弹高温复合材料典型结构的低成本、整体化的设计与分析技术、制备与验证技术，结果显示，舵面成型用模具结构尺寸设计合理，可准确定位制件，合模紧密，且脱模过程较为顺利，使用的RTM 树脂及工艺可保证顺利成型；制件尺寸符合设计值，表面及边缘较为光滑，且侧边无断面，达到设计要求。
3.2 耐高温复合材料连接
环天线罩连接环是雷达型空空导弹弹体连接的一个重要接口。它与导弹中其他舱段的连接方法和要求不同，是导弹弹体连接中的一个特殊设计问题。连接环的材料、结构形式和连接方式要根据导弹天线罩罩体的材料、导弹的气动加热和机动过载来选择。针对连接环的特殊设计要求，结合复合材料的力学特性及成型工艺要求，通过合理的材料体系与铺层设计，在揭示复合材料连接环传热机制和热变形协调机制的基础上，设计了一种满足使用要求的碳纤维增强聚酰亚胺复合材料连接环，该连接环与陶瓷头锥采用高温结构胶连接，与制导舱壳体通过螺钉连接，为减轻螺钉对复合材料连接环造成的局部应力集中，在螺钉孔处镶嵌钛合金嵌件。根据复合材料连接环的结构特点，选用了RTM 整体成型技术作为连接环的制备工艺，并采用数值方法优化了连接环的注胶工艺，据此设计了连接环的成型模具。采用RTM 整体成型技术成功制备了复合材料连接环，如图2 所示，表明铺层方案设计合理，预成型体制备过程的可操作性较强，获得的预定型体效果良好；经注射成型工艺验证，表明模具方案设计合理，合模、脱模过程顺利，所得产品质量良好；超声检测（A 扫）结果表明，复合材料连接环内部质量良好，无明显分层现象。该技术突破了复合材料连接环防热/ 承载一体化设计与整体制备等关键技术，为复合材料连接环的设计、制备及分析技术提供参考。
4 结论
采用复合材料进行结构减重是未来空空导弹结构设计的主要发展趋势。随着空空导弹的飞行速度、机动能力、射程的增大，需要研制超轻质、薄壁、高强韧同时兼具防热/ 承载一体化的复合材料新结构，以尽可能降低飞行器的结构重量系数。鉴于空空导弹特殊的服役环境，空空导弹复合材料结构设计需要考虑飞机复合材料结构的损伤容限问题，还要面临超声速飞行带来的高温环境。因此，空空导弹复合材料结构需要解决高温环境与载荷联合作用下的损伤容限设计、失效准则、防热/ 承载一体化设计等关键问题。
参考文献：略