隨著航天航空技術(shù)的不斷發(fā)展,，具備運(yùn)送有效載荷,、在軌和再入飛行、安全水平著陸滑跑返回地面等融合特點(diǎn)的新型可重復(fù)使用飛行器成為研究熱點(diǎn),。相比單次使用的運(yùn)載火箭,，空天往返飛行器是一種新型可重復(fù)使用的運(yùn)載器，具有發(fā)射周期短,、發(fā)射成本低,、***機(jī)動、靈活進(jìn)出空間等鮮明特點(diǎn),?？芍貜?fù)使用的飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、材料評估,、制造工藝及試驗(yàn)驗(yàn)證等先進(jìn)技術(shù),，是新型空天往返飛行器研制的關(guān)鍵，也是航空航天技術(shù)的融合發(fā)展方向,。

先進(jìn)樹脂基復(fù)合材料具有高比強(qiáng)度,、高比剛度、抗疲勞性能好及多功能集成等特點(diǎn),，在航空,、航天、電子等領(lǐng)域的應(yīng)用越來越***,，已經(jīng)發(fā)展成為一類可設(shè)計(jì)的重要結(jié)構(gòu)材料,。在新型空天飛行器結(jié)構(gòu)系統(tǒng)上，由于樹脂基復(fù)合材料可設(shè)計(jì)性強(qiáng),、減重效果***,，應(yīng)用部位由次承力結(jié)構(gòu)向主承力結(jié)構(gòu)逐步增加。此外,，復(fù)合材料可實(shí)現(xiàn)復(fù)雜機(jī)體結(jié)構(gòu)整體制造,，減少連接和裝配工作，降低結(jié)構(gòu)件制造成本,，提高結(jié)構(gòu)件制造效率,。

歐美等國家自上世紀(jì)50年代開始，競相開展這類新型空天飛行器的基礎(chǔ)理論,、工程研制及飛行試驗(yàn),。以美國國家航空航天局(NASA)為**的科研機(jī)構(gòu)，系統(tǒng)研究了空天往返飛行器的輕量化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與制造,，特別是先進(jìn)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì),、制造及試驗(yàn)技術(shù)，并將突破的關(guān)鍵技術(shù)用于機(jī)體結(jié)構(gòu)的進(jìn)一步優(yōu)化設(shè)計(jì)和制造，推動可重復(fù)使用空天往返飛行器結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的升級發(fā)展,。我國在這方面研究起步較晚,，正在***研究飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及制造技術(shù)，特別是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)及制造工藝,；目前取得了不錯的技術(shù)進(jìn)展,，但與國外相比還有較大差距。

本文系統(tǒng)總結(jié)了國外空天往返飛行器用先進(jìn)樹脂基復(fù)合材料種類,、性能及典型結(jié)構(gòu)制造工藝,，然后介紹了世界主要國家空天往返飛行器的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)研制應(yīng)用進(jìn)展情況，包括美國X系列飛行器,、日本H-Ⅱ軌道驗(yàn)證飛行器(HOPE-X)的復(fù)合材料應(yīng)用情況,，***介紹了飛行器復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的技術(shù)發(fā)展趨勢。

一,、國外空天往返飛行器用先進(jìn)樹脂基復(fù)合材料

空天往返飛行器的服役環(huán)境比大氣層內(nèi)航空飛機(jī)更加苛刻,，力熱耦合作用會加劇結(jié)構(gòu)和材料的微形變擴(kuò)展，甚至引發(fā)結(jié)構(gòu)失效,。飛行器結(jié)構(gòu)材料必須具備密度低,，彈性模量高的特性，滿足耐高低溫交變,、輻照,、原子氧等太空環(huán)境要求及真空質(zhì)損、可凝揮發(fā)物等真空逸氣要求,；還必須滿足耐濕熱老化,、耐腐蝕、耐損傷疲勞等性能要求,。

目前，空天飛行器結(jié)構(gòu)材料主要有金屬材料和復(fù)合材料兩大類,。飛行器結(jié)構(gòu)上應(yīng)用的結(jié)構(gòu)復(fù)合材料包括碳纖維復(fù)合材料,、玻璃纖維復(fù)合材料和金屬基復(fù)合材料，其中纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料的應(yīng)用**為***,。

國外報(bào)道中提到的空天飛行器用復(fù)合材料,，大多數(shù)為碳纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料(CFRP)，部分典型復(fù)合材料牌號,、玻璃化轉(zhuǎn)變溫度,、材料力學(xué)性能等材料體系信息如表1所示?？梢?，國外空天往返飛行器用先進(jìn)樹脂基復(fù)合材料的增強(qiáng)體包括碳纖維、玻璃纖維，碳纖維是主要增強(qiáng)材料,；樹脂基體包括酚醛樹脂,、環(huán)氧樹脂、雙馬來酰亞胺樹脂及聚酰亞胺樹脂等常用熱固性樹脂,，環(huán)氧樹脂和雙馬來酰亞胺樹脂是機(jī)體結(jié)構(gòu)制造用復(fù)合材料的主要樹脂基體,。

T300、T650碳纖維是日本Toray公司生產(chǎn)的聚丙烯腈(PAN)基碳纖維,，T300碳纖維的拉伸強(qiáng)度為3 655 MPa,，拉伸模量228 GPa，T650碳纖維的拉伸強(qiáng)度為4 482 MPa,，拉伸模量241 GPa,。IM7碳纖維為美國Hexcel公司生產(chǎn)的標(biāo)準(zhǔn)中模碳纖維，拉伸強(qiáng)度為5 309 MPa,，拉伸模量為289 GPa,；該纖維力學(xué)性能與Toray公司生產(chǎn)的T800碳纖維相當(dāng)，是目前報(bào)道航空飛行器,、空天飛行器輕質(zhì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)制造常用的增強(qiáng)相材料,。

934環(huán)氧樹脂是美國Fiberite公司生產(chǎn)的180℃高溫固化樹脂，具有高流動性和良好耐濕熱性能,，滿足NASA對復(fù)合材料真空逸氣要求,。LTM45環(huán)氧樹脂是美國ACG公司研制的低溫固化樹脂，可在60℃固化,，175~180℃后固化處理,，長期使用溫度為120℃；其復(fù)合材料制備成本低,，適用于大尺寸,、形狀復(fù)雜的復(fù)合材料構(gòu)件研制生產(chǎn)。

977-2環(huán)氧樹脂是美國Cytec公司生產(chǎn)的180℃高溫固化樹脂,，是一款典型的高韌性樹脂，具有良好的耐高低溫(?196~160℃)性能,，在航空航天領(lǐng)域應(yīng)用***,。8552環(huán)氧樹脂是美國Hexcel公司生產(chǎn)的低流動性增韌改進(jìn)環(huán)氧樹脂，具有高韌性和高損傷容限,。

美國Narmco公司設(shè)計(jì)開發(fā)出多種商品化的共聚改性雙馬來酰亞胺樹脂,，5250-3,、5250-4高韌性雙馬來酰亞胺樹脂是典型**；5250-4雙馬來酰亞胺樹脂是一種耐濕熱,、抗沖擊、耐高溫樹脂,，拉伸強(qiáng)度達(dá)到68.9 MPa,，斷裂伸長率達(dá)到2.7%,，與AS-4碳纖維和IM-7碳纖維搭配的復(fù)合材料在F-22戰(zhàn)斗機(jī)外蒙皮、框梁及骨架等結(jié)構(gòu)件上大量應(yīng)用,。Cytec公司并購Narmco公司后開發(fā)出的5260雙馬來酰亞胺樹脂，具有近似5250-4樹脂的使用溫度,，又比5250-4樹脂高出50%的抗損傷能力；其復(fù)合材料CAI值為345 MPa,，最高使用溫度達(dá)177℃。

Cytec公司之后開發(fā)的5270雙馬來酰亞胺樹脂具有良好耐高溫性能,，高溫狀態(tài)性能已接近聚酰亞胺PMR-15；其復(fù)合材料濕熱性能優(yōu)于5250-4,，連續(xù)工作溫度達(dá)250℃。IM-7/5250-4,、IM-7/5260系列碳纖維增強(qiáng)雙馬來酰亞胺樹脂復(fù)合材料的耐高溫性能、沖擊后壓縮等性能良好,，可滿足飛行器機(jī)身結(jié)構(gòu)對結(jié)構(gòu)材料韌性和抗沖擊性的要求,。

機(jī)體結(jié)構(gòu)承受溫度每提高28℃，可使熱防護(hù)層厚度減少5.08~6.35 mm,，因此耐高溫復(fù)合材料的研制應(yīng)用顯得尤為必要。PETI-5聚酰亞胺樹脂是美國NASA蘭利研究中心研制的耐高溫樹脂,，具有良好的熱穩(wěn)定性及力學(xué)性能,；其耐溫等級高于雙馬來酰亞胺樹脂，可以減少構(gòu)件外層熱防護(hù)系統(tǒng)的用量,，從而減少整機(jī)質(zhì)量,，保存結(jié)構(gòu)余量,。測試IM7/5250-4和IM7/PETI-5兩種復(fù)合材料力學(xué)性能，結(jié)果表明：在?54~177℃溫度范圍內(nèi)IM7/5250-4復(fù)合材料力學(xué)性能比IM7/PETI-5略微有優(yōu)勢,；IM7/PETI-5準(zhǔn)各向同性復(fù)合材料層壓板的開孔拉伸強(qiáng)度和開孔壓縮強(qiáng)度優(yōu)于IM7/5250-4。IM7/PETI-5復(fù)合材料力學(xué)強(qiáng)度在204℃開始出現(xiàn)下降,，但力學(xué)保持率相對較好；一般情況下飛行器在232℃溫度附近的載荷很低,，因此IM7/PETI-5復(fù)合材料在232℃溫度下的剩余強(qiáng)度滿足設(shè)計(jì)要求,。

綜上,，空天往返飛行器結(jié)構(gòu)用先進(jìn)樹脂基復(fù)合材料選材考慮樹脂基體因素更多,，基體性能決定了復(fù)合材料主要性能的上限。如圖1~2所示,，隨著飛行器結(jié)構(gòu)性能要求的不斷提高，先進(jìn)復(fù)合材料的樹脂基體對高韌性,、高耐溫性能的需求越來越高。環(huán)氧樹脂從5208,、3501發(fā)展至977、3900,、LTM45系列,，樹脂韌性不斷提高,；這些樹脂都是采用熱壓罐固化和真空袋固化工藝,，從2000年開始逐漸研發(fā)出電子束固化,、非熱壓罐固化及樹脂膜熔滲(RFI)工藝用環(huán)氧樹脂體系,。復(fù)合材料的應(yīng)用從DC10、737等飛行器的承力結(jié)構(gòu)逐漸增加至B-2,、B777等大型飛行器的承力結(jié)構(gòu)，應(yīng)用部位也逐漸增加,；并在民用和***飛機(jī)、航空發(fā)動機(jī)冷結(jié)構(gòu)上應(yīng)用逐漸增加,。

雙馬來酰亞胺樹脂由5245發(fā)展至5250、5260系列,，樹脂韌性、流動性等性能得到明顯的優(yōu)化提高,；聚酰亞胺樹脂由PMR-15、LARC-160發(fā)展至LARC-PETI-5,，從低流動性熱塑聚酰胺發(fā)展到高流動性熱固性聚酰亞胺及進(jìn)一步的改性聚酰亞胺樹脂及其復(fù)合材料耐高溫性能得到提高，綜合力學(xué)性能也有所改善,。耐高溫樹脂材料的發(fā)展也更加關(guān)注工藝性、低能耗固化工藝及優(yōu)化的制造工藝等技術(shù)方面,；耐高溫復(fù)合材料應(yīng)用由雷達(dá)天線罩,、航空發(fā)動機(jī)零件發(fā)展到飛機(jī)體襟翼,、F-22戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)翼等領(lǐng)域，拓展應(yīng)用至高速民用飛行器構(gòu)件上,。

近年來，在高韌性和高抗沖擊損傷容限(沖擊強(qiáng)度≥315 MPa)復(fù)合材料研制及性能研究方面取得持續(xù)的技術(shù)突破,。高韌性的M91、X850環(huán)氧樹脂,，兼具耐濕熱與韌性的3960環(huán)氧樹脂，耐**溫環(huán)氧樹脂,，耐高溫F655-2、5270,、5280雙馬來酰亞胺樹脂，均與**碳纖維具有良好的匹配性,，且這些改性樹脂基體進(jìn)一步提高了復(fù)合材料韌性和耐濕熱性，可為新一代高性能空天往返飛行器結(jié)構(gòu)的研制提供堅(jiān)實(shí)的材料技術(shù)支撐,。

空天飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)材料根據(jù)構(gòu)件尺寸、使用溫度(150~400℃范圍),、耐疲勞性能、損傷容限等綜合要求而匹配,；選用材料經(jīng)過綜合試驗(yàn)考核驗(yàn)證,，材料相對成熟,，性能穩(wěn)定。高韌性高損傷容限環(huán)氧樹脂復(fù)合材料,、耐高溫增韌雙馬來酰亞胺樹脂復(fù)合材料及耐更高溫的聚酰亞胺復(fù)合材料是飛行器輕量化機(jī)體結(jié)構(gòu)選用的主要材料。

二,、國外空天往返飛行器復(fù)合材料結(jié)構(gòu)制造工藝

歐洲空間局(ESA)在重復(fù)使用飛行器用先進(jìn)復(fù)合材料技術(shù)方面研究表明：復(fù)合材料憑借輕質(zhì)**，可設(shè)計(jì)性強(qiáng),，良好減振性能和低膨脹系數(shù)等鮮明特點(diǎn)，***減少了飛行器零件和緊固件數(shù)量,，從而采用更少原材料、更少裝配時(shí)間實(shí)現(xiàn)飛行器整體裝配技術(shù)的變革,。先進(jìn)復(fù)合材料技術(shù)在以F-22、F-35,、B787,、A350,、B-2系列飛機(jī)，Delta,、Titan、Ariane,、Falcon系列火箭等眾多型號為**的航空航天飛行器結(jié)構(gòu)上的工程應(yīng)用，證明了復(fù)合材料在飛行器結(jié)構(gòu)上應(yīng)用的可靠性和技術(shù)優(yōu)勢,。因而，采用復(fù)合材料設(shè)計(jì)和制造是空天往返飛行器先進(jìn)性的典型體現(xiàn),，也是其結(jié)構(gòu)技術(shù)的發(fā)展趨勢。

空天往返飛行器具有與航空飛行器相似的外形設(shè)計(jì),，其機(jī)體結(jié)構(gòu)主要分為機(jī)身結(jié)構(gòu)、翼面結(jié)構(gòu)兩大類,，機(jī)身結(jié)構(gòu)主要包括前機(jī)身,、中機(jī)身,、后機(jī)身,，翼面結(jié)構(gòu)主要包括機(jī)翼、尾翼和體襟翼,。機(jī)身包括壁板、框架,、加強(qiáng)框、梁,、口蓋、起落架艙及艙門等零組件，翼面結(jié)構(gòu)包括翼梁,、翼盒、副翼,、方向舵等零組件。機(jī)體零組件結(jié)構(gòu)形式包括層合結(jié)構(gòu),、蒙皮加筋結(jié)構(gòu)、桁架結(jié)構(gòu),、夾層結(jié)構(gòu)等。碳纖維復(fù)合材料在飛行器蒙皮加筋壁板,、框架、梁等結(jié)構(gòu)上具有鮮明優(yōu)勢,，如圖3所示；復(fù)合材料具有可設(shè)計(jì)性,，可設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)復(fù)雜結(jié)構(gòu)三維編織,、多軸大尺寸經(jīng)編、縫合及復(fù)雜機(jī)身結(jié)構(gòu)整體制造,。

在國外飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)發(fā)展過程中,，機(jī)身、翼面結(jié)構(gòu)形式上幾乎沒有變化,，結(jié)構(gòu)材料由金屬替換為比強(qiáng)度,、比模量更高的纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料，包括碳纖維和玻璃纖維,。飛行器復(fù)合材料結(jié)構(gòu)發(fā)展追求更高減重效率,，更高整體化程度；機(jī)體結(jié)構(gòu)制造工藝的高效化和低成本化,。

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的制造工藝包括基于預(yù)浸料的熱壓罐固化,、模壓固化工藝，鋪放方式包括手工鋪放與自動鋪放工藝,；基于纖維預(yù)制體的樹脂傳遞模塑(RTM)成型,、RFI成型工藝,；基于低溫固化預(yù)浸料的袋壓成型工藝及整體化成型工藝等,。

空天飛行器大型上/下半殼、機(jī)翼采用整體膠接固化或共固化工藝成型，壁板蒙皮,、貯箱鋪放工藝采用真空導(dǎo)入的樹脂傳遞模塑工藝、自動鋪放工藝,。固化方式采用加熱固化，包括熱壓罐固化,、烘箱固化兩種方式,。

其中，X-37B飛行器結(jié)構(gòu)采用了與空天環(huán)境相適應(yīng)的復(fù)合材料整體化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì),，并使用高精度成型模具技術(shù)實(shí)現(xiàn)了大尺寸構(gòu)件整體結(jié)構(gòu)成型,；同時(shí)各零件之間大量采用共固化/共膠接工藝技術(shù),，實(shí)現(xiàn)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)整體制造,，提高了結(jié)構(gòu)效率，降低了裝配工作量,；基于全復(fù)合材料結(jié)構(gòu)/防熱一體化設(shè)計(jì),，采用了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)與熱防護(hù)結(jié)構(gòu)匹配的連接技術(shù),。這些創(chuàng)新制造技術(shù)的應(yīng)用，使X-37B飛行器具有鮮明的先進(jìn)性和機(jī)動性,，成為現(xiàn)階段**成功的可重復(fù)使用空天往返飛行器，從而助推了空天往返飛行器復(fù)合材料結(jié)構(gòu)制造技術(shù)發(fā)展,。

典型飛行器復(fù)合材料構(gòu)件在制造工藝上，機(jī)身蒙皮基于IM7碳纖維復(fù)合材料采用自動鋪放工藝實(shí)現(xiàn),，環(huán)向框架采用基于二維三向編織物RTM工藝或模壓成型工藝實(shí)現(xiàn)，地板梁和等截面加強(qiáng)件采用拉擠工藝實(shí)現(xiàn),，桁條和其他加強(qiáng)件采用模壓成型或熱壓罐成型工藝實(shí)現(xiàn)，低溫燃料箱采用纏繞工藝實(shí)現(xiàn),；貯箱間結(jié)構(gòu)采用IM7/8552復(fù)合材料制造的蒙皮,、縱梁和面板組成，上面板采用低溫固化復(fù)合材料制成，下面板采用自動鋪放工藝成型,，框,、梁采用RTM工藝成型實(shí)現(xiàn),。

可見,，國外研究機(jī)構(gòu)依據(jù)空天飛行器機(jī)體復(fù)合材料結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和使用工況，選用合適的增強(qiáng)纖維及編織形式,、匹配樹脂基體制成復(fù)合材料，并選擇相應(yīng)的制造工藝實(shí)現(xiàn)不同結(jié)構(gòu)部件的制造,。飛行器結(jié)構(gòu)件制造工藝設(shè)計(jì)時(shí),，主要考慮二個(gè)方面：一是充分利用復(fù)合材料可設(shè)計(jì)性特性，大尺寸構(gòu)件采用一體化壁板結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)并整體固化工藝制造,，以減少機(jī)體零件數(shù)量和裝配緊固件；二是采用低成本成型工藝制造非主承力件,，包括采用低溫固化預(yù)浸料成型工藝,、非熱壓罐固化工藝(如真空袋壓固化,、模壓固化、RTM成型工藝),。

可見,，隨著樹脂基復(fù)合材料應(yīng)用構(gòu)件逐漸從小型次承力結(jié)構(gòu)件、大型次承力結(jié)構(gòu)件向大型主承力件的發(fā)展,，國外復(fù)合材料制造工藝也隨之深入研究，手工制造由手工鋪貼發(fā)展為RTM工藝,、熱壓工藝,、RFI工藝等，自動化制造由纖維纏繞工藝發(fā)展為熱固性預(yù)浸料自動鋪帶與自動鋪絲,、基于加熱鋪放頭的熱塑性預(yù)浸絲/帶自動鋪放工藝及面向大尺寸構(gòu)件的高質(zhì)量非熱壓罐成型工藝,。可見,，復(fù)合材料制造工藝發(fā)展趨勢是制造工藝的自動化和低能耗,，進(jìn)而提高復(fù)合材料制造工藝的規(guī)范化和低成本化。一方面是高鋪放精度、高一致性的自動化制造工藝,，如研究使用基于粉末浸漬預(yù)浸帶的干法自動鋪放,、具有加熱加壓鋪絲頭的自動鋪放工藝；另一方面是低溫,、低能耗的非熱壓罐固化工藝,，如研究環(huán)氧樹脂基復(fù)合材料的電子束固化、感應(yīng)固化,，聚酰亞胺的液態(tài)浸漬工藝HT-VARTM等技術(shù)。

為滿足空天往返飛行器輕量化復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的比較好化制造實(shí)現(xiàn),，需要結(jié)合飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)特點(diǎn)、使用工況,，做到結(jié)構(gòu)/制造一體化，綜合考慮結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及其可制造性,、制造材料及基礎(chǔ)性能數(shù)據(jù),、制造工藝,、制造成本及制造周期等因素，迭代優(yōu)化機(jī)體結(jié)構(gòu)及實(shí)現(xiàn)方案,，確定比較好的結(jié)構(gòu)模型、制造材料及制造工藝,。

三,、國外空天往返飛行器復(fù)合材料結(jié)構(gòu)研制應(yīng)用進(jìn)展

空天往返飛行器相對于一次使用的運(yùn)載火箭,，大幅降低發(fā)射成本,，縮短發(fā)射周期,，靈活完成進(jìn)出空間任務(wù),，滿足天地多次往返的使用需要。美國,、英國、俄羅斯及日本等國家自上世紀(jì)50年代都先后投入大量人力和物力開展這類新型飛行器的研究,，取得了不同階段的研究成果,。其中研究**突出的是NASA主導(dǎo)研發(fā)的X系列驗(yàn)證機(jī)計(jì)劃(又名“探路者”計(jì)劃)，突破眾多關(guān)鍵技術(shù),，研制出不同試驗(yàn)任務(wù)的飛行器，并成功完成多次飛行試驗(yàn),，提高了重復(fù)使用運(yùn)載器的技術(shù)水平,，為重復(fù)使用空天飛行器工程應(yīng)用奠定了良好基礎(chǔ)。

3.1 美國空天往返飛行器復(fù)合材料研制應(yīng)用進(jìn)展自上世紀(jì)50年代起,，美國著手開展先進(jìn)空天飛行器的技術(shù)基礎(chǔ)研究工作；80年代中期,，啟動了“國家空天飛機(jī)(NASP)”計(jì)劃，但因目標(biāo)過于超前,，1994年被迫中止,。隨后,，美國采取分階段的發(fā)展策略，繼續(xù)研發(fā)和驗(yàn)證先進(jìn)空天飛行器相關(guān)技術(shù),。空天飛行器計(jì)劃由美國空軍和NASA共同提出,，1996年項(xiàng)目開始實(shí)施,，進(jìn)行軌道機(jī)動可重復(fù)使用飛行相關(guān)技術(shù)的驗(yàn)證,。美國NASA主導(dǎo)研發(fā)的X系列驗(yàn)證飛行器,，如X-30,、X-33、X-37,、X-43等項(xiàng)目,，都將輕質(zhì)碳纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料作為必選的先進(jìn)結(jié)構(gòu)材料之一。碳纖維復(fù)合材料在X系列飛行器結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用部件和比例逐漸增加,。

(1) X-33飛行器項(xiàng)目

X-33項(xiàng)目是NASA與洛克希德·馬丁公司于1996年啟動的可重復(fù)使用運(yùn)載器技術(shù)驗(yàn)證項(xiàng)目,，目的是為研制可完全重復(fù)使用的實(shí)用型運(yùn)載器進(jìn)行技術(shù)準(zhǔn)備。該項(xiàng)目研究推進(jìn)為后續(xù)空天飛行器研究工作提供了研制基礎(chǔ),，但在技術(shù)難度過大和***的雙重壓力下,，X-33項(xiàng)目于2001年取消。

X-33空天飛行器是一個(gè)大型可重復(fù)使用運(yùn)載器的半尺寸亞軌道驗(yàn)證機(jī),，飛行器長21.0 m,，寬23.5 m，起飛質(zhì)量129.27 t,，比較大飛行馬赫數(shù)13.8,；X-33飛行器內(nèi)部結(jié)構(gòu)圖見圖6，機(jī)體結(jié)構(gòu)包括機(jī)翼,、體襟翼,、尾翼、航電艙,、液氫貯箱和液氧貯箱等,。

為了減輕機(jī)體質(zhì)量，X-33飛行器機(jī)體大量采用復(fù)合材料制造,；機(jī)體上部熱防護(hù)板塊結(jié)構(gòu),、后推進(jìn)結(jié)構(gòu)、液氫貯箱都采用復(fù)合材料設(shè)計(jì),，如圖7所示,。機(jī)翼面板蒙皮和箱間段設(shè)計(jì)采用了碳纖維增強(qiáng)雙馬來酰亞胺樹脂基復(fù)合材料，材料為IM7/5250-4復(fù)合材料,。

液氫貯箱蒙皮面板為IM7/977-2復(fù)合材料+Korex蜂窩結(jié)構(gòu),，蜂窩為杜邦公司生產(chǎn)的芳綸紙蜂窩。如圖8所示,，垂直隔板,、水平隔板都設(shè)計(jì)采用了IM7/977-2復(fù)合材料制造；前/后隔板,、前/后擴(kuò)展端口隔板設(shè)計(jì)為IM7/977-2復(fù)合材料面板+蜂窩夾層結(jié)構(gòu),，蜂窩為美國UlTRACOR公司生產(chǎn)的蜂窩芯,；前環(huán)、水平縱梁及垂直縱梁設(shè)計(jì)為三維機(jī)織預(yù)制件,，采用RTM工藝成型獲得,。

(2) X-34項(xiàng)目

美國軌道科技公司(OSC)為了使空天飛行器研制成本降低、性能提高及可靠性增加,，設(shè)計(jì)并研制了X-34空天飛行器,，飛行器長17.6 m，翼展8.5 m,，比較大飛行馬赫數(shù)8.0,。

該飛行器經(jīng)過多次技術(shù)革新，采用全復(fù)合材料機(jī)身主結(jié)構(gòu)和推進(jìn)劑貯箱,，機(jī)身結(jié)構(gòu)多采用復(fù)合材料蜂窩夾層結(jié)構(gòu)形式,，蜂窩為鋁蜂窩，高度在15.88~34.93 mm之間,；中模碳纖維單向帶和織物預(yù)浸料用于機(jī)身蒙皮和機(jī)翼梁,，蒙皮厚度為0.076~3.05 mm之間，以增加部件的彎曲剛度,。

制造工藝方面,，創(chuàng)新地引入了復(fù)合材料非熱壓罐固化、低溫固化等工藝技術(shù)增加制造靈活性,，并采用不使用工裝的激光定位裝配技術(shù)降低裝配成本,。X-34飛行器所有復(fù)合材料部件采用ACG公司的LTM45EL預(yù)浸料，可在60℃固化,，180℃后固化處理(相比于熱壓罐固化同種復(fù)合材料,，低溫固化復(fù)合材料的壓縮強(qiáng)度降低22%，層間剪切強(qiáng)度降低28%),，從而減小復(fù)合材料殘余應(yīng)力，提高零部件尺寸精度,。

此外,，非熱壓罐固化復(fù)合材料在機(jī)體局部修補(bǔ)固化方面具有優(yōu)勢，修補(bǔ)與機(jī)體結(jié)構(gòu)使用的是同一樹脂體系復(fù)合材料,，比非同樣樹脂體系的材料修補(bǔ)得更佳,、更耐用；且可以采用加熱毯局部真空袋壓工藝,，即可實(shí)現(xiàn)局部復(fù)合材料迅速低溫加熱固化,。

機(jī)身復(fù)合材料夾層構(gòu)件是基于鋼質(zhì)成型模具采用熱壓罐成型工藝，夾層結(jié)構(gòu)件采用三步固化工藝成型,，后固化不依據(jù)成型模具執(zhí)行,；機(jī)翼蒙皮基于復(fù)合材料成型工裝采用真空袋壓固化,，蜂窩夾層結(jié)構(gòu)件采用一步共固化工藝成型，構(gòu)件后固化在模具上實(shí)現(xiàn),；方向舵復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)件是基于鋁質(zhì)模具采用三步固化工藝成型,，構(gòu)件后固化在模具上實(shí)現(xiàn)。采用激光跟蹤儀進(jìn)行定位及裝配,，定位精度控制在0.13 mm,；同時(shí)為所有零件位置和型面建立數(shù)據(jù)庫，便于風(fēng)洞或其它試驗(yàn)后數(shù)據(jù)對比,。

(3) X-40飛行器項(xiàng)目

美國波音(Boeing)公司提出X-40(ReFly)空間機(jī)動飛行器方案,，旨在驗(yàn)證返回末段的自主進(jìn)場與著陸技術(shù)。X-40為復(fù)合材料結(jié)構(gòu)無動力飛行器,，機(jī)身采用碳纖維/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料蜂窩夾層結(jié)構(gòu)制造,，機(jī)翼、襟副翼,、全動雙斜尾翼,、阻力板采用耐高溫雙馬來酰亞胺樹脂復(fù)合材料制造。

1997年,，波音公司與美國空軍合作研制的X-40A進(jìn)場著陸試驗(yàn)飛行器,，機(jī)體長6.7 m，翼展3.50 m,，機(jī)身結(jié)構(gòu)采用碳纖維/環(huán)氧復(fù)合材料與鋁蜂窩制造,，成功完成7次無動力進(jìn)場著陸試驗(yàn)。在此基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)的全尺寸X-40B飛行器,，增加了液體燃料火箭推進(jìn)系統(tǒng)等,，但該機(jī)型研制中止，其技術(shù)支撐了X-37A飛行器的研制,。

(4) X-37飛行器項(xiàng)目

X-37空天飛行器計(jì)劃是獵鷹(FALCON)計(jì)劃的一部分,，是NASA于1999年啟動的空天飛機(jī)計(jì)劃。2002年一度取消,，2004年由美國**高級項(xiàng)目研究局(DARPA)接手,，又于2006年由空軍快速響應(yīng)能力辦公室(RCO)負(fù)責(zé)，由主承研方波音公司研制出2架試驗(yàn)機(jī),。X-37項(xiàng)目包括兩個(gè)子項(xiàng)目,，進(jìn)場與著陸試驗(yàn)飛行器(X-37A)和軌道飛行器(X-37B)。X-37A為X-40A飛行器的120%放大型,，外形基本相同,，主要結(jié)構(gòu)采用耐高溫雙馬來酰亞胺樹脂復(fù)合材料及其蜂窩夾層結(jié)構(gòu)件制造，完成6次進(jìn)場著陸試驗(yàn),，為X-37B軌道試驗(yàn)飛行器設(shè)計(jì)優(yōu)化及研制提供了重要依據(jù),。

X-37B飛行器(圖9)總長8.84 m,，翼展4.54 m，高2.9 m,，機(jī)身長7.83 mm,，載荷艙長2.1 m、直徑1.2 m,，其尺寸大約只有美國已退役航天飛機(jī)的四分之一,，尺寸較小，主要驗(yàn)證飛行器結(jié)構(gòu)材料,、在軌道運(yùn)行,、自主返航及水平著陸等關(guān)鍵技術(shù)，成為實(shí)現(xiàn)可重復(fù)使用,、小型無人多功能的太空運(yùn)載器或作戰(zhàn)平臺,。

X-37B飛行器結(jié)構(gòu)件的設(shè)計(jì)采用了整體結(jié)構(gòu)(Integrated structure)的概念，設(shè)計(jì)中將很多零部件裝配組成整體結(jié)構(gòu),，設(shè)計(jì)盡可能保證纖維連續(xù)性,，提高機(jī)體的結(jié)構(gòu)效率。飛行器主結(jié)構(gòu)全部采用輕質(zhì)復(fù)合材料設(shè)計(jì)與制造,，機(jī)身結(jié)構(gòu)大量采用先進(jìn)耐高溫復(fù)合材料及其蜂窩夾層結(jié)構(gòu)制造,，選用的是美國Cytec公司的IM7/5250-4碳纖維增強(qiáng)雙馬來酰亞胺樹脂復(fù)合材料；機(jī)身上壁板,、下壁板,、口蓋、縱梁等結(jié)構(gòu)為整體結(jié)構(gòu)件,，都是復(fù)合材料共固化整體結(jié)構(gòu)件,。大尺寸部件采用共固化和共膠接等整體成型工藝，***減少了零件,、緊固件及模具數(shù)量,。

機(jī)身蒙皮為夾層結(jié)構(gòu)，表層為3~6層的IM7/5250-4碳纖維復(fù)合材料,，內(nèi)層為玻璃纖維和酚醛樹脂的復(fù)合材料F50-HRP,，中間層為波紋板(Flexcore)結(jié)構(gòu)形式；表層和中間層之間用膠黏劑粘接,，固化后就形成了蒙皮結(jié)構(gòu)。

機(jī)翼,、體襟翼及阻力板結(jié)構(gòu)采用輕質(zhì)耐高溫結(jié)構(gòu)材料,，為NASA蘭利研究中心研發(fā)的IM7/PETI-5碳纖維增強(qiáng)聚酰亞胺樹脂復(fù)合材料。引入耐高溫PETI-5聚酰亞胺復(fù)合材料可以提高熱防護(hù)系統(tǒng)(TPS)的背溫(從204.4℃提高至232.2℃),，進(jìn)而減少TPS的厚度,；且可使整個(gè)翼面結(jié)構(gòu)(包括TPS)減重2%,。較薄厚度的TPS不僅可以減重，還可以加厚翼盒的結(jié)構(gòu),；機(jī)翼結(jié)構(gòu)厚度的增加將會直接提高其剛度,，特別是*有25.4 mm厚的外表面根部位置。

機(jī)翼上蒙皮,、下蒙皮,、機(jī)翼主梁、翼套梁都為夾層結(jié)構(gòu),，芯層為12.7 mm厚的鈦合金蜂窩芯材,，其余部件為聚酰亞胺復(fù)合材料層壓板。減速板面板使用碳纖維/聚酰亞胺復(fù)合材料,，芯子使用鈦合金蜂窩材料,。體襟翼由碳纖維/聚酰亞胺復(fù)合材料和鈦合金蜂窩芯材制造，尺寸約為609.6 mm×508 mm×101.6 mm,。

飛行器復(fù)合材料框與下半殼壁板膠接連接,，在框、梁等零件與部件接合處采用緊固件機(jī)械連接,，機(jī)體整體部段裝配如圖11所示,。2003年，X-37B飛行器成功地完成了結(jié)構(gòu)驗(yàn)證試驗(yàn),，試驗(yàn)過程中,，對飛行器施加了飛行和著陸時(shí)典型載荷。試驗(yàn)成功后,，飛行器機(jī)身運(yùn)回波音公司的試驗(yàn)廠房,，如圖12所示，進(jìn)行后續(xù)組裝和系統(tǒng)集成工作,。

X-37B飛行器成功地通過了5次空天往返飛行試驗(yàn),，先后創(chuàng)造了674天、718天,、780天在軌運(yùn)行紀(jì)錄后安全返航,，目前仍在第6次太空飛行試驗(yàn)中；飛行器輕質(zhì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)系統(tǒng)不僅能夠滿足機(jī)體結(jié)構(gòu)動,、靜,、疲勞強(qiáng)度的要求，還能在近地軌道環(huán)境,、再入大氣層氣動加熱的高溫環(huán)境保持設(shè)計(jì)要求的力熱性能,。

正是通過X-33、X-34、X-37等一系列X飛行器試驗(yàn)計(jì)劃,，美國掌握了可重復(fù)使用空天飛行器的大量關(guān)鍵技術(shù),；先進(jìn)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)技術(shù)的發(fā)展和應(yīng)用驗(yàn)證，是保證下一代空天飛行器研制的重要基礎(chǔ)支撐,。

3.2 國外其他國家空天往返飛行器復(fù)合材料研制應(yīng)用情況

在先進(jìn)重復(fù)使用空天飛行器研究方面,，英國設(shè)計(jì)了“霍托爾”、“云霄塔”空天飛行器方案,、德國設(shè)計(jì)了“桑格爾”空天飛行器方案,，日本提出了“HOPE-X”空天飛行器方案，俄羅斯,、法國,、印度和巴西等國也相繼提出了各自的空天飛機(jī)方案。然而這些國家設(shè)計(jì)研發(fā)的空天飛行器均未見具體實(shí)施和飛行試驗(yàn)成功的報(bào)道,。

日本宇宙開發(fā)事業(yè)團(tuán)(NASDA)和日本國家航空航天實(shí)驗(yàn)室(NAL)共同開展HOPE-X空天飛行器的全復(fù)合材料機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì),、整體成型技術(shù)、連接與裝配技術(shù)等方面研究工作,。該飛行器機(jī)體總長13 m,、寬9 m，翼身組合結(jié)構(gòu),，主體結(jié)構(gòu)采用全復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu),，選用碳纖維環(huán)氧樹脂、雙馬來酰亞胺樹脂及氰酸酯樹脂的先進(jìn)結(jié)構(gòu)復(fù)合材料,，蜂窩芯材為鋁蜂窩,。復(fù)合材料的樹脂基體為日本***開發(fā)的低溫固化環(huán)氧樹脂，具體牌號未透露,；復(fù)合材料構(gòu)件固化溫度約為100℃,，使用非熱壓罐固化工藝，后固化(約180℃)后仍保持較高使用溫度(高于160℃),。采用低溫固化工藝,，可以有效降低飛行器復(fù)合材料結(jié)構(gòu)內(nèi)部熱應(yīng)力，提高結(jié)構(gòu)件型面及尺寸精度,。

HOPE-X飛行器大型上機(jī)身構(gòu)件成型模具采用金屬框架+復(fù)合材料工作面的方案,，復(fù)合材料工作面采用碳纖維復(fù)合材料+玻璃纖維復(fù)合材料的組合制造，熱膨脹系數(shù)與復(fù)合材料機(jī)身一致,，保證了固化后構(gòu)件型面精度,。機(jī)翼面板和艙門尺寸小、結(jié)構(gòu)簡單,，可采用鋼制成型模具成型,；框,、梁等零件成型采用非金屬模具，模具材料為無機(jī)陶瓷與玻璃纖維復(fù)合材料組合而成,，價(jià)格便宜，易于采用數(shù)控機(jī)床加工,；且該模具具有良好精度,，熱膨脹系數(shù)與復(fù)合材料零件一致。

HOPE-X飛行器采用自動鋪放技術(shù),、RTM工藝及熱壓罐工藝等技術(shù)實(shí)現(xiàn)全部復(fù)合材料構(gòu)件的制造,。真空袋壓成型工藝用于制備機(jī)身蒙皮壁板和下部機(jī)體壁板等大型結(jié)構(gòu)件，熱壓罐成型工藝制備縱梁,、隔框和環(huán)形肋等機(jī)體內(nèi)部尺寸精度要求高的中小尺寸結(jié)構(gòu)件,。采用整體成型工藝技術(shù)實(shí)現(xiàn)大型復(fù)合材料構(gòu)件的制造，翼身融合體與上部機(jī)身采用二次膠接/共膠接固化工藝組合成整體,，復(fù)合材料梁與翼身融合體之間及復(fù)合材料框與蒙皮壁板之間都采用二次膠接/共膠接固化工藝實(shí)現(xiàn)組裝,。結(jié)構(gòu)件膠接固化在大型固化箱中實(shí)現(xiàn)?？蚣芘c機(jī)身壁板連接采用單側(cè)L形件和濕預(yù)浸料鋪貼,，可顯著提高框架與壁板間的膠接強(qiáng)度。

歐洲航天局(ESA)開展的過渡性試驗(yàn)飛行器中間試驗(yàn)車輛(IXV,，Intermediate experimental vehicle)為技術(shù)驗(yàn)證飛行器,，總長4.4 m(不含體副翼結(jié)構(gòu))，側(cè)向?qū)挾?.24 m,，法向高度1.54 m,，驗(yàn)證研究可重復(fù)使用滑翔返回式天地往返運(yùn)載技術(shù)。試驗(yàn)成功后,，將繼續(xù)開展更為深入的增加機(jī)翼,、V尾等結(jié)構(gòu)的創(chuàng)新空間飛行器(ISV，Innovative space vehicle)的研究計(jì)劃,，結(jié)構(gòu)類似于X-37B飛行器,。

IXV飛行器結(jié)構(gòu)系統(tǒng)主要包括框、梁,、口蓋和壁板等,，主體結(jié)構(gòu)主要選用碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料；其中上,、下壁板及側(cè)壁板是復(fù)雜曲面結(jié)構(gòu),，為復(fù)合材料制造的整體結(jié)構(gòu)件。

結(jié)合典型L形構(gòu)件的固化回彈變形趨勢仿真結(jié)果,，指導(dǎo)零件成型模具及工藝優(yōu)化,。為了控制壁板的固化變形量，大型壁板結(jié)構(gòu)件通過使用試驗(yàn)驗(yàn)證的型面補(bǔ)償成型模具制造。為了保證夾層結(jié)構(gòu)壁板構(gòu)件中預(yù)埋件定位準(zhǔn)確,，采用了激光投影輔助定位技術(shù),。

英國噴氣發(fā)動機(jī)公司主導(dǎo)研制的云霄塔(SKYLON)飛行器，設(shè)計(jì)為水平起降,、單級入軌的重復(fù)使用運(yùn)載器,。機(jī)身總長約83 m、翼展25.4 m,，主承力結(jié)構(gòu)采用碳纖維復(fù)合材料桁架結(jié)構(gòu),，具體材料未透露。機(jī)翼的翼梁(可能采用復(fù)合材料制造)作為主承載結(jié)構(gòu)穿過機(jī)翼,，每根翼梁貫穿整個(gè)翼展,。SKYLON飛行器研制進(jìn)展緩慢，還未進(jìn)行驗(yàn)證飛行,。

俄羅斯**流體力學(xué)研究院( TsAGI) 完成了可重復(fù)使用空天飛行器的第一階段可行性研究,，飛行器的俄文縮寫是МРКН(圖17)，意為多用途火箭運(yùn)載器,。風(fēng)洞試驗(yàn)獲得了有關(guān)飛行器著陸過程中氣動特性等數(shù)據(jù),，TsAGI 將繼續(xù)對該飛行器進(jìn)行試驗(yàn)和制造，對于機(jī)體結(jié)構(gòu)材料并未報(bào)道,。

四,、國外空天往返飛行器復(fù)合材料結(jié)構(gòu)發(fā)展趨勢

美國X系列飛行器總的發(fā)展方向正朝著航空航天結(jié)合逐步推進(jìn)，X-37B的飛行成功意味著美國在空天飛行器研制與應(yīng)用方面邁出了一大步,。進(jìn)入21世紀(jì)以來,，NASA先后與諾斯羅普·格魯門公司合作研發(fā)X-43A無人作戰(zhàn)飛行器，與灣流公司合作研發(fā)X-54未來超聲速運(yùn)輸技術(shù)驗(yàn)證機(jī),，與洛克希德·馬丁公司合作研發(fā)X-55先進(jìn)復(fù)合材料貨運(yùn)飛行器驗(yàn)證機(jī),。NASA還主導(dǎo)新研多次使用的快速反應(yīng)小型低成本飛行器(RASCL)。美國**高級項(xiàng)目研究局(DARPA) 主導(dǎo)的“試驗(yàn)性空天飛機(jī)”(代號XS-1)項(xiàng)目,，將在X-37B飛行器基礎(chǔ)上,，以二級入軌和完全可重復(fù)使用方式大幅度降低進(jìn)入太空成本。XS-1空天飛機(jī)將具有頻繁起降的航空器特性,，同時(shí)兼顧高超聲速飛行器和快速進(jìn)入空間飛行器的技術(shù)發(fā)展,。

隨著可重復(fù)使用飛行器概念及技術(shù)的飛速發(fā)展，美國,、英國,、俄羅斯等國家將會進(jìn)一步加快空天往返飛行器的深入研究及試驗(yàn)驗(yàn)證工作，對于先進(jìn)高性能結(jié)構(gòu)復(fù)合材料的需求和應(yīng)用研究相應(yīng)增加,。飛行器輕質(zhì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)系統(tǒng)必然會追求更高比強(qiáng)度與比模量,、更佳耐空天環(huán)境性能,、更好可靠性材料體系以滿足服役環(huán)境下結(jié)構(gòu)完整性要求，復(fù)合材料構(gòu)件制造將朝著高度集成整合,、數(shù)字化,、規(guī)范化、智能化方向發(fā)展,，以適應(yīng)服役飛行器高效高質(zhì)量制造需要,。

五、結(jié)語

相比于傳統(tǒng)材料,，先進(jìn)樹脂基復(fù)合材料具有鮮明的高比強(qiáng)度、高比剛度等性能優(yōu)勢,，可以滿足空天往返飛行器的輕量化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與制造需求,。從國外空天往返飛行器輕量化結(jié)構(gòu)系統(tǒng)研制進(jìn)展可見，匹配不同結(jié)構(gòu)部段使用溫度的高性能碳纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料,，是飛行器輕質(zhì)機(jī)體主承力,、次承力結(jié)構(gòu)選用的主要結(jié)構(gòu)材料；依據(jù)飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和受力工況,，綜合考慮不同復(fù)合材料制造工藝特點(diǎn),、制造成本等因素，采用合適的制造工藝實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)件的比較好制造,。高性能樹脂基結(jié)構(gòu)復(fù)合材料已經(jīng)應(yīng)用到以X-33,、X-37B、HOPE-X為**的空天飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)件研制中,，驗(yàn)證了空天飛行器用輕量化結(jié)構(gòu)和材料技術(shù),，應(yīng)用成熟度達(dá)到較高水平。先進(jìn)樹脂基結(jié)構(gòu)復(fù)合材料技術(shù)是空天往返飛行器輕質(zhì)結(jié)構(gòu)件研制的**技術(shù)之一,，也是實(shí)現(xiàn)飛行器總體性能的關(guān)鍵一環(huán),。

來源：復(fù)合材料與工程