高性能碳纤维在航天领域的应用
1、应用背景
据统计，航天飞行器的重量每减少1公斤，可使运载火箭减轻 500公斤，因此，碳纤维复合材料成为目前航天飞行器结构应用范围最广、技术成熟度最高的材料。对于运载火箭和导弹而言，碳纤维复合材料不但可以实现结构轻量化，而且也是功能化的关键原材料。
在运载火箭和导弹领域，碳纤维复合材料优异性能也得到了较好的应用与发展，如“飞马座”、“德尔塔”运载火箭、“三叉戟”Ⅱ（D5）、“侏儒”导弹等均采用碳纤维复合材料；而美国的战略导弹 MX 洲际导弹，俄罗斯战略导弹“白杨” M 导弹也采用先进复合材料发射筒。
目前航天器结构用碳纤维主要为 PAN 基碳纤维，而且以高强中模（T系列）、高强高模（MJ系列）为主，如火箭、导弹发动机大多采用高强中模碳纤维，导弹支架、支座或托架等结构采用了高强高模碳纤维。
2、碳纤维复合材料在运载火箭中应用
在运载火箭领域，碳纤维复合材料可用于制造固体发动机壳体结构、箭体整流罩、仪器舱、级间段、发动机喷管喉衬、卫星支架、低温贮箱等部件。表1显示了国外复合材料在运载火箭上的应用，其中火箭发动机的绝热壳体的第三代材料均选用高性能碳纤维复合材料。
表1 国外碳纤维复合材料在运载火箭上应用
碳纤维复合材料在运载火箭应用的典型代表为发动机壳体。当发动机运转工作时，壳体除了承受来自内外部的压力外，会要面临轴压、弯曲、扭转及横剪等外部载荷，因此发动机壳体所用的碳纤维大多为强度5.5GPa以上、模量290GPa左右的高强中模碳纤维，如日本东丽T800、T1000和美国赫氏IM7等。表2显示了目前国外运载火箭发动机壳体所使用的的碳纤维型号，由于欧洲本土没有高端碳纤维制造商，因此只能采用日本东丽和美国赫氏碳纤维。
表2 碳纤维复合材料在运载火箭发动机壳体上的应用
近年来我国多种型号运载火箭也大量采用了碳纤维复合材料，如表3所示，碳纤维复合材料在卫星接口支架、整流罩、筒、梁等结构实现应用，尤其是上面级结构中广泛采用复材，有效地减轻了上面级结构质量，这对提高运载火箭发射有效载荷的能力具有显著效果。
表3 碳纤维复合材料在我国运载火箭上应用
2003年9月首飞的“开拓者-1”小型运载火箭上，第四级发动机采用了高性能碳纤维壳体；长征火箭（CZ-2C、CZ-2E、Z-3A）的卫星接口支架和有效载荷支架（前后端框、环框、壳段、弹簧支架、井字形梁）也采用了碳纤维增强环氧树脂基复合材料。
3、碳纤维复合材料在导弹中的应用
在导弹领域，碳纤维复合材料通常可应用在弹体、弹体整流罩、弹翼、尾翼、支架、仪器舱、达罩、进气道、诱饵舱和发射筒等主/次承力结构部件等。
20 世纪 60 年代复材就在美国的“北极星”战略导弹上取得了应用，70年代“战斧”巡航导弹的头锥、雷达罩、尾翼、进气道等结构中也使用了复合材料，随后美国的“民兵”、“海神”、“三叉戟-I”、“侏儒”、“三叉戟-II”、“MX”系列导弹；法国的 M-4、 M-5 导弹；前苏联的 SS-24、 SS-25 导弹均使用了复合材料。
3.1 发动机壳体
据统计，导弹固体火箭发动机第三级结构质量每减少1kg，可增加有效射程 16km，因此自20世纪80年代以来，多种战术导弹的固体发动机壳体等结构开始使用复合材料，如美国新一代空面巡航导弹 ACMI58-JASSM为了大幅度地降低成本、减轻弹体重量，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，全弹减重了 30%，成本降低 50%。表4显示了目前几款国外导弹的发动机壳体采用了美国赫氏IM7碳纤维。
表4 碳纤维复合材料在导弹发动机壳体上的应用
3.2 发射筒
除了导弹本身，碳纤维复合材料在发射筒上也有应用，如美国 MX 和平卫士洲际战略导弹的发射筒长22.4米，直径 2.5 米，当采用传统高强钢为材料时重量超过 100 吨，使用碳纤维增强树脂基复合材料后仅 2 吨。其中碳纤维复合材料中使用了美国赫氏的AS-4型碳纤维，HBRF-55环氧树脂。我国战略导弹发射筒也采用了部分碳纤维复合材料筒段，相比铝合金部件，重量降低28%。
3.3 防热弹体蒙皮
导弹在空气中飞行时，速度接近甚至会超过声速，由于高速下气动加热，因此导弹蒙皮温度会快速升高。根据驻点温度计算公式，初步设定导弹环境温度为220K，当导弹飞行速度达4~10赫时，表面温度范围达445~3173℃（表5），而且随着马赫数的提高，表面温度急剧上升，普通金属合金难以满足要求。如美国改进型超音速海麻雀导弹在发射后8~10s，弹体蒙皮温度可达 371℃，这种环境下铝合金强度会降低 90%。
表5 不同飞行速度下的导弹表面温度
为了满足高速飞行下的蒙皮表面耐高温性能，需要采用各种不同类型的陶瓷材料及复合材料来实现防热，因此碳纤维增强陶瓷基复合材料成为了最好的选择，例如，美国X-47B高超声速飞行器使用了碳纤维/陶瓷基复合材料用来防热，最高耐热温度可达1700℃。
3.4 鼻锥和喷管喉衬
洲际导弹在最后攻击阶段需高速再入大气层，其温度在极短的时间内零下160℃急骤绝热压缩，气动加热到1700℃左右，碳/碳纤维复合材料（C/CFRP）不仅具有优异的热力学性能，而且在烧蚀过程中烧蚀率低、烧蚀均匀和烧蚀对称，保持了良好的气动外形，因此C/CFRP是制造洲际弹道导弹的鼻锥和发动机喷管等最好选材。
现役主流洲际导弹弹头鼻锥多采用 C/CFRP 材料，利用其氧化、分解和升华过程带走大量热；同时生成的多孔碳层起到隔热体的作用，阻止热量向内部传递，起到热防护作用。C/CFRP材料弹头表面流向内部的热量仅为总热量的 1-10%左右，从而保障弹头功能完好。
发动机喷管要承受高达 3500 ℃高温，由于没有冷却系统，喷管必须能够承担高温气体冲击，特别是喉衬部分。上世纪50年代的第一代喷管多采用高强石墨作为喉衬，60年代美国开始研制并使用 C/CFRP喉衬。表6显示了C/CFRP在导弹鼻锥、喷管喉衬等结构上的应用实例。
表6 碳/碳复合材料在导弹上应用
4、结束语
近年来，欧、美等先进国家航天飞行器结构系统正朝着全复合材料化方向发展，旨在进一步突出结构减重的应用目标。碳纤维复合材料显著的性能优势和潜在的轻量化能力，使其在运载火箭和导弹领域获得广泛应用，为了有效降低火箭和导弹重量，提高作战性能，预计在未来一段时间，碳纤维复合材料在该领域应用将会进一步扩大。
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