復合材料與金屬、高聚物、陶瓷并稱為四大材料。今天，一個國家或地區的復合材料工業水平，已成為衡量其科技與經濟實力的標志之一。先進復合材料是國家安全和國民經濟具有競爭優勢的源泉。到2020年，只有復合材料才有潛力獲得20-25%的性能提升。環氧樹脂是優良的反應固化型性樹脂。在纖維增強復合材料領域中，環氧樹脂大顯身手。它與高性能纖維:PAN基碳纖維、芳綸纖維、聚乙烯纖維、玄武巖纖維、S或E玻璃纖維復合，便成為不可替代的重要的基體材料和結構材料，廣泛運用在電子電力、航天航空、運動器材、建筑補強、壓力管雄、化工防腐等六個領域。本文重點論述航空航天先進樹脂基體復合材料的國內外現狀及中國的技術軟肋問題。

　　

　　1樹脂基復合材料的發展史

　　

　　樹脂基復合材料（Resin Matrix Composite）也稱纖維增強塑料（Fiber Reinforced Plastics），是技術比較成熟且應用最為廣泛的一類復合材料。這種材料是用短切的或連續纖維及其織物增強熱固性或熱塑性樹脂基體，經復合而成。以玻璃纖維作為增強相的樹脂基復合材料在世界范圍內已形成了產業，在我國不科學地俗稱為玻璃鋼。

　　

　　樹脂基復合材料于1932年在美國出現，1940年以手糊成型制成了玻璃纖維增強聚酯的軍用飛機的雷達機翼的飛機，并于1944年3月在萊特-帕特空軍基地試飛成功。1946年纖維纏繞成型技術在美國出現，為纖維纏繞壓力容器的制造提供了技術貯備。1949年研究成功玻璃纖維預混料并制出了表面光潔，尺寸、形狀準確的復合材料模壓件。1950年真空袋和壓力袋成型工藝研究成功，并制成直升飛機的螺旋槳。60年代在美國利用纖維纏繞技術，制造出北極星、土星等大型固體火箭發動機的殼體，為航天技術開辟了輕質高強結構的最佳途徑。在此期間，玻璃纖維-聚酯樹脂噴射成型技術得到了應用，使手糊工藝的質量和生產效率大為提高。1961年片狀模塑料（Sheet Molding Compound, 簡稱SMC）在法國問世，利用這種技術可制出大幅面表面光潔，尺寸、形狀穩定的制品，如汽車、船的殼體以及衛生潔具等大型制件，從而更擴大了樹脂基復合材料的應用領域。1963年前后在美、法、日等國先后開發了高產量、大幅寬、連續生產的玻璃纖維復合材料板材生產線，使復合材料制品形成了規模化生產。拉擠成型工藝的研究始于50年代，60年代中期實現了連續化生產，在70年代拉擠技術又有了重大的突破。在70年代樹脂反應注射成型（Reaction Injection Molding, 簡稱RIM）和增強樹脂反應注射成型（Reinforced Reaction Injection Molding, 簡稱RRIM）兩種技術研究成功，現已大量用于衛生潔具和汽車的零件生產。1972年美國PPG公司研究成功熱塑性片狀模型料成型技術，1975年投入生產。80年代又發展了離心澆鑄成型法，英國曾使用這種工藝生產10m長的復合材料電線桿、大口徑受外壓的管道等。從上述可知，新生產工藝的不斷出現推動著聚合物復合材料工業的發展。

　　

　　進入20世紀70年代，對復合材料的研究發跡了僅僅采用玻璃纖維增強樹脂的局面，人們一方面不斷開辟玻纖-樹脂復合材料的新用途，同時也開發了一批如碳纖維、碳化硅纖維、氧化鋁纖維、硼纖維、芳綸纖維、高密度聚乙烯纖維等高性能增強材料，并使用高性能樹脂、金屬與陶瓷為基體，制成先進復合材料（Advanced Composite Materials, 簡稱ACM）。這種先進復合材料具有比玻璃纖維復合材料更好的性能，是用于飛機、火箭、衛星、飛船等航空航天飛行器的理想材料。

　　

　　自從先進復合材料投入應用以來，有三件值得一提的成果。第一件是美國全部用碳纖維復合材料制成一架八座商用飛機--里爾芳2100號，并試飛成功。第二件是采用大量先進復合材料制成的哥倫比亞號航天飛機，這架航天飛機用碳纖維/環氧樹脂制作長18.2m、寬4.6m的主貨艙門，用凱芙拉纖維/環氧樹脂制造各種壓力容器。在這架代表近代最尖端技術成果的航天收音機上使用了樹脂、金屬和陶瓷基復合材料。第三件是使用了先進復合材料作為主承力結構，制造了這架可載80人的波音-767大型客運飛機，不僅減輕了重量，還提高了飛機的各種飛行性能。復合材料在這幾個飛行器上的成功應用，表明了復合材料的良好性能和技術的成熟，這對于復合材料在重要工程結構上的應用是一個極大的推動。

　　

　　2先進復合材料工業上通常使用環氧樹脂的品種、性能和特性

　　

　　復合材料工業上使用量最大的環氧樹脂品種是縮水甘油醚類環氧樹脂，而其中又以雙酚A型環氧樹脂為主，雙酚F型環氧樹脂（DGEBF）和雙酚S型環氧樹脂 。其次是縮水甘油胺類環氧樹脂和縮水甘油酯類環氧樹脂。其他還有酚醛環氧樹脂；間苯二酚型環氧樹脂、間苯二酚-甲醛型環氧樹脂、四酚基乙烷型環氧樹脂、三羥苯基甲烷型環氧樹脂、富有柔韌性脂肪族多元醇縮水甘油醚型環氧樹脂、環氧丙烯酸樹脂和耐候性的脂環族環氧樹脂，其可單獨或者與通用E型樹脂共混，供作高性能復合材料（ACM）。

　　

　　縮水甘油胺類環氧樹脂的優點是多官能度、環氧當量高，交聯密度大，耐熱性顯著提高。目前國內外已利用縮水甘油胺環氧樹脂優越的粘接性和耐熱性，來制造碳纖維增強的復合材料（CFRP）用于飛機二次結構材料。

　　

　　3復合材料使用的增強纖維

　　

　　復合材料所用各種纖維材料性能比較見表1。對一些材料的性能進行了比較。由表1可見，僅玻璃纖維就比金屬材料的比強度、比模量分別提高了540%、31%，碳纖維的提高則更為顯著。據文獻報道，由鍵能和鍵密度計算得出的單晶石墨理論強度高達150GPa[1]。因此碳纖維的進一步開發潛力是十分巨大的。日本東麗公司的近期目標是使碳纖維抗拉強度達到8.5 GPa、模量730 GPa。毋庸置言，碳纖維仍將是今后固體火箭發動機殼體和噴管的主要材料。

　　

　　開發碳纖維復合材料的其他應用大有作為，如飛機及高速列車剎車系統、民用飛機及汽車復合材料結構件、高性能碳纖維軸承、風力發電機大型葉片、體育運動器材(如滑雪板、球拍、漁桿)等。隨著碳纖維生產規模的擴大和生產成本的逐步下降，在增強混凝土、新型取暖裝置、新型電極材料乃至日常生活用品中的應用也必將迅速擴大[2～4]。我國為配合北京奧運會,擬大力開發新型CFRP建材及與環保，日用消費品相關的高科技CFRP新市場[5]。

　　

　　碳纖維是一種高強度、高模量材料，理論上大多數有機纖維都可被制成碳纖維，實際用作碳纖維原料的有機纖維主要有三種：粘膠纖維、瀝青纖維、聚丙烯腈纖維。當前固體火箭發動機結構件用的碳纖維大多由聚丙烯腈纖維制成[6]。

　　

　　碳纖維的開發始于二十世紀六十年代,起初用于耐燒蝕喉襯、擴張段材料，后來逐漸在其它結構件上應用。自八十年代以來，碳纖維發展較大：① 性能不斷提高；七、八十年代主要以3000MPa的碳纖維為主。九十年代初普遍使用的IM7、IM8纖維強度達到5300MPa。九十年代末T1000纖維強度達到7000MPa，并已開始工程應用。② 品種不斷增多。以日本東麗公司為例，1983年生產的碳纖維品種只有4種，到1995年碳纖維品種達21種之多。不同種類、不同性能的碳纖維可滿足不同需要，為碳纖維復合材料的廣泛應用提供了堅實基礎[5]。

　　

　　4國防、軍工及航空航天用樹脂基復合材料

　　

　　據有關資料報導，航天飛行器的質量每減少1干克，就可使運載火箭減輕500千克，而一次衛星發射費用達幾千萬美元。高成本的因素，使得結構材料質輕，高性能顯得尤為重要。利用纖維纏繞工藝制造的環氧基固體發動機罩耐腐蝕、耐高溫、耐輻射，而且密度小、剛性好、強度高、尺寸穩定。再如導彈彈頭和衛星整流罩、宇宙飛船的防熱材料、太陽能電池陣基板都采用了環氧基及環氧酚醛基纖維增強材料來制造。處于航天航空飛行及其安全的考慮所需，作為結構材料應具有輕質高強、高可靠性和穩定性，環氧碳纖維復合材料成為不可缺少的材料。

　　

　　高性能環氧復合材料采用的增強材料主要是碳纖維(CF)以及CF和芳綸纖維(K-49)或高強玻璃纖維(S-GF)的混雜纖維。所用基體材料環氧樹脂約占高性能復合材料樹脂用量的90%左右。高性能復合材料成型工藝多采用單向預浸料干法鋪層，熱壓罐固化成型。高性能環氧復合材料已廣泛應用在各種飛機上。以美國為例，20世紀60年代就開始應用硼/環氧復合材料作飛機蒙皮、操作面等。由于硼纖維造價太貴，70年代轉向碳/環氧復合材料，并得到快速發展。大致可分為三個階段。第一階段應用于受力不大的構件，如各類操縱面、舵面、擾流片、副翼、口蓋、阻力板、起落架艙門、發動機罩等次結構上。第二階段應用于承力大的結構件上，如安定面、全動平尾和主受力結構機翼等。第三階段應用于復雜受力結構，如機身、中央翼盒等。一般可減重20%～30%。目前軍機上復合材料用量已達結構重量的25%左右，占到機體表面積的80%。高性能環氧復合材料在國外軍機和民機上的應用實例較多。

　　

　　我國于1978年首次將碳-玻/環氧復合材料用于強-5型飛機的進氣道側壁。據有關會專家介紹，20世紀80年代在多種軍機上成功地將C/EP用作垂直安定面、舵面、全動平尾和機翼受力盒段壁板等主結構件。

　　

　　宇航工業中除燒蝕復合材料外，高性能復合材料應用也很廣泛。如三叉戟導彈儀器艙錐體采用C/EP后減重25%～30%，省工50%左右。還用作儀器支架及三叉戟導彈上的陀螺支架、彈射筒支承環，彈射滾柱支架、慣性裝置內支架和電池支架等55個輔助結構件。由于減重，使射程增加342km。德爾塔火箭的保護罩和級間段亦由C/EP制造。美國衛星和飛行器上的天線、天線支架、太陽能電池框架和微波濾波器等均采用C/EP定型生產。國際通訊衛星V上采用C/EP制作天線支撐結構和大型空間結構。宇航器“空中旅行者”的高增益天線次反射器和蜂窩夾層結構的內外蒙皮采用了K-49/EP。航天飛機用Nomex蜂窩C/EP復合材料制成大艙門，C/EP尾艙結構壁板等。

　　

　　4.1 國內外發展現狀及趨勢

　　

　　航天高新技術對航天先進復合材料的要求越來越高，促使先進復合材料向幾個方向發展：① 高性能化，包括原材料高性能化和制品高性能化。如用于航空航天產品的碳纖維由前幾年普遍使用的T300已發展到T700、T800甚至T1000。而一般環氧樹脂也逐步被韌性更好的、耐溫更高的增韌環氧樹脂、雙馬樹脂和聚酰亞胺樹脂等取代；對復合材料制品也提出了輕質、耐磨損、耐腐蝕、耐低溫、耐高溫、抗氧化等要求。② 低成本化，低成本生產技術包括原材料、復合工藝和質量控制等各個方面。③ 多功能化，航天先進復合材料正由單純結構型逐步實現結構與功能一體化，即向多功能化的方向發展。

　　

　　碳纖維增強復合材料(CFRP)是目前最先進的復合材料之一。它以其輕質高強、耐高溫、抗腐蝕、熱力學性能優良等特點，廣泛用作結構材料及耐高溫抗燒蝕材料,是其它纖維增強復合材料所無法比擬的。

　　

　　4.2用于固體發動機殼體的樹脂基體

　　

　　環氧樹脂由于力學、熱學性能優異，電氣性能優良，耐化學介質性、耐候性好及工藝性優良等優點，數十年來一直是固體火箭發動機復合材料樹脂基體的主體，預計今后相當長時間內仍將如此。環氧樹脂的缺點是耐沖擊損傷能力差，耐熱性較低(<170℃)，在濕熱環境下力學性能下降明顯。這些年來環氧樹脂的發展經歷了剛性環氧→柔性環氧→剛性環氧的過程。但居主導地位的一直是剛性雙酚A二縮水甘油醚型環氧樹脂。如美國“三叉戟-1”、“三叉戟-2”導彈以及“飛馬座”火箭采用的HBRF-55A配方就以E-PON826為主。多年來各國都在通過加入柔性單元改進環氧樹脂的韌性，通過加入新型剛性鏈單元結構或使用芴型芳香胺固化劑來提高耐熱性，并分別取得了預期的效果[7，8]。

　　

　　4.3用于固體發動機噴管的耐熱樹脂基體

　　

　　耐高溫結構復合材料用的新型熱固性樹脂一般指芳雜環高聚物,如聚酰亞胺、聚苯砜等，它們的耐熱性比改性環氧和多官能團環氧更高，其中聚酰亞胺是目前耐熱性最好、已實現工業化生產的重要品種。聚酰亞胺中的雙馬來酰亞胺(BMI)既具有聚酰亞胺耐高溫、耐濕熱、耐輻射的特點，又有類似于環氧樹脂較易加工的優點。但缺點是熔點高、溶解性差、脆性大，如HexcelF650是成熟的第二代BMI樹脂。在非常潮濕的情況下，最高連續使用溫度為204.4℃，采用HexcelF650基復合材料的導彈經噴氣式戰斗機超聲速沖刺后，能承受比預料更嚴酷的熱環境。如能應用于固體發動機殼體，對其綜合性能的提高十分有利。目前的主要問題是BMI的固化溫度(約300℃)和固化壓強(約1.5MPa)均比較高，使纏繞型組合芯模和殼體內絕熱層難以承受[6，9，10]。

　　

　　氰酸酯樹脂(CE)是二十世紀八十年代開發的一類新型樹脂。主要用途有：高性能印刷電路板、高性能透波結構材料(如雷達罩)、航空航天用高韌性結構復合材料。最早應用于宇航領域的商品化氰酸酯基復合材料為美國Narmco公司的R-5254C，它是碳纖維增強的CE與其它樹脂的混合物。隨后,一些供應CE基復合材料預浸料的公司，在CE中加入玻璃化溫度高于170℃的非晶態熱塑性樹脂如聚碳酸酯(PC)、聚砜(PS)、聚醚砜(PES)等，使CE保持優良耐濕熱性能和介電性能的同時，沖擊后壓縮強度(CAI)值達到240~320MPa，其使用溫度與改性后的PI、BMI相當。如Ciba-geigy生產的ArocyL-10和RTX366的熔融物粘度極小，只有0.1Pa·s，特別適用于纖維速浸法制預浸料，在SRM研制中有著廣闊的應用前景。“YLA公司”使用XU71787-07試制成碳纖維增強預浸料，經質量評估認為可制作衛星天線[11~13]。

　　

　　液晶聚合物是熱塑性樹脂中較為獨特和優異的一類，目前主要有芳族均聚酯和共聚酯。它們是一種自增強材料，高分子主鏈是由剛性或半剛性鏈段和柔性鏈段通過分子裁剪設計而成，在熔融狀態呈液晶態，在冷卻過程中這種有序性保留，使材料獲得優異的力學性能。典型牌號有美國的Vectra樹脂,Ekond樹脂等。液晶聚合物既可以單獨成型(如美國在1990年研制了所有結構部件均由液晶聚合物制作的固體火箭發動機)，也可以作為復合材料的樹脂基體。通過注塑、模壓、擠壓成型、或制成帶狀、薄膜狀材料纏繞成型發動機殼體[14，15]。

　　

　　國內外噴管用樹脂基防熱材料的發展經歷大致相同，從玻璃/酚醛、高硅氧/酚醛到碳/酚醛、碳/聚芳基乙炔，從單功能到多功能、低性能到高性能，樹脂體系經歷了從酚醛樹脂、改性酚醛樹脂到高性能樹脂。目前對聚苯并咪唑、聚喹口惡啉、聚苯并唑、聚苯并噻唑、聚芳基乙炔等高性能樹脂的應用研究已成為熱點,是樹脂基防熱材料發展的方向。由于碳/酚醛復合材料具有生產周期短、制造成本低、性能適中等特點，是目前固體發動機噴管燒蝕防熱材料中廣泛使用的材料之一，主要用在如噴管擴張段一類受熱流強度較低的部件上；又因其價格低廉，甚至在美國航天飛機助推器的噴管喉襯上也使用碳/酚醛材料。國外典型的碳/酚醛材料有FM5055、MX4957A等牌號，所用酚醛樹脂多以Ba(OH)2、NH4OH等為催化劑合成。酚醛樹酯雖耐燒蝕性優良，但重現性不好，燒蝕可預示性差[1，16]。

　　

　　酚醛樹脂典型的改性途徑有共聚改性，包括引進氰基、硼元素、芳環有機硅，以及采用二苯醚甲醛樹脂、芳烷基甲醛樹脂改性等；如氰基酚醛樹脂的熱氧化穩定性明顯提高，分解溫度達440℃，1000℃下的產炭率達68%~70%。為了使酚醛樹酯獲得更高性能，我國廣大科技工作者在酚醛樹脂改性方面做了大量的研究工作，相繼開發了硼酚醛、鉬酚醛、高成碳酚醛等新型酚醛樹脂。

　　

　　聚芳基乙炔(PAA)是一種最有可能取代酚醛樹脂作為燒蝕防熱材料基體的樹脂。它是一種僅含碳元素和氫元素的高度交聯的芳族亞苯基聚合物，由二乙炔基苯和苯乙炔聚合而成。理論成炭率高達90%；聚合時無低分子副產物逸出；樹脂吸水率極低，僅為0.1%~0.2%，遠遠低于酚醛樹脂的5%~10%。

　　

　　PAA最主要的優點是玻璃化溫度極高，燒蝕重現性好，高溫力學性能保持率高。美國宇航公司用T300和PAA制作的復合材料試件。室溫下層間拉伸強度為5.3MPa，400℃時降為1.4MPa；標準碳/酚醛(FM5055)制作的室溫層間拉伸強度僅為4.2MPa；260e時已下降到0.3MPa[1]。我國華東理工大學已能制備出應用于航天領域的耐燒蝕PAA樹脂，樹脂成碳率達85%。航天四院43所進行了聚芳基乙炔樹脂成碳率、復合工藝性能、力學性能等方面的探索性研究，試驗表明，碳/聚芳基乙炔復合材料成碳率、耐燒蝕性能遠遠優于迄今已應用的碳/酚醛復合材料。目前存在的主要問題是PAA的多苯環結構所引起基體性脆以及PAA與碳布浸潤性差帶來的復合材料層間力學性能不佳。

　　

　　碳纖維復合材料因其較高的比強度、比模量在國外先進戰略、戰術固體火箭發動機方面應用較多，新型陸基機動固體洲際導彈一、二、三級發動機殼體、新一代中程地地戰術導彈發動機殼體。如美國“侏儒”小型地對地洲際彈道導彈三級發動機燃燒室殼體由IM-7碳纖維/HBRF-55A環氧樹脂纏繞制作,殼體容器特性系數PV/W≥39KM；三叉戟(D5)第一、二級固體發動機殼體采用碳/環氧制作,其性能較凱芙拉/環氧提高30%[17～20];“愛國者”導彈及其改進型,其發動機殼體開始采用D6AC鋼,到/PAC-30導彈發動機上已經采用了T800纖維/環氧復合材料;此外,由美國陸軍負責開發的一種新型超高速導彈系統中的小型動能導彈(CKEM),其殼體采用了T1000碳纖維/環氧復合材料,使發動機的質量比達到0.82。美國的戰略導彈“侏儒”三級發動機殼體，“三叉戟”一、二、三級發動機殼體的復合材料裙，民兵系列發動機的噴管擴張段，部分固體發動機及高速戰術導彈如美國的THAAD、ERINT等。從二十世紀六十年代末開始，航天領域中以S玻纖和Kevlar-49纖維復合的金屬內襯輕質壓力容器逐漸取代傳統的全金屬壓力容器。美國在1975年開始了輕質復合材料氣瓶及儲箱研制，采用S-玻纖/環氧、Kevlar/環BADCy/E-51/線性酚醛樹脂氧纏繞復合材料。隨著碳纖維性能提高及成本大幅度下降，碳纖維與低成本鋁內襯制造技術相結合，使得費用低、質量輕、性能高、可靠性好的高壓容器的生產成為現實。表2是美國SCI(Structural Composites Industries)生產的兩種金屬內襯碳纖維纏繞壓力容器材料及性能比較情況。由表2看出,目前空間用復合材料基體主要采用環氧樹脂。

　　

　　此外,國外以復合材料取代金屬制造空間飛行器(衛星、空間站、航天飛機等)構件目前已取得一定程度的應用。表3是國外復合材料在空間飛行器上的一些應用情況[18~20]。

　　

　　由于碳纖維的密度、耐熱性、剛性等方面的優勢，增強纖維以碳纖維為主。碳纖維復合材料在空間技術上的應用，國內也有成功范例，如我國的第一顆實用通信衛星應用了碳纖維/環氧復合材料拋物面天線系統；第一顆太陽同步軌道“風云一號”氣象衛星采用了多折迭式碳纖維復合材料剛性太陽電池陣結構等。

　　

　　隨著航空航天工業的迅速發展，對材料的要求也日益苛刻，一個國家新材料的研制與應用水平，在很大程度上體現了一個國家的國防和科研水平，因此許多國家都把新材料的研制與應用放在科研工作的重要地位。

　　

　　4.4火箭發動機殼體用韌性環氧樹脂基體

　　

　　為了適應航空航天領域日益苛刻的要求，通用環氧樹脂已不能滿足要求，世界各國都在致力于開發各種高性能環氧樹脂，以便于開發同高性能增強材料（如芳綸、碳纖維等）相匹配的樹脂體系。

　　

　　但總結起來，大都是在保證環氧樹脂優異的工藝性的前提下，實現環氧樹脂的多官能化，以改善其固化物的耐熱性和粘接性。

　　

　　比較常用的有4，4‘-二氨基二苯甲烷四縮水甘油胺（TGDDM），鑒于性能價格比，它可能是最實用的高性能環氧樹脂。它具有優良的耐熱性，長時高溫性能和機械強度保持率，固化收縮低，化學和輻射穩定性好，還可用于高性能結構膠粘劑，結構層壓板和耐高能輻射材料，國內外有許多學者從事TGDDM環氧體系的研究與開發工作，并取得了較大成績。

　　

　　特別值得指出的是，我國科技工作者經多年研究，開發了商品名為TDE-85的三官能團環氧樹脂，其化學名為4，5-環氧己烷-1，2-二甲酸二縮水甘油酯，其分子中含有兩個反應活性高的縮水甘油酯基和一個反應活性與前者差別很大的脂環環氧基。該樹脂是一種工藝性、耐熱性均很優異的高性能環氧樹脂，西北工業大學、哈爾濱玻璃鋼研究所等單位用TDE-85環氧樹脂為基體材料制作的復合材料，應用在某些有特殊需要的產品上已獲得令人滿意的結果。

　　

　　以碳纖維為增強劑的先進樹脂基復合材料是航空航天工業中最重要材料之一。飛行器減重仍然是今后面臨的關鍵問題。此外，對包括飛行器在內的許多國防裝備的隱身也是需要解決的另一關鍵問題。因此，對先進復合材料，不僅要求其具有高的比強度、比模量和韌性，而且要求具有隱身性能，即兼有結構及功能性能。發展先進復合材料關鍵之一是開發綜合性能優異的樹脂基體。目前研究樹脂基體主要目標是：

　　

　　a. 高韌性的樹脂基體，如復合材料的沖擊后壓縮強度(CAl)>300 MPa的樹脂基體。

　　

　　b. 具有高透波率的樹脂基體，其tan&約0.3X 10-2。

　　

　　c. 吸收雷達波的樹脂基體。

　　

　　d. 耐熱300℃以上的樹脂基體。

　　

　　e. 適用于RTM等新型工藝的樹脂基體。

　　

　　其中，a、b、d和e已研制成功，但我國尚有一定差距。c仍為空白。研究和開發樹脂基體的途徑是以原有樹脂改性為主，合成新品種并重。

　　

　　環氧樹脂由于性能優異,數十年來一直是火箭發動機殼體用復合材料樹脂基體的主體,預計今后相當長時間內仍將如此.這些年來曾經歷過剛性環氧-柔性環氧-剛性環氧的再認識過程,但居主導地位的一直是剛性雙酚A二縮水甘油醚的環氧混合物。環氧樹脂的固有缺點是耐沖擊損傷能力差,耐熱性能也較低(小于170℃),火箭發動機在高速下飛行,外表面必須良好絕熱,以防御氣動加熱影響,這樣則加大了發動機的惰性質量。多年來各國都在努力改進環氧樹脂性能,例如提高韌性或耐熱性，以不斷提高發動機的性能。許多研究工作表明環氧樹脂改進仍有很大潛力。

　　

　　4.4.1橡膠類彈性體增韌環氧樹脂

　　

　　這一類最常用的是液體橡膠。橡膠改性劑（彈性體）通常帶有活性端基（如羧基、羥基、氨基等）與環氧基反應形成嵌段。在樹脂固化過程中，這些橡膠類彈性體嵌段一般能從基體中析出，在物理上形成兩相結構，其斷裂韌性GIC比未增韌的樹脂有很大幅度的提高。研究表明，正確控制反應性橡膠與環氧樹脂體系中的相分離過程是增韌能否成功的關鍵。

　　

　　4.4.2熱塑性工程塑料增韌環氧樹脂

　　

　　80年代又興起用耐熱性強韌性熱塑性樹脂來增韌環氧樹脂。這些熱塑性樹脂本身具有良好的韌性，而且模量和耐熱性較高，作為增韌劑加入到環氧樹脂中同樣能形成顆粒分散相，它們的加入使環氧樹脂的韌性得到提高，而且不影響環氧固化物的模量和耐熱性。但熱塑性樹脂的加入，往往導致體系的粘度增大，且增韌的效果在一定范圍內隨添加量增大而增大，這給這類樹脂的工程應用帶來了諸多難題，尤其是諸如火箭發動機殼體的纏繞成型工藝，但熱塑性樹脂還是一種很有前途的環氧增韌劑。

　　

　　近年來發展了用耐熱性高、力學性能良好的熱塑性工程塑料來增韌熱固性樹脂，如聚醚砜、聚碳酸酯、聚醚醚酮和聚酰亞胺。從而在不降低體系的玻璃化溫度、強度和硬度等優點的情況下改善高交聯體系的韌性。八十年代初首次報道用Ultem1000a聚醚酰亞胺(PEI)改性環氧樹脂的研究。李善君等合成了一系列與環氧樹脂具有良好相容性的結構新穎的可溶性聚醚酰亞胺PEI。在Epon-828和TGDDM環氧樹脂體系中取得了非常優異的增韌效果。材料斷裂能提高5倍,模量和玻璃化溫度維持不變[21，22]。以少量組分的聚醚酰亞胺PEI構成網狀連續相而形成了“雙連續”和“相反轉”的相結構。因此控制體系的相結構成為制備高性能復合材料基體樹脂和粘合劑的重要手段。在此基礎上，深入開展了新穎聚醚酰亞胺對熱固性樹脂的增韌改性研究[23~27]。通過對聚合反應誘導相分離規律的研究和應用，研究固化反應和相分離速度的各種影響因素，了解相分離所遵循的動力學模型，控制分相條件，成功獲得了高強度耐熱性能優良的、能適用于航空航天工業的高性能基體樹脂。

　　

　　4.4.3熱致性液晶聚合物增韌環氧樹脂

　　

　　液晶聚合物（LCP）中都含有大量的剛性介晶單元和一定量的柔性間隔段，其結構特點決定了它的優異性能。它在加工過程中受到剪切力作用具有形成纖維狀結構的特性，因而能產生高度自增強作用。TLCP增韌環氧樹脂的機理主要為裂紋釘錨作用機制。少量TLCP原纖存在可以阻止裂紋發展，提高了基體的韌性，而材料的耐熱性及剛度則基本不損失。隨著研究的進展，熱致性液晶聚合物增韌環氧樹脂作為一種新的技術，必將在工程應用中發揮重要的作用。

　　

　　4.4.4改變交聯網絡的化學結構增韌環氧樹脂

　　

　　增韌的根本潛力在于提高基體的屈服形變能力。有關這方面的研究主要集中在，在保證基體達到一定的熱變形溫度下，盡可能多地在其分子結構中引入柔性段。具體地說，可以通過加第二組分或改變固化劑兩種方法來實現。鑒于我們采用環氧樹脂作纖維纏繞殼體用樹脂主要是因為其良好的粘接性和優異的工藝性，故選用合適的增韌劑以改變體系的結構作為一種廉價、易行的方法，在工程中將有很廣闊的應用前景。

　　

　　4.5火箭發動機殼體用耐熱增韌改性環氧樹脂基體

　　

　　4.5.1氰酸酯改性環氧樹脂

　　

　　氰酸酯改性環氧樹脂是一種新型的高性能復合材料基體，同環氧樹脂相比，具有優良的介電性能、耐濕熱性能，同氰酸酯樹脂相比，其性能／價格比更好，并在某些性能上超過氰酸酯樹脂（如吸濕性和韌性），同時具有良好的加工性能。氰酸酯改性環氧樹脂主要用作復合材料共聚預浸料和高性能復合基體材料。現在大多數商品化的氰酸酯樹脂是氰酸酯／環氧樹脂。以改性環氧樹脂為樹脂基體制備的復合材料具有良好的鋪覆性和貯存穩定性，其復合材料板材具有優異的力學性能、耐熱性和耐濕性［28］。氰酸酯改性環氧樹脂能形成有工程實用價值的新型材料樹脂基體，這類樹脂基體主要用于飛機艙內材料／飛機發動機用管材、透平機用樹脂基復合材料、摩擦材料和復合材料等，因此在電子元器件、電絕緣涂料、航空材料、纖維填充材料等方面有廣闊的應用前景［29］。在國外，氰酸酯改性環氧樹脂廣泛應用于航天航空、電子電氣、機電、機械等眾多領域。我國在應用方面的研究報道并不多［30~37，38～44］ ，且多集中在電路板研制領域。據報道［29］以氰酸酯改性的環氧樹脂覆銅板，可有效提高覆銅板的電性能，其性能超過了ＦＲ－４標準環氧樹脂覆銅，能夠滿足現代工業要求。

　　

　　4.5.2雙馬來亞胺樹脂改性環氧樹脂復合材料

　　

　　隨著航空航天工業的發展,對復合材料的性能要求越來越高，高性能復合材料需要高性能樹脂作基體樹脂。通常高性能樹脂基體具有特殊的化學結構和成型特性，在高溫下具有高的尺寸穩定性、優異的熱氧化穩定性、低吸濕性、耐磨性、耐輻射、優異的綜合力學性能。

　　

　　以高性能樹脂為基體的復合材料能在高溫氧化、腐蝕等惡劣環境下作為結構材料長期使用。以環氧樹脂為基體的復合材料已不能滿足高性能要求，聚酰亞胺樹脂以其優異的耐熱性和良好的力學性能、介電性能、耐濕熱性、抗輻射性等特點作為環氧樹脂的改性材料得到了廣泛地關注[45]。

　　

　　采用芳香族二胺和BMI樹脂共改性環氧樹脂在耐熱性、力學性能、介電性能保相對穩定的同時，改善其工藝性和韌性。環氧、二胺、雙馬來酰亞胺與7628M玻璃布復合板的性能見表4。以二氨基二苯甲烷、雙馬來酰亞胺樹脂共同改性的環氧樹脂在常溫下為棕色透明液體(溶劑為二甲基甲酰胺)，在室溫下存放時間長;以此樹脂為基體制得的玻璃纖維布預浸料具有良好的儲存穩定性；復合材料具有優異的力學性能、耐熱性、耐濕熱性能和介電性能，可廣泛地應用于高性能結構材料領域。

　　

　　BMI/DDM/EP/2MZ體系可使固化反應的溫度降低，成型工藝性好，固化產物增韌效果明顯，以其為基體制作的玻璃纖維復合材料具有優良的力學性能，在150℃的高溫強度保留率達80%以上。

　　

　　該復合材料是一種性能較好成本較低的耐高溫復合材料可廣泛用于國民經濟各領域[46，47]。

　　

　　針對環氧樹脂(EP)耐濕熱性差和韌性不足的缺點，用雙馬來酰亞胺(BMI)對常用的芳香族二元胺(DA)固化劑進行擴鏈改性，研究了改性4,4′-二氨基二苯砜(DDS)固化劑，對7種環氧樹脂固化物的力學性能、熱性能和工藝性能的影響，優化出一種BMI改性環氧樹脂基體，改性樹脂澆鑄體韌性好，耐熱性高：斷裂韌性GIC 195J/m2；斷裂延伸率3.37%；Tg218℃；135℃彎曲強度保持率72.2%；沸水飽和吸濕率3.3%；其碳纖維復合材料綜合性能良好，斷裂韌性高，耐濕熱性好，橫向拉伸強度75.5MPa，層間斷裂韌性GIC267J/m2；135℃濕態彎曲強度保持率70.5%；132℃濕態層間剪切強度保持率49.5%[48]。

　　

　　4.5.3用于基體樹脂基復合材料的耐熱增韌改性劑 — 烯丙基苯基化合物

　　

　　二烯丙基雙酚A (DABPA) 是烯丙基苯基化合物的一種，其最主要的用途是作環氧樹脂等反應固化性樹脂的耐熱增韌改性劑。其結構如右式：自從1984年美國Ciba-Geigy公司推出其優秀品牌Xu292 ( Matrimid5292 ) [49]以來，因其性能和工藝頗佳引起國內外高度重視，成為耐熱高韌性基體樹脂研究熱點。這個樹脂體系的主要料就是DABPA通過與雙馬來酞亞胺(BMI)共聚，使質脆的BMI樹脂的斷裂韌性顯著提高，使BMI型樹脂基復合材料很快實現了實用化，其構件已在F-22等先進戰斗機的主承力部位得到應用。我國的這類BMI型基體及其復合材料的研究，已達到較高水平并開始了實用化，為BMI和環氧等基體樹脂的研制和生產提供優質的國產配套材料。

　　

　　4.6巡航導彈、超聲速巡航導彈、高超聲速巡航導彈樹脂基結構復合材料[50]

　　

　　從2007年開始，樹脂基結構復合材料在國內巡航導彈領域迎來了重大的發展契機，以下一代巡航導彈、超聲速巡航導彈、高超聲速巡航導彈為先鋒的新型導彈武器研究工作全面啟動，在耐高溫、大射程、輕質化，樹脂基結構復合材料在巡航導彈結構件上的發展突飛猛進，越來越多的結構部件復合材料化，復合材料應用比例的高低已成為衡量新一代巡航導彈先進水平的一個重要標尺。

　　

　　樹脂基復合材料在航天結構件上的應用主要有兩大陣地：戰略導彈和巡航導彈。一直以來，對戰略導彈及運載火箭領域的樹脂基復合材料開展的研究較多，但對以巡航導彈為代表的戰術導彈卻少有涉及。然而，巡航導彈卻是未來航天領域樹脂基復合材料大范圍應用的最廣闊舞臺之一。新一代巡航導彈發展的趨勢是：射程遠、速度快、命中精度高、突防能力強等。這就要求導彈輕質化、高精度、高可靠、低目標特征、低成本等。這些需求帶動了低成本結構復合材料、耐高溫結構復合材料、結構/功能一體化復合材料的迅速發展。

　　

　　在樹脂基復合材料中，環氧樹脂（EP）是巡航導彈彈體結構所用復合材料中最主要的基體材料，在所有樹脂基復合材料結構中所占的比例高達90％。但隨著飛行速度的提高，超聲速巡航導彈研究的日益深入，目前樹脂基復合材料的研究重點已由環氧樹脂向雙馬來酰胺（BMI）、聚酰亞胺（PI）樹脂、氰酸酯樹脂轉移。Bryte公司最近開發了一系列氰酸酯樹脂基體，玻璃化轉變溫度達335℃，短時工作溫度達300℃，可以代替BMI和聚酰亞胺，氰酸酯樹脂已成為未來結構/功能一體化的有力候選材料，可以作為超聲速巡航導彈復合材料舵面和彈體通常選用的樹脂。

　　

　　雷錫恩導彈系統公司試圖在超聲速巡航導彈研制中確定BMI作為選用的樹脂。PMR型聚酰亞胺復合材料在國外的超聲速巡航導彈的彈體結構上已經得到廣泛應用，利用PI在400℃下良好的承載/透波能力，超聲速巡航導彈的耐高溫天線罩主要采用了PI作為基體材料，而在美國的“X-43高超聲速飛行器”研究過程中，PI復合材料以優異的綜合性能成為彈體主承力結構最有力的競爭者。而在樹脂基結構復合材料的成型技術方面，國外的巡航導彈已普遍采用了先進的低成本制造技術，如樹脂轉移成型（RTM）、真空輔助樹脂轉移成形（VARTM）、樹脂膜熔漬工藝（RFI）、纖維鋪放技術和熱固化工藝、共注射樹脂轉移（CIRTM）等技術。

　　

　　4.7防彈結構復合材料[51,52]

　　

　　由于東歐政治和經濟的變革，以及越來越頻繁的過境暴力犯罪，使得子彈和碎片防護結構的需求急劇上升。軍事用途防御設備的開發，不能僅僅是部分應用于民用領域。樹脂基復合材料在高性能設備方面具有越來越多的用途[82,83]。其中一個最重要的應用是，它們可為彈道沖擊提供有效的保護。這種材料可以顯著吸收子彈頭的動能，且還具有高的比強度和比剛度。我們的研究目標是開發出能夠吸收高沖擊能，可用于防彈門和結構生產，或能加強在建及已使用結構的剛性復合材料板材。

　　

　　Bay Zoltan 科學技術研究院的Gabriella Faur-Csukat研究了碳纖維、玻璃纖維（E－和S－型）、芳綸纖維、聚乙烯纖維織物增強不同環氧樹脂復合材料的力學性能和彈道性能。用低速（卻貝和落錘試驗）和高速（兩個不同口徑彈道）沖擊試驗檢驗了手糊樣品的性能。研究發現，復合材料的能力吸收容量受增強纖維性能、織物結構和樹脂彈性的顯著影響

　　

　　4.8  先進戰斗機用復合材料樹脂基體[53]

　　

　　在Narmco公司研制的雙馬來酰亞胺樹脂系列中，以5250頗受重視。Rigidite 5250-2被美國YF-22戰斗機(即F22原型機)所選用。525Q-4正式被F-22戰斗機型號接納。占F-22飛機結構23.5%的先進復合材料結構，包括幾乎所有的外部蒙皮和某些框、梁和骨架，其基體材料是5250-4雙馬來酞亞胺樹脂，并以5050-4/A S-4體系為主，對要求高抗損傷的少數部位則采用5250-4/IM-7體系。

　　

　　Rigidite 5250-4是一種耐濕、抗沖擊、耐高溫的一種優質基體樹脂，其剛性和濕熱性能均優于5245C。與其他樹脂體系一樣，許多復合材料的力學性能、沖擊韌性與成型固化條件有關。按F-22飛機結構復合材料件實際成型所采用的規范所測數據均為吸濕后狀態，吸濕條件是在71℃水中浸泡2周，并于82℃下測定。

　　

　　碳纖維復合材料系5250-4/IM-7層壓板為由24層準備向同性取向鋪迭而成，采用6.7kJ/m能量落錘沖擊，隨后壓縮直至破壞，試樣與試驗按波音標準(BMS-276C)進行,固化條件為F-22復合材料結構件實際采用的固化規范，相對應的沖擊壓縮強度(CAl)值165MPa。5250-4純樹脂性能見表5。表5中樹脂的固化條件是177℃/6 h和隨后的227℃/12 h的后固化，從表中可見經上述規范處理的樹脂其彈性模量高，剛性較好，熱變型溫度高、耐溫性好。5250-4復合材料的高溫性能非常突出。

　　

　　5250-2碳纖維復合材料在濕態環境下仍有高的壓縮強度，以相同纖維層數(24層)，相同纖維取向(準各向同性)，相近纖維體積分數(60%～62%)與5245C和5208(四官能團環氧)相比較，見圖1。

　　

　　4.9航天器用外熱防護涂層材料

　　

　　固體火箭發動機的外防護主要包括氣動熱蝕防護和發動機燃氣防護兩部分。氣動熱蝕防護主要以樹脂基復合材料為主,如法國宇航公司為戰略導彈研制的防熱涂料,主要成分為硅樹脂和中空二氧化硅顆粒,是一種導熱系數0.1~0.15w/(m k),密度0.6g/m3的可噴涂涂層[54];俄羅斯研制的C-300導彈使用了牌號為ВЩ 027的防熱涂層材料,大型“質子號”運載火箭使用了以氯磺化聚乙烯彈性體為基體,加入不同填料及輕質中空微球[55,56]的外熱防護材料;美國的氣動熱蝕防護材料品種較多,廣泛應用于航天飛機和導彈等航天產品,其基體材料主要為環氧樹脂、氯磺化聚乙烯、酚醛、環氧-聚氨酯、聚硫-環氧和硅橡膠等,美國公司生產的供宇宙飛船及重返大氣設備表面用耐燒蝕防熱涂層,使用的基體是雙組分室溫硫化硅橡膠[57]。

　　

　　4.10 飛機結構受力構件用的高性能環氧樹脂復合材料

　　

　　4.10.1 T-300/4211體系

　　

　　它是北京航空材料研究所和北京航空工藝研究所1984年研制成功的。4211環氧基體由648酚醛環氧樹脂和BF3·MEA組成。交聯密度大，彈性模量較高，耐熱性好，其突出優點是有良好的工藝性，預浸料可在室溫下存放。缺點是脆性大，對濕熱敏感。T-300/4211復合材料可在120℃以下使用。已用于幾種型號飛機的垂直安定面，飛機進氣道外側壁板等。

　　

　　4.10.2  T-300/5208體系，它是美國Narmco公司1972年研制成功的。5208基體由4，4’-二氨基二苯甲烷四縮水甘油胺環氧樹脂(TGDDM)和4，4’-二氨基二苯砜(DDS)組成。該體系的性能好，能在177(下使用，因而美國絕大多數飛機復合材料結構件都采用碳纖維和5208或5208同系樹脂體系制成。5208被稱為第一代樹脂基體。類似的體系還有美國Fiberite公司的934，美國Hercules公司的3501，(此二體系中加有BF3·MEA)，我國北京航空材料研究所的5222，Hexcel公司的F263，日本東麗公司的3601，三菱公司的A401，東邦公司的1101等。所用的TGDDM樹脂有：Ciba公司的MY-720，Reichhold公司的37-106，日本的Epiclon 430，Glyamine 120，YH-343，ELM-434及我國上海合成樹脂研究所的AG-80等。

　　

　　這些牌號的TGDDM樹脂的平均相對分子質量和極性不完全相同，因此在性能上也有些差異。T300/5208復合材料耐熱性及力學性能好，尤其是層剪性能優異。可在-55～177℃使用。預浸料的鋪覆性好，使用期長。其缺點是吸水性大，在濕熱條件下Tg、模量及壓縮強度下降嚴重；韌性差，復合材料90。方向的延伸率小，層間剝離強度低，耐沖擊性能差，尤其是沖擊后壓縮強度CAI(Compression after impact)低，對缺口敏感性大，不能滿足飛機主受力結構件的要求。T-300/934復合材料是波音公司廣泛用于民機上的環氧結構復合材料。

　　

　　為了提高基體的韌性達到主受力結構復合材料的要求，主要從以下幾方面進行改進。通過增加交聯點間的距離來增加固化物的延伸性，開發出了一些新型高韌性環氧樹脂和固化劑。但韌性的增加往往伴隨著耐熱性的降低。另一種方法是用橡膠增韌環氧樹脂。能顯著提高基體的韌性和CAI。但其耐熱性、耐濕熱性往往會下降。第三種方法是用熱塑性耐熱樹脂來增韌環氧樹脂。不僅能提高基體的韌性、復合材料層間性能和CAI，同時其耐熱性不降低，甚至還有所增加。為了提高環氧樹脂與熱塑性樹脂的界面性能，可選用末端為氨基的聚醚砜和聚醚酮以及末端為環氧基的聚醚砜等。被稱為第二代樹脂體系。如BASF/Narmco公司的Rigidite X5255-3的CAI高達345MPa；Toray-Hexcel公司的3900-2/T800H的CAI為368MPa；ICI-Fiberite公司的977-1/IMT的CAI為348MPa；我國北京航空材料研究院研制的熱塑性樹脂增韌環氧樹脂復合材料T-300/5228和T800/5228的CAl分別為190MPa和250MPa，在濕熱條件下的使用溫度為130℃。

　　

　　改進基體耐濕熱性的途徑是盡量減少基體中的極性基團(如羥基等)以及引入脂環和雜環結構。

　　

　　4.10.3  T-300/LWR-1體系

　　

　　它是北京航空工藝研究所和黑龍江石化所1989年研制成功的。LWR-1基體由E-54，DDS及促進劑組成，它可中溫(120～130℃)固化。具有良好的耐濕熱性能。可在80C以下使用。已用于前機身。

　　

　　4.10.4  T-300/914C體系

　　

　　它是目前歐洲空中客車飛機和海豚直升機等廣泛使用的高性能環氧復合材料。914C是一種改性環氧樹脂。T-300/914C預浸料由Ciba公司生產。T-300/914C復合材料的性能與T-300/5208復合材料相當。可在-50～180℃使用。

　　

　　目前我國環氧樹脂在微膠囊技術，帶壓粘接堵漏技術和單組分包裝技術上已得到廣泛的應用。一種鈦材經磷酸鹽氟化物處理后，涂布底膠待部分固化后，用FM一73(改性環氧膠)粘接，其剪切強度(－40℃)也可達到35.8MPa。這種環氧膠目前國外已廣泛用于飛機、宇航飛船機體及表皮。美國第四代戰斗機主體材料就是采用二氨基二苯砜(DDS)固化的二胺基二苯甲烷四官能環氧樹脂(TGDDN)復合材料。另外，二異丙四縮水甘油胺環氧樹脂(HPTl071)與芴型二縮水甘油醚環氧樹脂也因具有較高熱性能，而被視為21世紀飛機結構材料之一。美國F／A-14型戰斗機的主體機翼結構系采用碳纖維-環氧樹脂復合材料。我國上海MD-90雙噴氣客機推力裝置短艙壁板等部件也是采用英國Westlant Gvond公司生產的碳纖維—環氧樹脂復合材料。實踐證明，采用熱塑性樹脂來改性環氧樹脂可改進其韌性，提高復合材料的綜合性能。一種采用納米蒙脫土作為填料，通過插層復合的方法可制備出一種納米蒙脫土／環氧樹脂膠粘劑，其涂層綜合性能要比純環氧樹脂膠粘劑性能好的多。這些領域已得到國內高度重視，并進入了開發或應用階段。

　　

　　4.11碳纖維增強樹脂基復合材料在航空航天中的其它應用

　　

　　復合材料正在迅速發展成為航天航空工業的基本結構材料。高性能聚合物基復合材料在航空航天工業的用量占其全部用量的80%。由于碳纖維具有高比強度、比模量、低熱膨脹系數和高導熱性等獨特性能，因而由其增強的復合材料用作航空航天結構材料，減重效果十分顯著，顯示出無可比擬的巨大應用潛力。

　　

　　4.11.1在航天飛機上的應用

　　

　　碳纖維增強樹脂基復合材料用做航天飛機艙門、機械臂和壓力容器等。

　　

　　4.11.2在火箭與導彈上的應用

　　

　　在火箭和導彈上使用碳復合材料減重效果十分顯著。因此,采用碳纖維復合材料將大大減輕火箭和導彈的惰性重量，既減輕發射重量又可節省發射費用或攜帶更重的彈頭或增加有效射程和落點精度。

　　

　　4.11.3在人造衛星上的應用

　　

　　人造衛星展開式太陽能電池板多采用碳復合材料制作。

　　

　　4.11.4在航空工業上的應用

　　

　　隨著碳纖維和基體樹脂性能的不斷提高,碳纖維增強樹脂基復合材料的耐濕熱性和斷裂延伸率得到顯著改善和提高。在飛機上的應用已由次承力結構材料發展到主承力結構材料,拓寬了在飛機工業中的應用。

　　

　　4.11.5隱身材料

　　

　　新型隱身材料對于飛機和導彈屏蔽或衰減雷達波或紅外特征，提高自身生存和突防能力，具有至關重要的作用。在雷達波隱身材料方面，除涂層外，復合材料作為結構隱身材料正日益引起人們的關注，主要為碳纖維增強熱固性樹脂基復合材料（如C/EP、C/PI或C/BMI）和熱塑性樹脂基復合材料（如C/PEEK，C/PPS），目前已經得到了某些應用。

　　

　　5民用大飛機復合材料

　　

　　復合材料在航空制造業的應用趨于廣泛,世界上大型飛機如波音787,空客380等機型的結構件復合材料的用量占到了40-50%,先進直升機結構件復合材料用量甚至占到了80%以上，可以說復合材料就是構成空中飛行器的“血肉”。

　　

　　日本Yokohama橡膠公司[58]開發了一種用于空中客車A380的復合材料部件的環境友好的無粘接劑預浸料。該預浸料用于飛機機翼整流罩,由碳纖維增韌環氧樹脂制成。A380的機翼構造為蜂窩狀內層夾在纖維增韌塑料板材中間。該預浸料省去了需要使用環境友好,無味的溶劑融解預漬料以便模塑的工藝,應用時只須加熱即可融解模塑,同樣,只須加熱即可固定蜂窩內層,無需粘接劑,這減少了整流罩安裝的一個步驟,提高了生產效率。該公司也成為首家獲得為空中客車供應這類材料許可的日本公司。

　　

　　Nordam Group Inc[59]獲得了波音公司的許可,為其供應787大型客機復合材料窗框。該窗框將采用HexcelCorp的HexMC-一種專門設計用于壓縮模塑的高填充環氧片狀模塑料,該材料具有高強度,低密度,結實,富于剛性的特點。該窗框與原先的鋁質窗框相比,重量減輕了50%,具有高耐破壞性,這是首次將復合材料窗框用于商業大型客機,也是飛機機身構造的一次創新。首批產品巳交付波音公司機身合作制造商。

　　

　　LH-10 Ellipse[60]是一種縱排雙座運動型飛機，該飛機全部采用碳纖維/環氧樹脂復合材料制成，目前已成套出售。其飛行速度可達到370km/h, 比其他同類飛機快100-150 km/h。其特色為在飛機后部裝有帶螺旋槳推進器的中型發動機和碳纖維主軸。

　　

　　5國內大飛機復合材料

　　

　　5 .1國內大飛機復合材料現狀

　　

　　當然與軍機相比，民機還可以采用國際采購的方式來彌補技術上的差距，如飛機發動機、部分機載設備、零部件和材料都可以采用這種方式。但是民機制造中仍有許多東西是用錢買不來的，如飛機的總體設計能力，尤其是集成能力得靠經驗上的累積。又如電傳操作，這是核心技術，空客在這個方面已比較成熟，波音777也采用了電傳操作技術，其中有些還是光傳技術，這種技術人家是不會賣給我們的，只有靠自己研發。

　　

　　據了解，現在國產化的T300飛機復合材料正在研制之中，可望不久能投入批量生產，以替代目前進口的T300。在復合材料的制造工藝上，國內的一些主要飛機廠也正在加快更新設備。如西飛，其應用飛機復合材料的主要設備熱壓罐原來的最大直徑為3.5米，現在準備上直徑六米的熱壓罐。國內航空產品制造業中少數能夠依托自主研發, 引進、消化國際先進技術,實現產品國際取證和銷售的生產企業。

　　

　　哈飛股份與空中客車公司共同在組建合資制造中心, 生產A350XWB寬體飛機項目的復合材料零部件, 正式切入全球飛機制造產業鏈中.并向空中客車公司成功交付第一架份復合材料機體結構件, 此舉不但標志著哈飛股份已成為空中客車公司合格供應商之一，重要的是，在中國自主研發制造的大飛機中，哈飛股份的復合材料必將得到更大規模的運用，公司的復合材料制造面臨飛躍，從而使公司的發展空間更加廣闊。

　　

　　航空制造業戰略機遇空前。飛機制造業是巨大的系統工程，是基礎科學和制造業企業通力合作的結果，哈飛股份擁有除軍機的軍械加裝和試飛以外的較完整的業務鏈.幾十年生產軍、民用直升機，輕型及支線固定翼飛機研制,參與國際航空的轉包產品生產都為公司參與到大飛機項目中做好了一定的技術儲備。除生產和銷售直9系列, HC120,EC120機身,運12等產品外,另外3個長期投資單位涉及的方向則是民用支線飛機以及中型民航客機的研制生產, 其中安博威公司主要生產銷售50座級渦扇ERJ145支線飛機, 該機型采用當代先進的渦輪風扇發動機和集成化航空電子設備, 其安全性,舒適性和各項性能指標不亞于大型干線飛機,目前該系列飛機全球銷售量已超過700架, 2006年所簽大單生產任務排到2010年。公司在原有的制造直升機和中型飛機(ERJ145支線飛機)所取得的技術儲備和經驗是使公司在參與到大飛機項目時更具優勢。

　　

　　5.2國產大飛機的軟肋還是技術問題

　　

　　技術問題一直是我國發展大型客機的最基本問題。近年來雖然有些關鍵技術獲得了突破，但是大型客機的整機研制能力與世界先進水平相比仍是全方位的差距，尤其是波音、空客新的機型大規模采用復合材料后，大型客機的研制能力又一次與世界先進水平拉開了距離。

　　

　　民機技術儲備極少。由于歷史的原因，我國民機在技術上投入非常少，民機的技術儲備更少。原上航集團黨委書記潘繼武說，尤其是我國的民機在實踐上停滯了很多年后，飛機設計的參數、定值積累極少，民機設計能力相對較弱，在技術上突破需要花費很多力量。

　　

　　西安飛機工業(集團)有限責任公司(簡稱西飛)、第一飛機設計研究院、中國飛行試驗設計研究院三家曾共同完成了一份資料，對本世紀初我國飛機的研制能力做出了一個詳細的評估。這份資料稱，我國飛機設計水平與國際水平相比差距約20年。在超音速巡航技術、噴管矢量技術、高推重比技術及無人駕駛控制技術等方面都有一定差距，綜合設計能力也低，設計實踐經驗欠缺，設計規范落后。在飛機制造技術方面，與世界飛機制造加工基地相差10至20年，如數控效率只有波音的1/8。

　　

　　5.3復合材料之惑

　　

　　更讓人焦慮的是，隨著近年來復合材料在飛機上的大量應用，我國民機研制的能力有進一步與世界先進水平拉開的危險。

　　

　　飛機上的復合材料主要是指碳纖維的復合材料。以前國際上的大型客機采用的材料都是以先進鋁合金為主，飛機的設計、制造都建立在這種材料基礎上。以波音777為例，其機體結構中，鋁合金占到70%、鋼11%、鈦7%，復合材料僅占到11%，而且復合材料主要用于飛機輔件。但到波音787時，復合材料的使用出現了質的飛躍，不僅數量激增，而且開始用于飛機的主要受力件，現在波音787的復合材料用量已占到結構重量的50%。

　　

　　飛機結構件大規模使用復合材料，是現代飛機制造史上的一次革命性變化。它使飛機重量更輕、強度更高、耐疲勞耐腐蝕性更好，而且復合材料中的高強度碳纖維進行大規模工業化生產后，可以使飛機的制造成本更低。同時在計算機技術、激光、C掃描等先進科技的支持下，復合材料制造飛機結構件的質量能夠更加可靠地保證飛機的安全性。根據波音和空客公開的研究資料表明，到2020年它們的飛機將全部采用復合材料。

　　

　　而我國目前僅掌握金屬飛機的研制能力，復合材料只能少量地用在飛機輔件上，在主結構上的應用還需要進一步預研。這就好比是空客、波音已經能用鋼筋水泥造房子，而我國僅掌握全套的用“秦磚漢瓦”造房子的辦法，現在才開始學著使用鋼筋水泥。更要命的是，用于飛機的復合材料我國現在還需要進口，尤其是像T800這樣廣泛應用的飛機復合材料我國還不會生產。

　　

　　艱難的追趕

　　

　　我國進行大型客機的研制，面臨的技術困難是巨大的。在日趨激烈的航空市場上，沒有技術領先、具有競爭力的飛機，即使生產出來了，也無法占據市場。在波音和空客用復合材料飛機替代金屬飛機的大背景下，我國要研制大型客機，只有迎頭趕上，生產出與之抗衡的飛機才行，這需要廣大技術人員付出更多的努力。

　　

　　目前國內的飛機專家都已認識到了這個問題，一批專家已提前進行飛機的預研。據中國航空工業第一集團公司科技委副主任馮培德透露，現在已有上億元的經費投入到預研中，其中就包括材料。

　　

　　“冰凍三尺，非一日之寒”，我國民機技術全方位地落后于歐美國家，是由于多方面的因素造成的，其中主要有三個：一是由于我國民機的型號研制頻度太低，無法有效積累大量數據；二是由于民機生產至今還沒有相關的研究所，民機直到現在還沒有轉向研究開發型；三是我國科技轉化生產力水平較低，與歐美航空工業相比，我國航空企業還沒有成為真正的科技轉化生產力的主體，科技轉化生產力體制機制的最佳模式還沒形成。

　　

　　6 結語

　　

　　我國現在開始抓飛機復合材料的預研，當然有利于縮小與世界先進水平的差距。但是從長遠來看，要從根本上解決我國民機技術上的差距，還得從解決我國民機技術長期落后的三個原因做起，即要加大民機研制的頻度、成立專門的民機研究所、建立科技轉化生產力體制機制的航空工業最佳模式。

　　

　　高性能樹脂基體及其改性是我門樹脂行業的責任和義務。努力做好這方面的研發和產業化才能使我們從一個生產消費大國變成真正的生產消費強國。

 

 　　參考文獻：

　　

　　[1] 林德春；張德雄.；固體火箭發動機材料現狀、前景和發展對策；航天四院建國五十周年科技論文集.1999

　　

　　[2] 吳良義等，羅蘭溫曉蒙；熱固性樹脂基體復合材料的應用及其工業進展，,[J].熱固性樹脂，2008,23(增):22

　　

　　[3] 張建藝；先進纖維及其復合材料在西部開發中的機遇；固體火箭發動機復合材料工藝,2000,2:59~63

　　

　　[4] 趙稼祥；碳纖維復合材料在民用航空上的應用；[J] 高科技纖維與應用,2003,3:1~5

　　

　　[5] 羅益鋒；世界高科技纖維正形成三足鼎立之勢(二)；[J] 高科技纖維與應用,2003,2:1~6

　　

　　[6] 丘哲明等編著；固體火箭發動機材料與工藝；[C] 宇航出版社,第一版.1995

　　

　　[7] 徐璋編著；環氧樹脂應用工藝學；[C] 43所研究生講義.1995

　　

　　[8] 邢雅清；郭楊；復合材料用高性能環氧樹脂基體的新發展；[J] .纖維復合材料,1996,2:1~6

　　

　　[9] 梁國正；顧媛娟；雙馬來酰亞胺樹脂. [C] 化學工業出版社.北京:1997,3

　　

　　[10] Satomi，Ohno；Moon-HwanLee；Kuen，YLin；et.al.；Thermal degradation of IM7/ BMI5260 composite materials:characterization by X-ray photoelectron spectroscopy.Materials Science and Engineering,2000, A293:88~94

　　

　　[11] IHamerton,HHermanetal.Multivariate analysis of spectra of cyanate ester/bismaleimide blends and correlations with properties.Polymer,2002,43:3381~3386

　　

　　[12] BLLee.Effects of moisture and hermal cyclingonin-planeshear properties of graphite fiber-

　　

　　Rein-forced cyanate ester resin composites.CompositesPartA,1996,27A:1015~1022

　　

　　[13] JohnM.Barton,LanHameton et al.；Mechanical properties of tough,high temperature carbon fiber composites from novel functionalized aryl cyanate ester polymers. Polymer, Vol37No201996,37(20):4519~4528

　　

　　[14] TracyR Reed ；Development and testing of liquid crystal polymer solid rocket motors, ADA304707MF,363

　　

　　[15] JamesS,B；Chewand，John Rusek；Solid rocket propulsion applicationsFor advanced polymers,ADA304707MF,103~110

　　

　　[16] 霍肖旭；曾曉梅；炭纖維復合材料在固體火箭上的應用. [J] 固體火箭發動機復合材料工藝；2000,1:55~61

　　

　　[17] 沃西源；先進復合材料將成為衛星結構的主要材料，

　　

　　[18] 金烽；國際空間站桁架結構和材料；

　　

　　[19] 趙稼祥；碳纖維在美國國防軍工上的應用；[J] .高科技纖維與應用,2003,1:6~9

　　

　　[20] 謝佐慰等；復合材料在戰略導彈和運載火箭結構上的應用情況簡介；

　　

　　[21] 劉潤山；雙馬來酰亞胺增韌及用作先進復合材料基體的發展,；[J] .復合材學報,1990,7(4):79~84

　　

　　[22].Li S.J. et al, San Diego Abstra Pap,1994,207,26

　　

　　[23].Cui J,Chen W J, Zhang Z.C.et al, [J] .Macromol Chem.Phys.,1997,198(6):1865

　　

　　[24].Lingqing Peng；Shanjun Li；etal； [J] .Macromol.Chem.Phys.2000,201,699-704

　　

　　[25].Xianguo Wu；Shanjun Li；etal； [J] . Macromol.Rapid Commun.2001,22,409-41

　　

　　[26].Wenjun Gan； Shanjun Li；etal； [J] .Macromolecules,2003,36,7746-77

　　

　　[27].Wenjun Gan；Shanjun Li；etal； [J] .Macromol.Rapid Commun.2003,24,952-956

　　

　　[28] 秦華宇，呂玲，梁國正，等．環氧樹脂改性氰酸酯復合材料的研究［Ｊ］纖維復合材料，1999(2):1

　　

　　[29] 邢雅清，郭揚．復合材料用氰酸酯樹脂基體的性能和應用［Ｊ］纖維復合材料，1996,13(3):6

　　

　　[30] Martin M D, Ormaetxea M.Cure chemo-rheology of mixtures based on epoxy resins and ester cyanates [J] Eur Polym J,1999,35:57-68

　　

　　[31] 陳平，程子霞，雷清泉，環氧樹脂與氰酸酯的共固化反應的影響［Ｊ］．高分子學報，2000（4）：472-475

　　

　　[32] 包建文，唐邦銘，陳祥寶．　環氧樹脂與氰酸酯共聚反應研究［Ｊ］．　高分子學報，1999(2):151-155

　　

　　[33] Shimp D A, Wentworth J H. Cyanate ester-cured epoxy resin structural composites [A].37^th Int. Sampe Symposium [C].1992,293

　　

　　[34] Pascault J P. Chemistry and technology of cyanate ester resins [M]. Glas-gow UK:Champman and Ha 11,1994 [35] 郭寶春，賈德民，李建中，等．濕熱老化對氰酸樹脂／酚醛環氧樹脂共混物結構與性能的影響［Ｊ］復合材料學&nbsp;&nbsp

　　

　　報，2002,19(3):6

　　

　　[36] 陳平，程子霞，朱興松，等．環氧樹脂與氰酸酯的共固化產物性能的研究［Ｊ］復合材料學報，2001,18(3):10

　　

　　[37] 郭寶春，汪磊，賈德民，等．氰酸酯樹脂／環氧共混物的化學和性能 [J].熱固性樹脂，2001,16(2):26

　　

　　[38] 陳平，程子霞，朱巖松，等．低錼低ｔａｎＦｒ－４印刷電路基板的研制［Ｊ］纖維復合材料，2001,(1):20

　　

　　[39] 曾志安，陳立新，唐玉生．氰酸酯樹脂在高性能印刷電路板中的應用概況［Ｊ］中國塑料，2003,17(5):19

　　

　　[40] 潘玉良，項小宇，袁漪．高頻線路板基板－三嗪覆銅板［Ｊ］熱固性樹脂，1998,(1):32

　　

　　[41] 陳平，唐忠鵬，孫明．覆銅板用環氧樹脂的改性研究進展［Ｊ］纖維復合材料，2003,20(3):6

　　

　　[42] 包建文；氰酸酯樹脂改性環氧及馬來酰亞胺樹脂的進展［Ｊ］航空制造工程，1997,(7):3

　　

　　[43] 秦華宇，呂玲，梁國正；環氧樹脂改性氰酸酯樹脂的研究［Ｊ］機械科學與技術，2000,19(1):139

　　

　　[44] 趙磊，孟季茹，梁國正，等；改性氰酸酯樹脂的研究進展．玻璃鋼／復合材料，2000,(5):38

　　

　　[45].甘文君，余英豐，李善君，熱塑性PEI改性TGDDM環氧樹脂的相分離研究，[J] .工程塑料應用，2003，31(1):5-8

　　

　　[46] 王汝敏；陳立新；張宏偉；雙馬來酰亞胺改性芳香胺固化環氧樹脂的研究；[J] .中 國 塑 料；2000，19（6）：30-34

　　

　　[47] LeeS；MechanicalTesting of Toughened Resin Composite Materials [J]. Composites；1988；19(4)：300~310.

　　

　　[48] 梁國正,顧媛娟等.雙馬來酰亞胺樹脂的應用概況.熱固性樹脂 [J],1995,2

　　

　　[49] Ghaudhan M, Galvin T, King J. Characterization of bismaleimide system, Xu292 [J] SAMPE J，1985,21(4):17~21

　　

　　[50] 許亞洪巡航導彈樹脂基結構復合材料的應用與發展,[J].熱固性樹脂，2008,23(增):36

　　

　　[51] T.Czigany;[J] JMater,Sci.Forum ,2005,59-66:5609

　　

　　[52] T.Czigany,K.Poloskei,J.Karger-Kocsis,[J].J of Mat.Sci.2005,40:5609

　　

　　[53] 趙渠森，先進戰斗機用復合材料樹脂基體，[J] 高科技纖稚與應用，2000,25 (2)：1-7

　　

　　[54] Luchmann W A. Aerothermal ablative characterization of selected insulator candidates [R].&nbsp; AIAA 93-1857.

　　

　　[55] Chow L&nbsp; External insulation for tactical missile solid rocket motor propulsion systems[R].&nbsp; AIAA 89-2425

　　

　　[56] 胡連成.前蘇聯輕質防熱材料和碳/酚醛-復合材料 [J].宇航材料下藝，1992 ，(3): 56

　　

　　[57] 居滋善.涂料工藝 [Ml.北京:化學工業出版社&lsquo;1994

　　

　　[58] Solvent-free epoxy prepreg for aeroplane fairings [J].Advanced Composites Bulletin,2006(11):1

　　

　　[59] Airliner window frames pass inspection[J].Advanced Composites Bulletin,2007(4):12

　　

　　[60] Two-seat sport aircraft designed in carbon/epoxy composite [J].Composites,2007(34):54. <!-- Baidu Button BEGIN -->