发布日期：2022-12-16
一 、航空方面应用
碳纤维增强聚合物基复合材料（CFRP）在军用航空方面的应用大体上可以分为三个阶段(也有按四个阶段分的 ，差异不大) 。民机对安全性、经济性 、可靠性要求高于军机 ，因此在应用上更加保守和延后，但也大体追随了军机的步伐 。在此一并介绍。
第一阶段——非承力结构 ：20世纪60-70年代 ：由于1公斤CFRP大体可以替代3公斤铝合金 ，性能满足要求 ，因此开始用于非承力结构 ，如舱门 、前缘 、口盖 、整流罩等尺寸较小的部件。对于民机 ，除了上述应用外，机舱大量的内饰也会用到复合材料 ，但其中有很多是芳纶或者玻璃纤维复材 。
国内方面 ：从难度上说 ，非承力结构是航空复材的小case ，但是应用面却最广泛。国内在技术上已无大的障碍 ，基本达到了国外类似的水平 ，需要的是大规模普及。相信ARJ21 ，C919和运20等大平台和众多无人机小平台定型运营后 ，能够为此提供广阔的应用空间 。
这些一般应用，大多用便宜的大丝束产品就够了；而T300以上的产品 ，大多用在承力结构上 。
第二阶段——次承力结构：20世纪70-80年代：随着力学性能的改善与前期应用的效果提高了人们的信心 ，CFRP逐步扩展到飞机的次承力结构 ，即垂尾 、平尾 、鸭翼 、副襟翼舵面等受力较大 、尺寸较大的部件 。
其中，1971年美国F-14战斗机把纤维增强的环氧树脂复合材料成功应用在平尾上 ，是复合材料史上的一个里程碑事件 。波音B777也将CFRP应用于垂尾 、平尾等多处部件 ，共用复合材料9.9吨，占结构总重的11% 。
国内方面 ：中国将CFRP用于军机的舵面和翼面，也已经开始成熟 。
根据《玻璃钢》等杂志的公开报道 ，早在“六五”期间，沈阳飞机设计所、航空材料研究院和沈阳飞机厂共同研制歼击机复合材料垂尾壁板 ，比原铝合金结构轻21kg，减重30%。北京航空工艺研究所研制并生产的QY8911/HT3双马来酰亚胺单向碳纤维预浸料及其复合材料已用于飞机前机身段、垂直尾翼安定面 、机翼外翼 、阻力板 、整流壁板等构件。歼轰-7A战机采用了CFRP平尾 。
2009年建国60周年国防成就展上 ，报道了歼-10在鸭翼 、垂尾、襟副翼 、腹鳍等所有7个舵面和腹鳍采用了CFRP材料，这与国外这一阶段的发展水平基本相当。
2011年通用航空大会上披露 ，猎鹰L-15高教机也采用了复材的机头罩、方向舵和垂尾 ，其中舵面是CFRP。
在民机方面 ，ARJ21新支线飞机的复合材料技术水平大体达到了这样一个水平，算是开了个头 ，但大规模应用尚需时日 。
▲图1国内某机型基于“π”形接头盒段结构成型的CFRP垂直安定面
▲图2猎鹰L-15采用了T300CFRP材料制作的尾翼舵面
国内CFRP次承力构件的广泛应用 ，与T300生产进程密切相关 。材料的国产化，产量的扩大化和价格的低廉化 ，分别为CFRP次承力构件的应用提供可能性、适用性和经济性 。从而最终推动CFRP次承力构件成为国产军民航空器的标配。
这一阶段的材料和工艺，都是用T300和手工铺叠工艺能够达到的 ，因此未来的发展相对有把握 。但如果制件再大些 ，承力再大些 ，就会涉及主承力结构了 。
第三阶段 ，从上世纪80年代至今，随着高性能碳纤维和预浸料-热压罐整体成型工艺的成熟 ，CFRP逐步进入机翼 、机身等受力大 、尺寸大的主承力结构中 。
美国原麦道飞机公司于1976年率先研制了F/A-18的复合材料机翼 ，把复合材料的用量提高到了13% ，成为复合材料史上的又一个重要里程碑 。后期更采用自动铺丝技术为FA-18E/F制造CFRP的12块机身蒙皮 ，10块进气管蒙皮，4块水平尾翼蒙皮。F-16战斗机BLOCK50之后也开始采用CRPR复合材料机翼 。F-22战机的复合材料用量已经提高到结构重量的22%。目前西方国家军机上复合材料用量约占全机结构重量的20%~50%不等 。
民机方面，波音777采用全复合材料尾翼，其翼面及翼盒构件 ，均采用自动铺带技术制造。空客A330/A340飞机长9m ，宽2m，重200kg的大型蒙皮壁板 。A380的后机身所有蒙皮壁板19段 ，22%的机身重量是CFRP。尤其是A380的8*7*2.4米中央翼盒 ，重8.8吨，CFRP就用了5.5吨，比金属材料减重达1.5吨，其燃料经济性相当可观。
这方面的先行者 ，是波音公司的B787“梦想”飞机 ，复合材料应用率50% 。CFRP广泛应用在机翼、机身 、垂尾 、平尾、机身地板梁 、后承压框等部位 ，同时是第一个同时采用CFRP复合材料机翼和机身的大型商用客机 ，其23%的机身均使用了自动铺丝机制成的CFRP材料 。
最值得关注的 ，是其机身 ：787机身工艺采用直径5.8m的成型模胎安装在一旋转夹具上沿长轴转动 ，先铺长桁然后铺皮，形成外表光滑的变厚度的壳体以及共固化的桁条组成的机身段 ，经过热压罐固化后，取下模胎 。这一工艺可以代替由上百块蒙皮壁板 、加强筋及长桁 、上千个紧固件组成机身的工艺，见下图 。
▲图3波音787直径5.8米整体成型CFRP框段
在研机方面 ，波音公司X-45系列飞机复合材料用量达90%以上 ，诺斯罗普·格鲁门公司的X-47系列飞机也基本上为全复合材料飞机 。
国内方面：
根据中广网的公开报道 ，2012年12月 ，中航工业西飞公司向中国商用飞机有限责任公司(简称中国商飞)交付了C919大型客机中央翼、襟翼及运动机构部段，这是C919大型客机七大部段中难度最大、工作量最大的两个部分 。这两个部段尺寸大 、结构复杂、外形公差要求高 ，尤其是国内民机最长尺寸、长达15米的襟翼缘条加工，技术难度非常大。西飞突破了复合材料大型成型模具设计制造技术 、复合材料构件预装配变形控制技术等多项技术难关 ，整个研制过程全部采用先进的三维数字化设计、传递与制造 ，中央翼部段除1号肋是金属件外，全部采用了先进的中模高强碳纤维/增韧环氧树脂复合材料制造 。这是国内首次在固定翼飞机最重要的主承力结构件上使用复合材料 ，代表了中国制造的碳纤维航空复合材料应用的最高水平 。
▲图4国内基于T形接头共固化/胶接一体成型工艺研制的盒段件
▲图5国内采用CFRP生产的某机型纵横向加筋机身壁板
图5的产品仍然面积较小 ，需要通过机械加工多块拼接形成大型壁板 。而波音787可以整体成型超长超宽的壁板 ，覆盖在两个大型工艺分离面(核心主框段)之间 ，如5.8m×7m的47段和4.3m×4.6m的48段CFRP壁板。
我们能做出来787这么大的壁板吗?回答是：能 。其实，国内C919大飞机在一开始，也曾雄心勃勃，想做类似波音787这样的大型整体壁板.但我们的工艺水平不成熟 ，虽然能做出来 ，却无法控制批次质量的稳定性 。废品率高 ，成本自然下不来 。C919是商飞啊 ，不是技术验证机，安全性和经济性都是一票否决，所以琢磨了很久，还是放弃了。仍然采用分块成型拼接吧。
为了学习CFRP大型构件整体成型的新技术 、新工艺，哈飞复合材料公司与外方合作伙伴一起 ，共同进行C919的部件开发。下图6展示的 ，就是哈飞复材公司参与制造的C919机尾框段——在2.4米的长度内 ，直径从2米平滑过渡到1.2米，一次整体成型 ，是目前公开所见国内合作制作的最大体积整体成型CFRP制件。
▲图6C919机尾76-81框的CFRP整体成型框段
CFRP主承力结构件 ，对T700 ，T800等高性能军用碳纤维生产 ，以及大型复材整体成型技术提出了更高需求 。国内在这两方面又都存在短板甚至空白。因此大多数应用是探索性 ，合作性和阶段性的 。在短期内，我们尚无法做到主承力结构CFRP的大规模应用 。
直升机、旋翼机 、风扇叶片等其他方面
包括CFRP在内的先进复合材料的用量甚至更大 。如V-22鱼鹰倾转旋翼机 ，其结构的50%由复合材料制成，包括机身、机翼 、尾翼、旋转机构等 ，共用复合材料3000多千克 ，其中很大一部分是CFRP 。V-22的整体后机身 ，原由9块手工铺叠的壁板装配构成 ，后改为自动铺丝工艺整体成型 ，减少了34%的紧固件 ，53%的工时，降低了90%废料率 。自动铺丝技术同时应用于储油箱 、旋翼整流罩、主起落架舱门 。已经下马的“科曼奇”(RAH-66)共使用复合材料50%，欧洲最新批次的“虎”式武装直升机结构部件的复合材料用量高达80% ，接近全复材结构 。
国内方面：
2011年国际通用航空大会披露 ，我国与法国、新加坡合作研制的轻型直升机EC120的机身 、垂尾、水平安定面 、尾翼 、前舱等结构均由CFRP等复合材料制成 。在军机方面 ，近年来所有的国产直升机旋翼都是多维编制的CFRP复材叶片 ，金属旋翼叶片已经完全淘汰。报载 ：复材叶片和先进旋翼机构 ，已经成为中国直升机整体短板下不可多得的优势点 ，水平基本与国外看齐——歼-20 、武直-10 、辽宁号这些平台类的突破固然可喜，而直升机叶片这样长期困境中的点滴进步 ，也同样令人感动。
既然说起叶片，再唠叨两句航空涡扇发动机 。航发的风扇叶片 ，大多采用钛合金 。金属叶片有一个弱点，就是振动阻尼性能较差 ，高速旋转时容易震颤 ，而且不易衰减。而且如果叶片本身已经有微小裂纹 ，就会在这种持续震颤中，引发裂纹由内向外快速扩张，在极短时间内造成叶片断裂 。这是一种比共振更加危险的振动现象。
因此 ，有些风扇就在每个叶片的两侧加一个凸台，专业术语称为“凸肩”。建国60周年空军成就展上披露 ，在歼-11系列的AL31FN和WS-10A发动机进气口 ，都有这样的凸肩(见下图7)。这样 ，叶片全部高速旋转时 ，各凸肩形连起来成了一个加强环 ，增加了叶片刚度 。而且 ，叶片是依次叠加的 ，每个凸肩“顶”着前面一个叶片 ，有效降低了阻尼震颤 。但这样做的后果，是凸肩增加了叶片厚度和重量，同时增加了叶片数量 ，降低了发动机的推重比 。
▲图7歼-10发动机进气口的凸肩(红圈处)
而CFRP材料制成的风扇叶片 ，由于纤维多层交叉铺贴，材料本身“各向异性”性能优越，裂纹生长缓慢 ，再加上振动衰减率比钛合金快5-6倍 ，因此可以取消叶片凸肩 。2010年珠海航展披露 ，GE和法国斯奈克玛为C919大飞联合研制的发动机LEAP-X，就采用了CFRP三维碳纤维编织物整体成型的风扇叶片 ，不但重量减轻了50% ，叶片数也减少了一半 。
国内发动机风扇叶片，目前只看到涡桨发动机的复合叶片 ，尚未见到实装涡扇发动机使用CFRP的报道 。2012年珠海航展上的CJ-1000A发动机是我国第一款商用涡扇航空发动机在研产品 ，据称采用了CFRP宽弦复合大弯掠风扇叶片 。让我们假以时日 ，拭目以待吧。
在2011年中国国际通用航空大会上 ，“天弩” 、“风刃”等无人机采用了全机结构CFRP材料，V750无人直升机 、小型通用航空双座飞机 ，也都大范围采用了CFPR蒙皮，可以看作是国内碳纤维复材在通用航空领域的有益尝试。
二 、航天方面的CFRP应用
鼻锥和翼面 ：洲际导弹、宇航飞船高速再入大气层时，由于绝热压缩空气的阻力 ，飞行器表面的温度非常高 。美国阿波罗飞船指挥舱表面的最高温度达2740℃。利用CFRP系列中的分支——碳纤维碳增强复合材料CFRC(也称碳/碳复合材料)制成烧蚀材料 ，热力学性能优异，防热效果好 。如美国碳/碳复合材料在3837℃高温持续255秒的过程中，线烧蚀率只有0.005毫米/秒，保证了航天飞机在1650℃的环境中连续工作40分钟安然无恙 。而且，碳/碳复合材料用来制造洲际弹道导弹的鼻锥和翼尖 ，在烧蚀过程中烧蚀率低 、烧蚀均匀和烧蚀对称。这保持了航空器的良好气动外形 ，有利于减少非制导误差 ，美国的民兵-III导弹，就采用了碳/碳复材鼻锥 。
喷管喉衬 ：固体火箭发动机推进剂燃烧时产生的高温高压和高能粒子从喷管以3.0~4.5马赫的超音速喷出，喷管承受3500℃高温 、5~15MPa的压力和高温冲刷 。美国的民兵-III导弹 ，第三极火箭喷管喉称采用了碳布浸渍树脂 ，满足3260℃工作60秒的需求。MX弹道导弹第三级发动机的喷管关键部位如外头帽前段 、整体喉衬入口段和喉部下游段采用了CFRC 。固定体和柔性接头绝热层采用了碳纤维填充三元乙丙橡胶(EPOM);海军三叉戟Ⅱ型(D-5)的第一、第二级发动机采用了CFRC。
发动机壳体：导弹发动机壳体的减重 ，有利于提高导弹射程 。美国“北极星”导弹的固体发动机壳体由金属材料到CFRP材料制造 ，射程提高了1倍左右。例如，“北极星”AⅠ型的两级壳体都用钢 ，射程仅为2200km;AⅡ型第一级为钢 ，第二级用GFRP ，射程提高到2800km;AⅢ两级都用GFRP ，射程提高到4600km 。三叉戟Ⅱ型(Trident-Ⅱ ，D-5) ，固体发动机壳体采用了CFRP，射程由Ⅰ型的7400km提高到12000km，命中精度为90m ，成为当前潜射洲际弹道导弹的主要型号。而且 ，美国目前的新型火箭 ，基本连壳体都是CFRP复材制成，重量轻、体积小、射程远 。
再入弹头 ：洲际弹道导弹的头部大面积防热材料大多采用粘胶基碳纤维增强酚醛树脂 。美国Amoco 、Hitco公司和白俄罗斯的斯威特朗冈斯克(СВЕТЛОГОРСК)是世界上生产粘胶基碳纤维的主要大厂 。不但防热效果好 ，而且粘胶基碳纤维和酚醛树脂的纯度高 ，碱、碱土金属的含量相当低 ，重返大气层过程中形成的烧蚀尾流含金属离子少 ，不易跟踪，加强了导弹的突防和生存能力 。
级间联接 ：美国GE公司为“阿特拉斯”导弹设计的高2.34米的联接器 ，除口盖之外全部采用碳纤维环氧树脂复合材料 ，比铝合金减重44%。
卫星结构材料：美国康维尔公司为双元“OV-I”卫星制作了CFRP的四根大梁结构，减重68% 。美国”ATS”卫星的地球观测舱CFRP连接支架 ，长4.4米 ，仅重3.6公斤 ，可承受9顿负荷。比最好的金属支架减重50%以上 ，而且高低温度下的变形很小 。
有鉴于此 ，分析了一下印度烈火-5导弹的公开报道(17.5米的长度 ，50吨的重量 ，1吨的弹头 ，长细尖锐的弹头外形……) ，估计其尚不具备火箭发动机CFRP壳体 ，或者火箭CFRP外壳 ，且缺乏长程洲际导弹高弹道再入大气层所需要的粘胶基碳纤维的独立生产能力 。果真如此，那么面对其航天大国和洲际导弹强国的炫耀，只能说，印度的进步是显著的，差距也同样显著。
国内方面：
据《合成纤维》等杂志和网上的公开报道 ，我国在战略武器方面的碳纤维应用情况如下 ：
火箭发动机壳体 ：中国的GFRP固体发动机壳体始于20世纪80年代 ，并已取得成功 。“东方红-2”通讯卫星运地点发动机 、“风云-2”气象卫星运地点发动机和“长征-2E”发动机的壳体都采用了GFRP来制造 。我国研制成功的大型(壳体直径1402mm，长2058mm)SPTM-14发动机与长二捆火箭配套 ，成功地将模拟卫星送入轨道，标志着我国大型GFRP壳体进入实用阶段。之后，我国研制成功的EPKM-17上面级发动机壳体(直径1700mm ，长1874mm)与长二捆大推力火箭配套，于1995年末成功地将“亚洲二号”卫星和“艾克斯达一号”卫星送入36000km的太空。
火箭导弹壳体 ：我国研制CFRP壳体也取得了长足进步 。1990年代后期，进行了T300固体火箭发动机壳体的基础试验、壳体结构强度试验、点火试车等全程考核 ，完成了12K T700 CFRP壳体结构强度试验 。第一个用在型号上的是“开拓者一号”固体小运载发动机的第四级(直径640mm) ，并于2003年9月飞行成功 。实现了CFRP壳体的历史性跨越 。目前 ，T800 CFRP壳体预研试验已经展开 。
喷管喉衬 ：我国研制的C/CFRP喷管于1989年点火成功，出口壁厚最薄处仅为0.9mm的大尺寸(Ф500~2000mm左右)喷管显示出优异的综合性能 。
再入弹头：根据《东华校友》“创制国防尖端材料的科研先锋——记上海市劳动模范潘鼎教授”一文报道，2001-2003年度上海劳动模范 ，东华大学材料学教授 、博士生导师潘鼎教授，主持了“300Kg/年粘胶基碳纤维扩试线”这一国家级重大军工科研项目 ，用不同于国外原料的国产棉纤维素原丝制成了填补国内空白 、产品质量达到国际先进水平的高纯度航天级粘胶基碳纤维 ，成果无偿转给中科院山西煤化所 ，进行放大生产 。课题组还制定了“GJB3839-2000”国家标准 ，形成了具有独立知识产权、世界上独一无二的 ，用棉纤维素粘胶帘子线制备碳纤维的技术及应用设备 。该技术和产品荣获2003年度国家科学技术进步二等奖 ，解决了DF-31导弹的定型难题，并使我国已成为美俄之外，能够独自掌握这一产品及其生产技术的世界第三大国 。
卫星结构 ：据中国质量新闻网报道 ，我国2011年发射的嫦娥二号探月卫星 ，其定向天线的重要支撑部分 ，定向天线展开臂 ，是由哈尔滨玻璃钢研究院研发的CFRP复材 ，总重量仅500余克，较使用铝合金材质减轻近300克，但承重能力毫不逊色 。
有朋友说 ，300克算什么啊?呵呵 ，要知道 ，卫星的减重 ，是以克计的 ，少1克 ，能节约500克燃料 。少300克 ，卫星就可以多带一个相机或望远镜 ，多完成一些任务 。再看看减重比例：40% ，还是很有效的。
三 、总结
中国材料大师师昌绪老先生在2010年的评论 ：目前中国的CFRT应用 ，大约处于西方发达国家1980年代的水平 。
从上面的介绍可以看出 ，中国的碳纤维复材，在军用领域紧追慢赶 ，亮点不少。但在民用航空领域的发展，一直大幅度落后于美欧日等国家，直接原因是成本太高 ，比要替代的铝合金贵的多 ，甚至比钛合金还要贵 。
这其中的间接原因是多方面的 。
首先，战略军用小丝束产品 ，得益于两代“核心”领导的重视，T300军用碳纤维的完全国产化，使得次承力结构军用构件有较快的发展 。而民用大丝束领域的政策扶持相对滞后许多 。实际上 ，国家当年资源人力都有限 ，为了救急，集中精力搞军用小丝束，是完全合理的 。但是 ，从长远来看，通用 、民用产品的市场空间更大，是碳纤维行业持久发展 、持续创新的厚土沉基 。在军品已经打开突破口 ，经济发展、国力增强的今天 ，不要说大丝束 ，即便是小丝束产品，也应当更多的从市场和民用角度，拓宽其行业基础，以军带民、以民养军 、分苗嫁接、开枝散叶 ，形成军用技术和民用产业的良性互动。这是政策层面的原因 。
第二 ，国内十数家碳纤维生产厂家 ，群雄并起，看似热闹，实际上有很大一部分并没有掌握核心技术 ，要么是关键设备 、关键材料需要进口，要么是工艺参数和质量控制没有吃透 。甚至，很多企业到现在 ，PAN原丝生产还要高价进口东丽公司的DMSO溶剂 ，属于照猫画虎形的“自主生产”。多数厂家的产品质量批次差异性较大 ，缠结、断丝时有发生 ，合格的PAN原丝生产量不过100吨/年，达不到基本规模经济水平 。产业布局和关键技术的把握，都有很大的提升空间 。这是PAN原丝和碳纤维生产层面的原因 。
第三 ，在预浸料自动铺叠技术和整体成型工艺，已经成为发达国家成熟制造技术，但对于中国航空航天碳纤维复合材料领域 ，依然是工业化生产中最大的一块短板 ，甚至空白 。即便有了引进设备，我们对复材的物理性质 ，力学性能研究不透，对加工参数掌握不足，知其然不知其所以然，直接用国外的软件设计复材方案 ，导致CFRP复材的产量低、价格高、质量不稳定和创新能力低下 。军用部件不计成本 ，也就罢了 ，而对商业化批量生产和应用，这就是一个重大的阻碍 ，很多厂家为此畏难而退 ，裹足不前 ，干脆直接用已经摸透的金属材料做更有把握和更经济。这是复材生产层面的原因 。
第四 ，航空航天器的设计 ，需要结合复材性能特性 ，加强整体设计的思想，而不是简单的替换原金属部件。举一个简单的例子 ，国内某型军机的平尾改用CFRP复材后 ，确实轻了不少 ，但却因此改变了全机力矩平衡 ，需要通过配重进行调整 ，结果整机减重效果并不理想 。当然 ，逐项替代也是一种有效的验证步骤 ，但有一种理念需要强调 ：局部优化不代表整体优化 。在复合材料应用愈加广泛的今天 ，顶层设计，全局优化 ，才能最大化的发挥复材的最大功能效用和经济效用 。这是设计思想层面的原因。
