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(dòng)、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(píng)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(shù)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(lái)越***，已經(jīng)發(fā)展成為一類(lèi)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(shù)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(guó)家自上世紀(jì)50年代開(kāi)始，競(jìng)相開(kāi)展這類(lèi)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(guó)國(guó)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(dòng)可重復(fù)使用空天往返飛行器結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的升級(jí)發(fā)展。我國(guó)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(cuò)的技術(shù)進(jìn)展，但與國(guó)外相比還有較大差距。

本文系統(tǒng)總結(jié)了國(guó)外空天往返飛行器用先進(jìn)樹(shù)脂基復(fù)合材料種類(lèi)、性能及典型結(jié)構(gòu)制造工藝，然后介紹了世界主要國(guó)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(guó)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(shì)。

一、國(guó)外空天往返飛行器用先進(jìn)樹(shù)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(huì)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(lèi)。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(shù)脂基復(fù)合材料的應(yīng)用**為***。

國(guó)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(shù)脂基復(fù)合材料(CFRP)，部分典型復(fù)合材料牌號(hào)、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。可見(jiàn)，國(guó)外空天往返飛行器用先進(jìn)樹(shù)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(shù)脂基體包括酚醛樹(shù)脂、環(huán)氧樹(shù)脂、雙馬來(lái)酰亞胺樹(shù)脂及聚酰亞胺樹(shù)脂等常用熱固性樹(shù)脂，環(huán)氧樹(shù)脂和雙馬來(lái)酰亞胺樹(shù)脂是機(jī)體結(jié)構(gòu)制造用復(fù)合材料的主要樹(shù)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(guó)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(shù)脂是美國(guó)Fiberite公司生產(chǎn)的180℃高溫固化樹(shù)脂，具有高流動(dòng)性和良好耐濕熱性能，滿足NASA對(duì)復(fù)合材料真空逸氣要求。LTM45環(huán)氧樹(shù)脂是美國(guó)ACG公司研制的低溫固化樹(shù)脂，可在60℃固化，175~180℃后固化處理，長(zhǎng)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(shù)脂是美國(guó)Cytec公司生產(chǎn)的180℃高溫固化樹(shù)脂，是一款典型的高韌性樹(shù)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(shù)脂是美國(guó)Hexcel公司生產(chǎn)的低流動(dòng)性增韌改進(jìn)環(huán)氧樹(shù)脂，具有高韌性和高損傷容限。

美國(guó)Narmco公司設(shè)計(jì)開(kāi)發(fā)出多種商品化的共聚改性雙馬來(lái)酰亞胺樹(shù)脂，5250-3、5250-4高韌性雙馬來(lái)酰亞胺樹(shù)脂是典型**；5250-4雙馬來(lái)酰亞胺樹(shù)脂是一種耐濕熱、抗沖擊、耐高溫樹(shù)脂，拉伸強(qiáng)度達(dá)到68.9 MPa，斷裂伸長(zhǎng)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(gòu)Narmco公司后開(kāi)發(fā)出的5260雙馬來(lái)酰亞胺樹(shù)脂，具有近似5250-4樹(shù)脂的使用溫度，又比5250-4樹(shù)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(kāi)發(fā)的5270雙馬來(lái)酰亞胺樹(shù)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(lái)酰亞胺樹(shù)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(duì)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(shù)脂是美國(guó)NASA蘭利研究中心研制的耐高溫樹(shù)脂，具有良好的熱穩(wěn)定性及力學(xué)性能；其耐溫等級(jí)高于雙馬來(lái)酰亞胺樹(shù)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(cè)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(shì)；IM7/PETI-5準(zhǔn)各向同性復(fù)合材料層壓板的開(kāi)孔拉伸強(qiáng)度和開(kāi)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(kāi)始出現(xiàn)下降，但力學(xué)保持率相對(duì)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(shù)脂基復(fù)合材料選材考慮樹(shù)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(shù)脂基體對(duì)高韌性、高耐溫性能的需求越來(lái)越高。環(huán)氧樹(shù)脂從5208、3501發(fā)展至977、3900、LTM45系列，樹(shù)脂韌性不斷提高；這些樹(shù)脂都是采用熱壓罐固化和真空袋固化工藝，從2000年開(kāi)始逐漸研發(fā)出電子束固化、非熱壓罐固化及樹(shù)脂膜熔滲(RFI)工藝用環(huán)氧樹(shù)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(dòng)機(jī)冷結(jié)構(gòu)上應(yīng)用逐漸增加。

雙馬來(lái)酰亞胺樹(shù)脂由5245發(fā)展至5250、5260系列，樹(shù)脂韌性、流動(dòng)性等性能得到明顯的優(yōu)化提高；聚酰亞胺樹(shù)脂由PMR-15、LARC-160發(fā)展至LARC-PETI-5，從低流動(dòng)性熱塑聚酰胺發(fā)展到高流動(dòng)性熱固性聚酰亞胺及進(jìn)一步的改性聚酰亞胺樹(shù)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(shù)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(dòng)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(lái)，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(shù)脂，兼具耐濕熱與韌性的3960環(huán)氧樹(shù)脂，耐**溫環(huán)氧樹(shù)脂，耐高溫F655-2、5270、5280雙馬來(lái)酰亞胺樹(shù)脂，均與**碳纖維具有良好的匹配性，且這些改性樹(shù)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(guò)綜合試驗(yàn)考核驗(yàn)證，材料相對(duì)成熟，性能穩(wěn)定。高韌性高損傷容限環(huán)氧樹(shù)脂復(fù)合材料、耐高溫增韌雙馬來(lái)酰亞胺樹(shù)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(guó)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(hào)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(shì)。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(shì)。

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(lèi)，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(mén)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(shì)，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(guó)外飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)發(fā)展過(guò)程中，機(jī)身、翼面結(jié)構(gòu)形式上幾乎沒(méi)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(shù)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(dòng)鋪放工藝；基于纖維預(yù)制體的樹(shù)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(shù)脂傳遞模塑工藝、自動(dòng)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(dòng)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(dòng)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(dòng)鋪放工藝成型，框、梁采用RTM工藝成型實(shí)現(xiàn)。

可見(jiàn)，國(guó)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(shù)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(jiàn)，隨著樹(shù)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(guó)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(dòng)化制造由纖維纏繞工藝發(fā)展為熱固性預(yù)浸料自動(dòng)鋪帶與自動(dòng)鋪絲、基于加熱鋪放頭的熱塑性預(yù)浸絲/帶自動(dòng)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?？梢?jiàn)，復(fù)合材料制造工藝發(fā)展趨勢(shì)是制造工藝的自動(dòng)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(dòng)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(dòng)鋪放、具有加熱加壓鋪絲頭的自動(dòng)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(shù)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(guó)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(duì)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(guó)、英國(guó)、俄羅斯及日本等國(guó)家自上世紀(jì)50年代都先后投入大量人力和物力開(kāi)展這類(lèi)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(guó)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(guó)著手開(kāi)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(dòng)了“國(guó)家空天飛機(jī)(NASP)”計(jì)劃，但因目標(biāo)過(guò)于超前，1994年被迫中止。隨后，美國(guó)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)?？仗祜w行器計(jì)劃由美國(guó)空軍和NASA共同提出，1996年項(xiàng)目開(kāi)始實(shí)施，進(jìn)行軌道機(jī)動(dòng)可重復(fù)使用飛行相關(guān)技術(shù)的驗(yàn)證。美國(guó)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(shù)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(dòng)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(guò)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(zhǎng)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(jiàn)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(lái)酰亞胺樹(shù)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(guó)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(guó)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(zhǎng)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(guò)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(shì)，修補(bǔ)與機(jī)體結(jié)構(gòu)使用的是同一樹(shù)脂體系復(fù)合材料，比非同樣樹(shù)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(kù)，便于風(fēng)洞或其它試驗(yàn)后數(shù)據(jù)對(duì)比。

(3) X-40飛行器項(xiàng)目

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

1997年，波音公司與美國(guó)空軍合作研制的X-40A進(jìn)場(chǎng)著陸試驗(yàn)飛行器，機(jī)體長(zhǎng)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(wú)動(dòng)力進(jìn)場(chǎng)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(dòng)的空天飛機(jī)計(jì)劃。2002年一度取消，2004年由美國(guó)**高級(jí)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(chǎng)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(lái)酰亞胺樹(shù)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(chǎng)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(zhǎng)8.84 m，翼展4.54 m，高2.9 m，機(jī)身長(zhǎng)7.83 mm，載荷艙長(zhǎng)2.1 m、直徑1.2 m，其尺寸大約只有美國(guó)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(wú)人多功能的太空運(yùn)載器或作戰(zhàn)平臺(tái)。

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(guó)Cytec公司的IM7/5250-4碳纖維增強(qiáng)雙馬來(lái)酰亞胺樹(shù)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(shù)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(shù)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(huì)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(guò)程中，對(duì)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(guò)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(dòng)、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(dòng)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(guò)X-33、X-34、X-37等一系列X飛行器試驗(yàn)計(jì)劃，美國(guó)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(guó)外其他國(guó)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(guó)設(shè)計(jì)了“霍托爾”、“云霄塔”空天飛行器方案、德國(guó)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(guó)、印度和巴西等國(guó)也相繼提出了各自的空天飛機(jī)方案。然而這些國(guó)家設(shè)計(jì)研發(fā)的空天飛行器均未見(jiàn)具體實(shí)施和飛行試驗(yàn)成功的報(bào)道。

日本宇宙開(kāi)發(fā)事業(yè)團(tuán)(NASDA)和日本國(guó)家航空航天實(shí)驗(yàn)室(NAL)共同開(kāi)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(zhǎng)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(shù)脂、雙馬來(lái)酰亞胺樹(shù)脂及氰酸酯樹(shù)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(shù)脂基體為日本***開(kāi)發(fā)的低溫固化環(huán)氧樹(shù)脂，具體牌號(hào)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(mén)尺寸小、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)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(wú)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(dòng)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(kāi)展的過(guò)渡性試驗(yàn)飛行器中間試驗(yàn)車(chē)輛(IXV，Intermediate experimental vehicle)為技術(shù)驗(yàn)證飛行器，總長(zhǎng)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(kāi)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(lèi)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(shì)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(guò)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(guó)噴氣發(fā)動(dòng)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(jí)入軌的重復(fù)使用運(yùn)載器。機(jī)身總長(zhǎng)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(guò)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(xiě)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(guò)程中氣動(dòng)特性等數(shù)據(jù)，TsAGI 將繼續(xù)對(duì)該飛行器進(jìn)行試驗(yàn)和制造，對(duì)于機(jī)體結(jié)構(gòu)材料并未報(bào)道。

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

美國(guó)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(guó)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(lái)，NASA先后與諾斯羅普·格魯門(mén)公司合作研發(fā)X-43A無(wú)人作戰(zhàn)飛行器，與灣流公司合作研發(fā)X-54未來(lái)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(guó)**高級(jí)項(xiàng)目研究局(DARPA) 主導(dǎo)的“試驗(yàn)性空天飛機(jī)”(代號(hào)XS-1)項(xiàng)目，將在X-37B飛行器基礎(chǔ)上，以二級(jí)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(guó)、英國(guó)、俄羅斯等國(guó)家將會(huì)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(duì)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(huì)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(yǔ)

相比于傳統(tǒng)材料，先進(jìn)樹(shù)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(shì)，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(guó)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(jiàn)，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(shù)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(shù)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(shù)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(lái)源：復(fù)合材料與工程