C/C复合材料在高超声速导弹上的应用研究

马俊飞,刘 涛,韩宝瑞,邹敏怀，刘柏玉

（洪都航空工业集团，江西 南昌330024）

0 引言

高超声速导弹在飞行过程中， 表面受到强气流的摩擦而产生大量的热能，5 Ma 时弹体最高温度达到1 000 ℃以上。 为保证导弹在飞行过程中弹体结构完整、飞行姿态精确控制、高精度制导，使导弹能圆满完成飞行任务， 不因气动加热以及其它热载荷与机械载荷的联合作用而受到破坏，因此，采取热防护措施成为必然。

目前，导弹、飞机以及卫星等壳体材料一般为熔点在650℃～1 500 ℃左右的金属材料。 其主要防热材料为难熔金属、C/C 复合材料、陶瓷复合材料等。难熔金属成本高、 密度大、 难以加工和抗氧化性差等缺点， 使其很难成为高超声速飞行器理想的热防护材料。 因此，碳/碳复合材料、陶瓷复合材料是热防护材料的发展方向[1-2]。

C/C 复合材料作为优异的结构-功能一体化工程材料，自1958年诞生以来，在军工方面得到了长足的发展， 其中最重要的用途是用于导弹的热结构材料[3-4]。 C/C 复合材料是碳纤维增强碳基体的复合材料，具有高强高模、比重轻、热膨胀系数小、抗腐蚀、抗热冲击、耐摩擦性能好、化学稳定性好等一系列优异性能[5]，是一种新型的超高温复合材料。C/C 复合材料的高强高模特性来自碳纤维， 随着温度的升高，C/C 复合材料的强度不仅不会降低，而且比室温下的强度还要高。 表1 为C/C 复合材料在美国战略导弹上的应用[6]。

C/C 复合材料在高温热处理后的化学成分，碳元素高于99%，像石墨一样，具有耐酸、碱和盐的化学稳定性。 其比热容大，热导率随石墨化程度的提高而增大，线膨胀系数随石墨化程度的提高而降低等。 因此，C/C 复合材料良好的热性能使其广泛应用于固体火箭发动机喷管、飞行器（包括导弹、无人机及飞机）热结构部件、飞机及赛车的刹车装置、热元件和机械紧固件、热交换器、航空发动机的热端部件、高功率电子装置的散热装置和撑杆等方面。

基于某型号的牵引， 将3DC/C 复合材料高温处理，使其化学成分高度石墨化，具备在苛刻条件下承受高温热冲击的能力。 因此， 本文在热防护指标要求条件下进行了理论分析与试验， 总结并分析了实验结论， 旨在探索该类材料的热防性能， 利用实验结果为高超声速导弹热防护技术的研究提供技术储备与思路。

1 模型的建立及分析

1.1 模型的建立

在对热防护结构进行传热分析中采用了以下基本假设：

1）在热防护系统中， 沿结构外表面平面两个方向的温度梯度很小，忽略其影响，而假设热在热防护系统中只沿厚度方向传输，即简化为一维传热问题；根据假设， 热防护系统的传热问题可以简化为一维非稳态传热过程。

2）热防护系统在初始时刻温度同周围环境相同,认为室温初始条件。

在试验过程中所用材料的性能参数如表2 所示：

表2 C/C 复合材料性能参数

1.2 计算结果与分析

为了研究材料的热防护性能， 本文采用通用有限元软件Ansys，针对考核指标，对材料的温升进行了有限元分析。 鉴于理论分析的可靠性，模拟真实的结构件尺寸，模型采用长×宽×高规格为80×35×5 mm的C/C 复合材料板，主要考查5 mm 厚度方向温度梯度分布。

图1 为5 mmC/C 复合材料板在上述指标条件下基板正面温度与背面温度分布图。

图1 5 mmC/C 复合材料板正面温度与背面温度分布

在图1（a）中，可以看出，激光斑点的中心温度高达2 500 K 以上，经过数秒的烧蚀，光斑处已经出现一个小的烧蚀坑， 温度梯度分布在平面方向呈圆形散射，温度分布梯度逐渐减小。

在图1（b）中所示温度为基板背面温度分布图。从图1 （b）中可以看出， 由于热导率以及照射时间的影响， 基板背面温度明显低于其正面温度， 中心位置的温度在1 500 K 左右，靠近中心区域的温度在700 K～1 000 K。 同样， 与基板正面温度分布规律类似，温度梯度分布在平面方向呈圆形散射，温度分布梯度逐渐减小，但700 K～1 000 K 之间的梯度分布基本看不出分界， 原因主要是基板背面与空气之间的对流传热，使得热量散失较快。

总之，从有限元分析的结果来看，5 mm 厚度C/C复合材料板能满足高能量光束较长时间的照射，基体材料有烧蚀。 但作为防护材料，其热导率较高，基体背面温度上升较快，需考虑隔热。

2 试验部分

2.1 实验设备及参数

试验所用设备为万瓦级化学氧-碘激光器，其发出的激光波长为1.315 μm。 工作原理是通过一个特殊的气液相放能化学反应， 产生亚稳态的激发态粒子O2(1Δg)，然后O2(1Δg)向碘原子Ⅰ传递能量生成激发态碘，最后发出近红外的激光。

2.2 实验前准备

根据实验条件，布置试验设备，设计光路，确定透镜的摆放位置、调整光斑，确定的光斑直径为5 cm。

采用点温计进行基板背面温度的测量。 测温原理是为非接触测温，主要依靠材料在烧蚀过程中多光谱、热辐射，点温计内部的光学元件接收多光谱频率，通过函数转化为等效温度，从而达到测温的目的。

2.3 试验结果分析

将上述C/C 复合材料5 mm 厚度基板在一定的参数条件下进行试验，试验前后的结果如图2 所示。

图2 C/C 复合材料基板试验前后比对图

从图2 中可以看出，5 mm 厚度C/C 复合材料基板能够抵挡高能量密度的照射。 由此，可以说明C/C复合材料具有良好的耐高温性能。 采用非接触测量的方法， 基板背面的温度测量点处于光斑中心外围的某点， 原因是点温计不能位于基板背面光斑中心区域，防止激光打穿材料，破坏点温计。 测得该点的温度随时间变化曲线，如图3 所示。

从图3 中发现，几乎在激光到靶的瞬间，基板背面温度上升到900 K 以上， 在光束持续照射的过程中， 温度保持水平， 原因可能是输入热量与高温下热量的散失处于动态平衡状态。 当高能光束停止照射，材料较高的热导率使得积聚的热量快速散失，从而温度下降较快。 2 min 时间左右，基板背面的温度便从920 ℃下降至75 ℃。

从ANSYS 仿真结果得知，靠近中心的外围温度范围为870~1 200 K， 而试验温度测量点的平衡温度约为920 K。 试验结果与ANSYS 仿真结果吻合良好。

图3 C/C 复合材料基板背面温度变化曲线图

C/C 复合材料较高的热导率使得其作为隔热材料增加隔热层成为必然。

3 总结与展望

通过理论分析与实验的比较可知，C/C 复合材料作为热防护材料表现出良好的性能， 主要表现在以下3 方面：

1）C/C 复合材料能耐高温。 三维编织的碳/碳复合材料， 其石墨化后的热导性足以满足弹头再入时由-160 ℃至气动加热时1 700 ℃时的热冲击要求，同时可以预防弹头鼻锥的热应力过大引起的整体破坏。 目前，C/C 复合材料的应用正从航天领域逐渐进入航空领域及其他一般工业中。

2）C/C 复合材料能提高导弹的飞行性能。C/C 复合材料是碳纤维增强碳基体的复合材料， 具有高强高模、比重轻、热膨胀系数小、抗腐蚀、抗热冲击、耐摩擦性能好、化学稳定性好等优越性能，其低密度的特性使得导弹的重量较大程度的减小， 提高了导弹的射程；良好的导热性能、较低的热膨胀系数使其不仅可以用于高温环境， 而且能适应温度急剧变化的场合；逐渐向多元复合、多功能方面发展。

3）从理论分析的结果来看， 理论分析与实验结果基本吻合。 有效的利用有限元分析手段，能为复合材料热防护设计提供理论参考依据； 缩短设计研制周期；在一定程度上减少试验费用，省去了设计-试验-修改-试验的过程，降低设计制造成本。

由于导弹设计中的一些重要项目指标随着速度的增加都要发生很大的改变， 在设计中要引入新的考虑(辅助能源、热防护等)，而这些因素在速度较低的导弹设计初期是不怎么考虑的。 热防护设计关系到导弹飞行过程中的安全， 是高超声速导弹设计与制造中的关键技术之一。 尽管在高超声速导弹热防护材料与结构的制备方法、 抗氧化、 服役环境的模拟、 力学和热物理性能表征方面都取得了突破性进展，但随着飞行器Mach 数不断提高，现有的热防护材料与结构还难以满足要求， 特别是能够在高温长时间氧化条件下应用的热防护材料还有待进一步研究开发。 因此，作为高超声速导弹热防护材料，需要在以下方面加强研究：

1）高温抗氧化能力。 C/C 复合材料在500 ℃～600 ℃温度下开始氧化，成分发生分解，从而丧失了复合材料的性能。

2）隔热技术研究。 C/C 复合材料随具有良好的防热性能，但其良好的导热性，使得在应用C/C 复合材料作为热防护材料的同时，需考虑隔热。

3）高温承载能力。 导弹在飞行过程中的外形必须保持不变。 因此，如何使得C/C 复合材料在高温条件下满足承载要求成为关键技术之一。

4）在C/C 复合材料的应用过程中， 导弹热结构连接以及热密封也是研究重点。

使用C/C 复合材料制造的高超声速空面导弹，不仅可减轻弹体质量，提高导弹机动性能、射程和速度，在简化生产工艺和步骤、提高自动化水平、降低成本和提高可靠性方面也有着显著的优势。 更重要的是，C/C 复合材料技术有利于成型结构复杂、 表面光滑， 兼有耐热和对内部良好热防护的气动外形的连续体， 且更容易获得现有金属材料壳体难以达到的隐身性能，使中、远程高超声速空面导弹的性能进一步提高。 在面对超声速及高超声速时，C/C 复合材料具有难以比拟的优势， 是未来高马赫数导弹弹体结构材料的优选。

[1]Sanokawa Y,Ido Y,Sohda Y,et al.Application of continuous fiberreinforced silicon carbide matrix composites to a ceramic gas turbinemodel for automobiles[J].Ceram.Eng.&Sci.Proc.,1997,18(4):221～228.

[2]Wulz H G, Trabandt U. Large integral hot CMC structures designedfor future reusable launchers [R].AIAA29722485.

[3]Buckley J D , Ediel D D. Carbon2Carbon Mate rials and Composites [M]. New York :Noyes Publica2tions,1993.

[4]Savage G.Carbon/Carbon Composites[M].London:Chapman&Hall,1993,1982209.

[5]韩杰才,郝晓东,杜善义等.C/C 复合材料的研究现状与进展[J].宇航材料与工艺,1994,4.

[6]朱良杰，廖东娟. 炭/ 炭复合材料在美国导弹上的应用[J].宇航材料工艺，1993，4(12):102131.