隨著航天航空技術的不斷發展，具備運送有效載荷、在軌和再入飛行、安全水平著陸滑跑返回地面等融合特點的新型可重復使用飛行器成為研究熱點。相比單次使用的運載火箭，空天往返飛行器是一種新型可重復使用的運載器，具有發射周期短、發射成本低、***機動、靈活進出空間等鮮明特點。可重復使用的飛行器結構設計、材料評估、制造工藝及試驗驗證等先進技術，是新型空天往返飛行器研制的關鍵，也是航空航天技術的融合發展方向。

先進樹脂基復合材料具有高比強度、高比剛度、抗疲勞性能好及多功能集成等特點，在航空、航天、電子等領域的應用越來越***，已經發展成為一類可設計的重要結構材料。在新型空天飛行器結構系統上，由于樹脂基復合材料可設計性強、減重效果***，應用部位由次承力結構向主承力結構逐步增加。此外，復合材料可實現復雜機體結構整體制造，減少連接和裝配工作，降低結構件制造成本，提高結構件制造效率。

歐美等國家自上世紀50年代開始，競相開展這類新型空天飛行器的基礎理論、工程研制及飛行試驗。以美國國家航空航天局(NASA)為**的科研機構，系統研究了空天往返飛行器的輕量化結構設計與制造，特別是先進復合材料結構設計、制造及試驗技術，并將突破的關鍵技術用于機體結構的進一步優化設計和制造，推動可重復使用空天往返飛行器結構系統的升級發展。我國在這方面研究起步較晚，正在***研究飛行器結構設計及制造技術，特別是復合材料結構及制造工藝；目前取得了不錯的技術進展，但與國外相比還有較大差距。

本文系統總結了國外空天往返飛行器用先進樹脂基復合材料種類、性能及典型結構制造工藝，然后介紹了世界主要國家空天往返飛行器的復合材料結構研制應用進展情況，包括美國X系列飛行器、日本H-Ⅱ軌道驗證飛行器(HOPE-X)的復合材料應用情況，***介紹了飛行器復合材料結構的技術發展趨勢。

一、國外空天往返飛行器用先進樹脂基復合材料

空天往返飛行器的服役環境比大氣層內航空飛機更加苛刻，力熱耦合作用會加劇結構和材料的微形變擴展，甚至引發結構失效。飛行器結構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、原子氧等太空環境要求及真空質損、可凝揮發物等真空逸氣要求；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，空天飛行器結構材料主要有金屬材料和復合材料兩大類。飛行器結構上應用的結構復合材料包括碳纖維復合材料、玻璃纖維復合材料和金屬基復合材料，其中纖維增強樹脂基復合材料的應用**為***。

國外報道中提到的空天飛行器用復合材料，大多數為碳纖維增強樹脂基復合材料(CFRP)，部分典型復合材料牌號、玻璃化轉變溫度、材料力學性能等材料體系信息如表1所示。可見，國外空天往返飛行器用先進樹脂基復合材料的增強體包括碳纖維、玻璃纖維，碳纖維是主要增強材料；樹脂基體包括酚醛樹脂、環氧樹脂、雙馬來酰亞胺樹脂及聚酰亞胺樹脂等常用熱固性樹脂，環氧樹脂和雙馬來酰亞胺樹脂是機體結構制造用復合材料的主要樹脂基體。

T300、T650碳纖維是日本Toray公司生產的聚丙烯腈(PAN)基碳纖維，T300碳纖維的拉伸強度為3 655 MPa，拉伸模量228 GPa，T650碳纖維的拉伸強度為4 482 MPa，拉伸模量241 GPa。IM7碳纖維為美國Hexcel公司生產的標準中模碳纖維，拉伸強度為5 309 MPa，拉伸模量為289 GPa；該纖維力學性能與Toray公司生產的T800碳纖維相當，是目前報道航空飛行器、空天飛行器輕質復合材料結構制造常用的增強相材料。

934環氧樹脂是美國Fiberite公司生產的180℃高溫固化樹脂，具有高流動性和良好耐濕熱性能，滿足NASA對復合材料真空逸氣要求。LTM45環氧樹脂是美國ACG公司研制的低溫固化樹脂，可在60℃固化，175~180℃后固化處理，長期使用溫度為120℃；其復合材料制備成本低，適用于大尺寸、形狀復雜的復合材料構件研制生產。

977-2環氧樹脂是美國Cytec公司生產的180℃高溫固化樹脂，是一款典型的高韌性樹脂，具有良好的耐高低溫(?196~160℃)性能，在航空航天領域應用***。8552環氧樹脂是美國Hexcel公司生產的低流動性增韌改進環氧樹脂，具有高韌性和高損傷容限。

美國Narmco公司設計開發出多種商品化的共聚改性雙馬來酰亞胺樹脂，5250-3、5250-4高韌性雙馬來酰亞胺樹脂是典型**；5250-4雙馬來酰亞胺樹脂是一種耐濕熱、抗沖擊、耐高溫樹脂，拉伸強度達到68.9 MPa，斷裂伸長率達到2.7%，與AS-4碳纖維和IM-7碳纖維搭配的復合材料在F-22戰斗機外蒙皮、框梁及骨架等結構件上大量應用。Cytec公司并購Narmco公司后開發出的5260雙馬來酰亞胺樹脂，具有近似5250-4樹脂的使用溫度，又比5250-4樹脂高出50%的抗損傷能力；其復合材料CAI值為345 MPa，最高使用溫度達177℃。

Cytec公司之后開發的5270雙馬來酰亞胺樹脂具有良好耐高溫性能，高溫狀態性能已接近聚酰亞胺PMR-15；其復合材料濕熱性能優于5250-4，連續工作溫度達250℃。IM-7/5250-4、IM-7/5260系列碳纖維增強雙馬來酰亞胺樹脂復合材料的耐高溫性能、沖擊后壓縮等性能良好，可滿足飛行器機身結構對結構材料韌性和抗沖擊性的要求。

機體結構承受溫度每提高28℃，可使熱防護層厚度減少5.08~6.35 mm，因此耐高溫復合材料的研制應用顯得尤為必要。PETI-5聚酰亞胺樹脂是美國NASA蘭利研究中心研制的耐高溫樹脂，具有良好的熱穩定性及力學性能；其耐溫等級高于雙馬來酰亞胺樹脂，可以減少構件外層熱防護系統的用量，從而減少整機質量，保存結構余量。測試IM7/5250-4和IM7/PETI-5兩種復合材料力學性能，結果表明：在?54~177℃溫度范圍內IM7/5250-4復合材料力學性能比IM7/PETI-5略微有優勢；IM7/PETI-5準各向同性復合材料層壓板的開孔拉伸強度和開孔壓縮強度優于IM7/5250-4。IM7/PETI-5復合材料力學強度在204℃開始出現下降，但力學保持率相對較好；一般情況下飛行器在232℃溫度附近的載荷很低，因此IM7/PETI-5復合材料在232℃溫度下的剩余強度滿足設計要求。

綜上，空天往返飛行器結構用先進樹脂基復合材料選材考慮樹脂基體因素更多，基體性能決定了復合材料主要性能的上限。如圖1~2所示，隨著飛行器結構性能要求的不斷提高，先進復合材料的樹脂基體對高韌性、高耐溫性能的需求越來越高。環氧樹脂從5208、3501發展至977、3900、LTM45系列，樹脂韌性不斷提高；這些樹脂都是采用熱壓罐固化和真空袋固化工藝，從2000年開始逐漸研發出電子束固化、非熱壓罐固化及樹脂膜熔滲(RFI)工藝用環氧樹脂體系。復合材料的應用從DC10、737等飛行器的承力結構逐漸增加至B-2、B777等大型飛行器的承力結構，應用部位也逐漸增加；并在民用和***飛機、航空發動機冷結構上應用逐漸增加。

雙馬來酰亞胺樹脂由5245發展至5250、5260系列，樹脂韌性、流動性等性能得到明顯的優化提高；聚酰亞胺樹脂由PMR-15、LARC-160發展至LARC-PETI-5，從低流動性熱塑聚酰胺發展到高流動性熱固性聚酰亞胺及進一步的改性聚酰亞胺樹脂及其復合材料耐高溫性能得到提高，綜合力學性能也有所改善。耐高溫樹脂材料的發展也更加關注工藝性、低能耗固化工藝及優化的制造工藝等技術方面；耐高溫復合材料應用由雷達天線罩、航空發動機零件發展到飛機體襟翼、F-22戰斗機機翼等領域，拓展應用至高速民用飛行器構件上。

近年來，在高韌性和高抗沖擊損傷容限(沖擊強度≥315 MPa)復合材料研制及性能研究方面取得持續的技術突破。高韌性的M91、X850環氧樹脂，兼具耐濕熱與韌性的3960環氧樹脂，耐**溫環氧樹脂，耐高溫F655-2、5270、5280雙馬來酰亞胺樹脂，均與**碳纖維具有良好的匹配性，且這些改性樹脂基體進一步提高了復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構的研制提供堅實的材料技術支撐。

空天飛行器機體結構材料根據構件尺寸、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；選用材料經過綜合試驗考核驗證，材料相對成熟，性能穩定。高韌性高損傷容限環氧樹脂復合材料、耐高溫增韌雙馬來酰亞胺樹脂復合材料及耐更高溫的聚酰亞胺復合材料是飛行器輕量化機體結構選用的主要材料。

二、國外空天往返飛行器復合材料結構制造工藝

歐洲空間局(ESA)在重復使用飛行器用先進復合材料技術方面研究表明：復合材料憑借輕質**，可設計性強，良好減振性能和低膨脹系數等鮮明特點，***減少了飛行器零件和緊固件數量，從而采用更少原材料、更少裝配時間實現飛行器整體裝配技術的變革。先進復合材料技術在以F-22、F-35、B787、A350、B-2系列飛機，Delta、Titan、Ariane、Falcon系列火箭等眾多型號為**的航空航天飛行器結構上的工程應用，證明了復合材料在飛行器結構上應用的可靠性和技術優勢。因而，采用復合材料設計和制造是空天往返飛行器先進性的典型體現，也是其結構技術的發展趨勢。

空天往返飛行器具有與航空飛行器相似的外形設計，其機體結構主要分為機身結構、翼面結構兩大類，機身結構主要包括前機身、中機身、后機身，翼面結構主要包括機翼、尾翼和體襟翼。機身包括壁板、框架、加強框、梁、口蓋、起落架艙及艙門等零組件，翼面結構包括翼梁、翼盒、副翼、方向舵等零組件。機體零組件結構形式包括層合結構、蒙皮加筋結構、桁架結構、夾層結構等。碳纖維復合材料在飛行器蒙皮加筋壁板、框架、梁等結構上具有鮮明優勢，如圖3所示；復合材料具有可設計性，可設計實現復雜結構三維編織、多軸大尺寸經編、縫合及復雜機身結構整體制造。

在國外飛行器機體結構發展過程中，機身、翼面結構形式上幾乎沒有變化，結構材料由金屬替換為比強度、比模量更高的纖維增強樹脂基復合材料，包括碳纖維和玻璃纖維。飛行器復合材料結構發展追求更高減重效率，更高整體化程度；機體結構制造工藝的高效化和低成本化。

復合材料結構的制造工藝包括基于預浸料的熱壓罐固化、模壓固化工藝，鋪放方式包括手工鋪放與自動鋪放工藝；基于纖維預制體的樹脂傳遞模塑(RTM)成型、RFI成型工藝；基于低溫固化預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入的樹脂傳遞模塑工藝、自動鋪放工藝。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飛行器結構采用了與空天環境相適應的復合材料整體化結構設計，并使用高精度成型模具技術實現了大尺寸構件整體結構成型；同時各零件之間大量采用共固化/共膠接工藝技術，實現復合材料結構整體制造，提高了結構效率，降低了裝配工作量；基于全復合材料結構/防熱一體化設計，采用了復合材料結構與熱防護結構匹配的連接技術。這些創新制造技術的應用，使X-37B飛行器具有鮮明的先進性和機動性，成為現階段**成功的可重復使用空天往返飛行器，從而助推了空天往返飛行器復合材料結構制造技術發展。

典型飛行器復合材料構件在制造工藝上，機身蒙皮基于IM7碳纖維復合材料采用自動鋪放工藝實現，環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現，地板梁和等截面加強件采用拉擠工藝實現，桁條和其他加強件采用模壓成型或熱壓罐成型工藝實現，低溫燃料箱采用纏繞工藝實現；貯箱間結構采用IM7/8552復合材料制造的蒙皮、縱梁和面板組成，上面板采用低溫固化復合材料制成，下面板采用自動鋪放工藝成型，框、梁采用RTM工藝成型實現。

可見，國外研究機構依據空天飛行器機體復合材料結構特點和使用工況，選用合適的增強纖維及編織形式、匹配樹脂基體制成復合材料，并選擇相應的制造工藝實現不同結構部件的制造。飛行器結構件制造工藝設計時，主要考慮二個方面：一是充分利用復合材料可設計性特性，大尺寸構件采用一體化壁板結構設計并整體固化工藝制造，以減少機體零件數量和裝配緊固件；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，隨著樹脂基復合材料應用構件逐漸從小型次承力結構件、大型次承力結構件向大型主承力件的發展，國外復合材料制造工藝也隨之深入研究，手工制造由手工鋪貼發展為RTM工藝、熱壓工藝、RFI工藝等，自動化制造由纖維纏繞工藝發展為熱固性預浸料自動鋪帶與自動鋪絲、基于加熱鋪放頭的熱塑性預浸絲/帶自動鋪放工藝及面向大尺寸構件的高質量非熱壓罐成型工藝。可見，復合材料制造工藝發展趨勢是制造工藝的自動化和低能耗，進而提高復合材料制造工藝的規范化和低成本化。一方面是高鋪放精度、高一致性的自動化制造工藝，如研究使用基于粉末浸漬預浸帶的干法自動鋪放、具有加熱加壓鋪絲頭的自動鋪放工藝；另一方面是低溫、低能耗的非熱壓罐固化工藝，如研究環氧樹脂基復合材料的電子束固化、感應固化，聚酰亞胺的液態浸漬工藝HT-VARTM等技術。

為滿足空天往返飛行器輕量化復合材料結構的比較好化制造實現，需要結合飛行器機體結構特點、使用工況，做到結構/制造一體化，綜合考慮結構設計及其可制造性、制造材料及基礎性能數據、制造工藝、制造成本及制造周期等因素，迭代優化機體結構及實現方案，確定比較好的結構模型、制造材料及制造工藝。

三、國外空天往返飛行器復合材料結構研制應用進展

空天往返飛行器相對于一次使用的運載火箭，大幅降低發射成本，縮短發射周期，靈活完成進出空間任務，滿足天地多次往返的使用需要。美國、英國、俄羅斯及日本等國家自上世紀50年代都先后投入大量人力和物力開展這類新型飛行器的研究，取得了不同階段的研究成果。其中研究**突出的是NASA主導研發的X系列驗證機計劃(又名“探路者”計劃)，突破眾多關鍵技術，研制出不同試驗任務的飛行器，并成功完成多次飛行試驗，提高了重復使用運載器的技術水平，為重復使用空天飛行器工程應用奠定了良好基礎。

3.1 美國空天往返飛行器復合材料研制應用進展自上世紀50年代起，美國著手開展先進空天飛行器的技術基礎研究工作；80年代中期，啟動了“國家空天飛機(NASP)”計劃，但因目標過于超前，1994年被迫中止。隨后，美國采取分階段的發展策略，繼續研發和驗證先進空天飛行器相關技術。空天飛行器計劃由美國空軍和NASA共同提出，1996年項目開始實施，進行軌道機動可重復使用飛行相關技術的驗證。美國NASA主導研發的X系列驗證飛行器，如X-30、X-33、X-37、X-43等項目，都將輕質碳纖維增強樹脂基復合材料作為必選的先進結構材料之一。碳纖維復合材料在X系列飛行器結構上的應用部件和比例逐漸增加。

(1) X-33飛行器項目

X-33項目是NASA與洛克希德·馬丁公司于1996年啟動的可重復使用運載器技術驗證項目，目的是為研制可完全重復使用的實用型運載器進行技術準備。該項目研究推進為后續空天飛行器研究工作提供了研制基礎，但在技術難度過大和***的雙重壓力下，X-33項目于2001年取消。

X-33空天飛行器是一個大型可重復使用運載器的半尺寸亞軌道驗證機，飛行器長21.0 m，寬23.5 m，起飛質量129.27 t，比較大飛行馬赫數13.8；X-33飛行器內部結構圖見圖6，機體結構包括機翼、體襟翼、尾翼、航電艙、液氫貯箱和液氧貯箱等。

為了減輕機體質量，X-33飛行器機體大量采用復合材料制造；機體上部熱防護板塊結構、后推進結構、液氫貯箱都采用復合材料設計，如圖7所示。機翼面板蒙皮和箱間段設計采用了碳纖維增強雙馬來酰亞胺樹脂基復合材料，材料為IM7/5250-4復合材料。

液氫貯箱蒙皮面板為IM7/977-2復合材料+Korex蜂窩結構，蜂窩為杜邦公司生產的芳綸紙蜂窩。如圖8所示，垂直隔板、水平隔板都設計采用了IM7/977-2復合材料制造；前/后隔板、前/后擴展端口隔板設計為IM7/977-2復合材料面板+蜂窩夾層結構，蜂窩為美國UlTRACOR公司生產的蜂窩芯；前環、水平縱梁及垂直縱梁設計為三維機織預制件，采用RTM工藝成型獲得。

(2) X-34項目

美國軌道科技公司(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，設計并研制了X-34空天飛行器，飛行器長17.6 m，翼展8.5 m，比較大飛行馬赫數8.0。

該飛行器經過多次技術革新，采用全復合材料機身主結構和推進劑貯箱，機身結構多采用復合材料蜂窩夾層結構形式，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浸料用于機身蒙皮和機翼梁，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，創新地引入了復合材料非熱壓罐固化、低溫固化等工藝技術增加制造靈活性，并采用不使用工裝的激光定位裝配技術降低裝配成本。X-34飛行器所有復合材料部件采用ACG公司的LTM45EL預浸料，可在60℃固化，180℃后固化處理(相比于熱壓罐固化同種復合材料，低溫固化復合材料的壓縮強度降低22%，層間剪切強度降低28%)，從而減小復合材料殘余應力，提高零部件尺寸精度。

此外，非熱壓罐固化復合材料在機體局部修補固化方面具有優勢，修補與機體結構使用的是同一樹脂體系復合材料，比非同樣樹脂體系的材料修補得更佳、更耐用；且可以采用加熱毯局部真空袋壓工藝，即可實現局部復合材料迅速低溫加熱固化。

機身復合材料夾層構件是基于鋼質成型模具采用熱壓罐成型工藝，夾層結構件采用三步固化工藝成型，后固化不依據成型模具執行；機翼蒙皮基于復合材料成型工裝采用真空袋壓固化，蜂窩夾層結構件采用一步共固化工藝成型，構件后固化在模具上實現；方向舵復合材料夾層結構件是基于鋁質模具采用三步固化工藝成型，構件后固化在模具上實現。采用激光跟蹤儀進行定位及裝配，定位精度控制在0.13 mm；同時為所有零件位置和型面建立數據庫，便于風洞或其它試驗后數據對比。

(3) X-40飛行器項目

美國波音(Boeing)公司提出X-40(ReFly)空間機動飛行器方案，旨在驗證返回末段的自主進場與著陸技術。X-40為復合材料結構無動力飛行器，機身采用碳纖維/環氧樹脂復合材料蜂窩夾層結構制造，機翼、襟副翼、全動雙斜尾翼、阻力板采用耐高溫雙馬來酰亞胺樹脂復合材料制造。

1997年，波音公司與美國空軍合作研制的X-40A進場著陸試驗飛行器，機體長6.7 m，翼展3.50 m，機身結構采用碳纖維/環氧復合材料與鋁蜂窩制造，成功完成7次無動力進場著陸試驗。在此基礎上設計的全尺寸X-40B飛行器，增加了液體燃料火箭推進系統等，但該機型研制中止，其技術支撐了X-37A飛行器的研制。

(4) X-37飛行器項目

X-37空天飛行器計劃是獵鷹(FALCON)計劃的一部分，是NASA于1999年啟動的空天飛機計劃。2002年一度取消，2004年由美國**高級項目研究局(DARPA)接手，又于2006年由空軍快速響應能力辦公室(RCO)負責，由主承研方波音公司研制出2架試驗機。X-37項目包括兩個子項目，進場與著陸試驗飛行器(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，主要結構采用耐高溫雙馬來酰亞胺樹脂復合材料及其蜂窩夾層結構件制造，完成6次進場著陸試驗，為X-37B軌道試驗飛行器設計優化及研制提供了重要依據。

X-37B飛行器(圖9)總長8.84 m，翼展4.54 m，高2.9 m，機身長7.83 mm，載荷艙長2.1 m、直徑1.2 m，其尺寸大約只有美國已退役航天飛機的四分之一，尺寸較小，主要驗證飛行器結構材料、在軌道運行、自主返航及水平著陸等關鍵技術，成為實現可重復使用、小型無人多功能的太空運載器或作戰平臺。

X-37B飛行器結構件的設計采用了整體結構(Integrated structure)的概念，設計中將很多零部件裝配組成整體結構，設計盡可能保證纖維連續性，提高機體的結構效率。飛行器主結構全部采用輕質復合材料設計與制造，機身結構大量采用先進耐高溫復合材料及其蜂窩夾層結構制造，選用的是美國Cytec公司的IM7/5250-4碳纖維增強雙馬來酰亞胺樹脂復合材料；機身上壁板、下壁板、口蓋、縱梁等結構為整體結構件，都是復合材料共固化整體結構件。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、緊固件及模具數量。

機身蒙皮為夾層結構，表層為3~6層的IM7/5250-4碳纖維復合材料，內層為玻璃纖維和酚醛樹脂的復合材料F50-HRP，中間層為波紋板(Flexcore)結構形式；表層和中間層之間用膠黏劑粘接，固化后就形成了蒙皮結構。

機翼、體襟翼及阻力板結構采用輕質耐高溫結構材料，為NASA蘭利研究中心研發的IM7/PETI-5碳纖維增強聚酰亞胺樹脂復合材料。引入耐高溫PETI-5聚酰亞胺復合材料可以提高熱防護系統(TPS)的背溫(從204.4℃提高至232.2℃)，進而減少TPS的厚度；且可使整個翼面結構(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構；機翼結構厚度的增加將會直接提高其剛度，特別是*有25.4 mm厚的外表面根部位置。

機翼上蒙皮、下蒙皮、機翼主梁、翼套梁都為夾層結構，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合材料層壓板。減速板面板使用碳纖維/聚酰亞胺復合材料，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械連接，機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構驗證試驗，試驗過程中，對飛行器施加了飛行和著陸時典型載荷。試驗成功后，飛行器機身運回波音公司的試驗廠房，如圖12所示，進行后續組裝和系統集成工作。

X-37B飛行器成功地通過了5次空天往返飛行試驗，先后創造了674天、718天、780天在軌運行紀錄后安全返航，目前仍在第6次太空飛行試驗中；飛行器輕質復合材料結構系統不僅能夠滿足機體結構動、靜、疲勞強度的要求，還能在近地軌道環境、再入大氣層氣動加熱的高溫環境保持設計要求的力熱性能。

正是通過X-33、X-34、X-37等一系列X飛行器試驗計劃，美國掌握了可重復使用空天飛行器的大量關鍵技術；先進復合材料結構技術的發展和應用驗證，是保證下一代空天飛行器研制的重要基礎支撐。

3.2 國外其他國家空天往返飛行器復合材料研制應用情況

在先進重復使用空天飛行器研究方面，英國設計了“霍托爾”、“云霄塔”空天飛行器方案、德國設計了“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、印度和巴西等國也相繼提出了各自的空天飛機方案。然而這些國家設計研發的空天飛行器均未見具體實施和飛行試驗成功的報道。

日本宇宙開發事業團(NASDA)和日本國家航空航天實驗室(NAL)共同開展HOPE-X空天飛行器的全復合材料機身結構設計、整體成型技術、連接與裝配技術等方面研究工作。該飛行器機體總長13 m、寬9 m，翼身組合結構，主體結構采用全復合材料夾層結構，選用碳纖維環氧樹脂、雙馬來酰亞胺樹脂及氰酸酯樹脂的先進結構復合材料，蜂窩芯材為鋁蜂窩。復合材料的樹脂基體為日本***開發的低溫固化環氧樹脂，具體牌號未透露；復合材料構件固化溫度約為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合材料結構內部熱應力，提高結構件型面及尺寸精度。

HOPE-X飛行器大型上機身構件成型模具采用金屬框架+復合材料工作面的方案，復合材料工作面采用碳纖維復合材料+玻璃纖維復合材料的組合制造，熱膨脹系數與復合材料機身一致，保證了固化后構件型面精度。機翼面板和艙門尺寸小、結構簡單，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，模具材料為無機陶瓷與玻璃纖維復合材料組合而成，價格便宜，易于采用數控機床加工；且該模具具有良好精度，熱膨脹系數與復合材料零件一致。

HOPE-X飛行器采用自動鋪放技術、RTM工藝及熱壓罐工藝等技術實現全部復合材料構件的制造。真空袋壓成型工藝用于制備機身蒙皮壁板和下部機體壁板等大型結構件，熱壓罐成型工藝制備縱梁、隔框和環形肋等機體內部尺寸精度要求高的中小尺寸結構件。采用整體成型工藝技術實現大型復合材料構件的制造，翼身融合體與上部機身采用二次膠接/共膠接固化工藝組合成整體，復合材料梁與翼身融合體之間及復合材料框與蒙皮壁板之間都采用二次膠接/共膠接固化工藝實現組裝。結構件膠接固化在大型固化箱中實現。框架與機身壁板連接采用單側L形件和濕預浸料鋪貼，可顯著提高框架與壁板間的膠接強度。

歐洲航天局(ESA)開展的過渡性試驗飛行器中間試驗車輛(IXV，Intermediate experimental vehicle)為技術驗證飛行器，總長4.4 m(不含體副翼結構)，側向寬度2.24 m，法向高度1.54 m，驗證研究可重復使用滑翔返回式天地往返運載技術。試驗成功后，將繼續開展更為深入的增加機翼、V尾等結構的創新空間飛行器(ISV，Innovative space vehicle)的研究計劃，結構類似于X-37B飛行器。

IXV飛行器結構系統主要包括框、梁、口蓋和壁板等，主體結構主要選用碳纖維增強復合材料；其中上、下壁板及側壁板是復雜曲面結構，為復合材料制造的整體結構件。

結合典型L形構件的固化回彈變形趨勢仿真結果，指導零件成型模具及工藝優化。為了控制壁板的固化變形量，大型壁板結構件通過使用試驗驗證的型面補償成型模具制造。為了保證夾層結構壁板構件中預埋件定位準確，采用了激光投影輔助定位技術。

英國噴氣發動機公司主導研制的云霄塔(SKYLON)飛行器，設計為水平起降、單級入軌的重復使用運載器。機身總長約83 m、翼展25.4 m，主承力結構采用碳纖維復合材料桁架結構，具體材料未透露。機翼的翼梁(可能采用復合材料制造)作為主承載結構穿過機翼，每根翼梁貫穿整個翼展。SKYLON飛行器研制進展緩慢，還未進行驗證飛行。

俄羅斯**流體力學研究院( TsAGI) 完成了可重復使用空天飛行器的第一階段可行性研究，飛行器的俄文縮寫是МРКН(圖17)，意為多用途火箭運載器。風洞試驗獲得了有關飛行器著陸過程中氣動特性等數據，TsAGI 將繼續對該飛行器進行試驗和制造，對于機體結構材料并未報道。

四、國外空天往返飛行器復合材料結構發展趨勢

美國X系列飛行器總的發展方向正朝著航空航天結合逐步推進，X-37B的飛行成功意味著美國在空天飛行器研制與應用方面邁出了一大步。進入21世紀以來，NASA先后與諾斯羅普·格魯門公司合作研發X-43A無人作戰飛行器，與灣流公司合作研發X-54未來超聲速運輸技術驗證機，與洛克希德·馬丁公司合作研發X-55先進復合材料貨運飛行器驗證機。NASA還主導新研多次使用的快速反應小型低成本飛行器(RASCL)。美國**高級項目研究局(DARPA) 主導的“試驗性空天飛機”(代號XS-1)項目，將在X-37B飛行器基礎上，以二級入軌和完全可重復使用方式大幅度降低進入太空成本。XS-1空天飛機將具有頻繁起降的航空器特性，同時兼顧高超聲速飛行器和快速進入空間飛行器的技術發展。

隨著可重復使用飛行器概念及技術的飛速發展，美國、英國、俄羅斯等國家將會進一步加快空天往返飛行器的深入研究及試驗驗證工作，對于先進高性能結構復合材料的需求和應用研究相應增加。飛行器輕質復合材料結構系統必然會追求更高比強度與比模量、更佳耐空天環境性能、更好可靠性材料體系以滿足服役環境下結構完整性要求，復合材料構件制造將朝著高度集成整合、數字化、規范化、智能化方向發展，以適應服役飛行器高效高質量制造需要。

五、結語

相比于傳統材料，先進樹脂基復合材料具有鮮明的高比強度、高比剛度等性能優勢，可以滿足空天往返飛行器的輕量化結構設計與制造需求。從國外空天往返飛行器輕量化結構系統研制進展可見，匹配不同結構部段使用溫度的高性能碳纖維增強樹脂基復合材料，是飛行器輕質機體主承力、次承力結構選用的主要結構材料；依據飛行器機體結構特點和受力工況，綜合考慮不同復合材料制造工藝特點、制造成本等因素，采用合適的制造工藝實現結構件的比較好制造。高性能樹脂基結構復合材料已經應用到以X-33、X-37B、HOPE-X為**的空天飛行器機體結構件研制中，驗證了空天飛行器用輕量化結構和材料技術，應用成熟度達到較高水平。先進樹脂基結構復合材料技術是空天往返飛行器輕質結構件研制的**技術之一，也是實現飛行器總體性能的關鍵一環。

來源：復合材料與工程