罗楚养，孙毓凯，王文博，魏仲委，蔡培培，黄帅军，程 功

(1.东华大学 民用航空复合材料协同创新中心，上海 201620； 2.中国空空导弹研究院，河南 洛阳 471009；3.32381部队，北京 100072)

0 引 言

空空导弹自20世纪40年代诞生起，已经走过了70多年的历程。空空导弹作为一种机载武器，随着载机平台和空中目标性能的不断提高、空战战术的不断发展以及各种新理论、新技术、新材料在空空导弹设计制造中的不断应用，空空导弹技术获得了迅速的发展[1-5]。近年来，随着我国四代机和舰载机的服役，四代机内埋、超声速巡航、超机动能力、超隐身等特点要求空空导弹具有更高的速度、更远的射程和更大的机动能力，而舰载机服役面临的着舰冲击和海洋大气环境等[6]新难题也需要新型空空导弹在设计上适应这些新变化。总体结构技术是导弹武器系统的关键技术之一，弹体结构包括天线罩、舱体、舵面、翼面、整流罩等，将各组件合理、有序地连接在一起形成一个具有系统性能的产品。结构技术的每一次变革，都将对系统性能产生深远影响。同时，结构技术的发展方向，又离不开总体技术的牵引。随着空空导弹向小型化、多用化、轻量化发展，近年来，空空导弹结构技术主要围绕轻量化技术、小型化技术、热防护技术和海洋环境适应性技术等四个方面进行突破。本文从技术特点、技术难点、技术方案等方面对以上四个关键技术进行了梳理与分析，总结了我国空空导弹结构技术的研究现状。

1 结构轻量化技术

轻量化是飞行器结构设计永恒的目标，结构轻量化主要包括两个方面：一个是材料技术；另一个是设计技术[7-8]。材料技术主要是采用轻质高强的材料，比如先进复合材料[9-12]和轻质合金[13]等；设计技术主要包括拓扑优化、新型点阵结构[14-18]等新型设计手段和结构方案。铝合金、镁合金、铝锂合金等轻质合金和PPS(聚苯硫醚)、PEEK(聚醚醚酮)等工程塑料具有优异的力学性能，通常用于弹内骨架材料。但对于舱体、舵翼面等弹体主承力结构，其服役环境较为苛刻，不仅要满足大机动条件下的强刚度和稳定性要求，同时还面临气动加热的高温环境[19-20]。对于此类结构，通常采用高强度钢、钛合金、高温合金等材料制造。先进复合材料具有重量轻、强度高、可设计、抗疲劳，易实现结构功能于一体等特点，在航空航天领域应用，显示出其他材料难以比拟的优势，目前已广泛应用于飞机、导弹、火箭、航空发动机等结构上，并取得了优异的减重效果[21-24]。采用先进复合材料进行弹体结构减重设计是未来机载武器结构技术的重要发展趋势之一。结构轻量化设计，首先要保证结构的安全性。与其他战术导弹不同，空空导弹通常要经历挂机飞行和自主飞两个阶段。可见，空空导弹复合材料结构需同时面临飞机复合材料结构的损伤容限问题和高超声速导弹的高温结构完整性问题[25-28]。因此，如何确定含损伤结构在挂飞过程中的损伤扩展情况，并保证自主飞阶段含损伤结构的高温结构完整性，是空空导弹复合材料结构设计的难点。其次，弹体结构通常由多种材料组成，不同材料之间的线膨胀系数不同，在高温下会产生较大的热应力，如果不考虑不同材料之间的热匹配，将会使结构提前破坏。结构的热匹配主要包括主承力结构之间连接的热匹配和主承力结构与内外防热材料的热匹配两个方面。近年来，国内相关单位采用耐高温的碳纤维增强聚酰亚胺复合材料，研制了多种弹体结构件，包括复合材料舵面(见图1)、复合材料舱体(见图2)、复合材料连接环(见图3)等。目前这些结构均经过了地面静力试验和静热联合试验，并系统研究了弹体复合材料结构在高温下的失效机理和失效模式[19-20]。

图1 复合材料舵面Fig.1 Composite rudder

图2 复合材料舱体Fig.2 Composite fuselage

图3 复合材料连接环Fig.3 Composite attaching collar

2 结构小型化技术

新型战斗机对隐身性能的追求使得机载武器不再外挂于飞机机身和机翼下方，而是挂装在专门的内埋式弹舱内。为了提高载弹量，载机对机载武器提出了结构小型化需求。结构小型化可通过减小弹径、减小舵翼面尺寸、舵翼面折叠或伸缩来实现。前两种方式会牺牲一定的总体性能，后一种方式由于引进了额外的执行机构，会降低结构可靠性[29]。为了不降低总体性能指标，通常采用折叠/伸缩机构来减小弹体的横向尺寸。

2.1 折叠舵/翼面

折叠舵/翼面是将气动面展向的一部分或全部用折叠机构将气动面折叠，解除约束后，气动面自动展开并在规定位置上可靠锁定。折叠舵/翼面在地空导弹、舰空导弹、地地导弹等战术导弹上应用较多，这些导弹通常都是筒式发射，一般采用人工折叠，舵/翼面折叠后在筒内依靠筒壁进行约束，导弹出筒时自动展开并锁定[30-31]，如图4所示。按弦向分离面位置可分为全折叠和部分折叠两种型式。全折叠翼包括卷叠式、潜入式、尾翼式、纵向折叠式等[32]。部分折叠的弦向分离面在翼面中部，通过对外翼进行一次或多次横向折叠实现导弹横向尺寸的减小[33]。对于地空导弹、舰空导弹、地地导弹、舰舰导弹、岸舰导弹等战术导弹，其发射时通常处于准静态，导弹出筒时速度较低，舵/翼面载荷和气动干扰较小。而对于空空导弹，通常要求满足载机超音速大过载下发射，导弹在发射瞬间受到的载荷和气动干扰较大，导致载荷具有较大的不确定性。同时，为了确保载机安全，内埋弹射用折叠舵/翼面要求具有更高的可靠性、安全性、保形性和可维护性。这就需要折叠舵/翼面在非常狭小的空间内完成初始锁、终位锁、展开机构及折叠机构的设计。因此，内埋弹射用导弹折叠舵/翼面的设计较其他类型导弹折叠舵/翼面难度更大。内埋弹射用导弹折叠舵/翼面主要解决以下的关键问题：

(1)高安全、高可靠折叠展开机构设计——满足大力矩输出要求；

(2)初始锁与终位锁机构设计——满足可靠锁制以及维护要求；

(3)机构与舵体的一体化设计——满足保形减阻要求；

(4)位置感知设计技术——实现不发射不展开目的；

(5)间隙控制——防止出现气动弹性问题；

(6)展开冲击控制——多余能力处理。

为充分验证其功能可靠性，还需开展地面性能试验、全尺寸风洞展开试验[34]、地面静态弹射展开试验[35-36]、地面振动试验[37]、空中发射试验等。其中，展开的驱动方式是内埋弹射用导弹折叠舵/翼面的核心技术，目前常用方案有：燃气驱动、气源驱动、弹簧驱动、扭杆驱动、电驱动等。

图4 筒式发射折叠舵面Fig.4 Barrel type launching folding rudder

2.2 伸缩舵/翼面

由于折叠舵面在展开之前无法参与弹体的控制，这会给弹射分离带来很大的风险，甚至危及载机安全。为此，另一种减小舵面横向尺寸的方案，即伸缩舵方案，近年来也引起国内外学者的关注[38-39]。相比折叠舵面，伸缩舵面具有以下优点：(1)使用更加灵活，展开前后均可参与控制，机弹分离时可预置舵偏或根据指令偏转，控制分离姿态，更利于分离安全；(2)为未来可变气动外形导弹设计提供了可能。但同时，其设计难度也更大。伸缩舵设计难点包括：极小尺寸伸缩机构设计、锁制机构设计、位置感知设计、运动机构的模态控制技术、颤振抑制技术[40]、运动匹配技术等。目前主要的驱动方式包括弹簧驱动、电机驱动、形状记忆合金驱动、气源驱动等。

3 结构热防护技术

随着空空导弹飞行速度的提高，弹体表面气动加热现象显著增加，导致表面温度急剧上升。当导弹飞行马赫数达到5时，驻点温度可达850 ℃。剧烈的气动热极易导致材料丧失强度、舱内电子及通信组件等受到破坏，影响飞行可靠性，因此必须对高超声速导弹进行有效的热防护。可见，热防护技术是导弹武器系统的关键技术，往往决定了其任务的成败[41-44]。空空导弹热防护系统包括弹体外防热、弹体内隔热和舱内热控三个方面。空空导弹的飞行马赫数通常在3～7之间，弹体外表面在气动热的作用下其驻点温度高达1 685 ℃。目前空空导弹常用的弹体结构材料在此温度下很难保持良好的强刚度。因此，有必要对弹体进行外防热，以保证结构的强刚度满足导弹使用要求。弹体内隔热和舱内热控则是为了给舱内电子元器件提供一个良好的工作环境，以保证其在服役期间的工作可靠性。

3.1 结构外防热技术

空空导弹结构外防热系统具有以下特点：(1)弹径小、曲率大，导致防热涂层与基体的界面应力大；(2)任务剖面复杂，需要面临挂飞和自主飞两种工况；(3)服役环境苛刻，不仅要适应大陆气候环境，还要适应舰载海洋气候环境；(4)批量大，需要考虑成本及生产周期。因此，在进行弹体外防热设计时除了考虑隔热性能，同时还要考虑使用维护性以及环境适应性。

弹体外防热设计主要包括热环境预示、热防护设计和试验验证三个方面[45]。首先要通过分析或试验得到气动热边界，然后再进行热防护设计，选择合理的防热材料，并确定防热层厚度和工艺，最后进行试验验证，包括电弧热风洞试验和石英灯热辐射试验。高精度的热环境预示和天地一致性验证技术是热防护设计的两个关键问题。当物体在空气中高速运动时，其壁面和气体之间发生剧烈的摩擦，紧靠壁面的一层空气质点受壁面的吸附作用被快速加速，同时带动外层空气质点随物体一起运动。紧靠壁面的一层空气温度最高，形成对壁面的加热。根据具体的弹道条件，气流的阻滞温度一般可通过工程算法或计算流体动力学得到，然后通过地面热环境吹风试验进行修正。气动热与弹体结构之间属于强迫对流换热，其对流换热系数与飞行速度、飞行姿态、飞行高度及大气的温度、压力、密度、热导率、比热容、运动黏度等热物理参数，结构表面的形状、尺寸等几何特征和表面状况等一系列因素相关。由于各个因素之间的关系十分复杂，某些因素的变化不可避免地导致其他一些因素也发生变化。因此，很难用理论分析和综合试验的方法求得精确解[46]。在处理实际问题时，采用传热学中的相似理论方法，分类、分组地建立温度、运动和几何关系上的某些相关参数的特征表达式即相似准则，将个别的试验结果推广到整类、整体现象上去，获得经验或半经验公式。通过有限元或有限差分法求解，并根据不同的要求可分别求出热壁热流、冷壁热流和恒温壁热流，再进行传热分析，即可求得结构的壁面温度分布。实际上，气动热环境预示是极其复杂的过程，弹体结构表面包含吊挂、天线、舵轴、翼面安装座等多种不规则凸起，以及舵翼面、整流罩等非旋成体结构，要将如此复杂的结构表面温度算准难度极大。当结构表面喷涂烧蚀型防热涂料时，涂料在高温下烧蚀、分解、剥落，使结构表面形态发生变化，导致对流换热系数更无法计算。因此，通常采用工程算法估算气动热环境，然后开展地面热环境吹风试验，修正气动热边界，接着根据气动热边界开展地面电弧热风洞试验，验证外防热方案的可行性。

电弧热风洞试验可模拟气动热与结构之间的对流换热环境，同时还可以考察气流对表面的剪切效应，但很难模拟结构的力学响应，不适用于结构特性研究。石英灯辐射加热是地面结构热试验最常用的方法，可以在大面积上获得1 300～1 500 kW/m2大小的瞬态时变热流密度，既适用于大型全尺寸结构热试验，也适用于小型试验，对于外形及结构复杂的试验件，有较好的适应能力[47-49]。热防护系统的地面结构热试验包括热强度试验、热性能试验和热环境可靠性试验。热强度试验是考核结构在热-力耦合作用下的力学响应[50-52]；传热试验旨在研究结构的导热性能，验证传热计算方法，实测结构热阻的大小，筛选结构防热层材料，确定防热层构型和厚度等[53-57]；热环境可靠性试验是考核弹内电子元器件在热环境下的工作可靠性。

弹体外防热设计的另一项验证工作即为空中靶试验证。首先在弹上典型部位设置测温传感器，并通过弹载遥测系统将导弹的测温数据实时地传输到地面接收站。弹载测温数据作为最真实的热环境数据，是整个热防护系统验证的关键一环。通常弹载测温系统需要测量弹内空气温度、隔热层内壁温度、组件结构温度和弹体结构温度。对于弹内空气温度、隔热层内壁温度、组件结构温度等不会出现急剧升温和降温的情况，一般采用铂电阻温度计、热敏电阻、集成电路等温度传感器测量即可满足要求。而对于没有内外隔热层的弹体壳体壁面温度的测温，则需要采用能够适应大温度变化率的测温传感器，目前常用的有K型热电偶。

3.2 结构内隔热技术

弹体外防热主要将弹体表面温度降至弹体结构材料可承受的温度范围内，而舱内组件的工作温度一般要求在85 ℃左右。因此，为保证舱内电子元器件的可靠工作，需要在舱内进行隔热设计。由于舱内无需面对舱外高速气流的冲刷，因此，空空导弹舱内隔热层多采用低热导率的隔热材料[58]，如超细玻璃棉、软木、气凝胶复合材料等。对于外防热设计，在选材时主要考虑以下三个方面：(1)耐热性——如何抵御高温高速气流冲刷；(2)隔热性——如何有效屏蔽热量；(3)环境适应性——如何适应各种极端环境。而对于内隔热，则主要考虑材料的功能性。如导引头天线罩的隔热，通常需要选用具有透波、隔热、承载一体的隔热材料。而对于舱内其他部位，则根据可用空间选用合适的隔热材料。气凝胶是当前室温热导率最低的固体材料，但其强度低，对高温红外辐射传热透明，高温热导率高，无法满足飞行器大热流、强振动等苛刻热力环境及特殊功能部位应用要求[59]。近年来，研制兼具高强韧和高温低热导率特点的高性能气凝胶复合材料成为了国内外研究的热点。目前，已有多种气凝胶复合材料应用于高超声速飞行器的内隔热：如在天线罩内壁，应用透波、隔热气凝胶隔热复合材料；在舱体、整流罩内壁，应用高强、高韧、轻质高效气凝胶隔热复合材料[60]。

3.3 舱内热控技术

随着空空导弹向小型化、高性能化和远程化发展，导弹仪器舱的空间被进一步压缩，舱内电子元器件的功率却在不断增加，导致组件自身发热量超过组件可承受范围，这就需要对舱内组件产生的热量进行控制，确保舱内环境温度在电子元器件额定工作范围内[61]。弹体结构的内外防热将气动热进行了隔绝，但同时也切断了舱内自身热量向外传导的路径。空空导弹舱内热控技术主要为了解决高可靠性要求的设备与高功率、大密度电子元器件的散热问题[62]，具有以下特点：(1)舱内空间小、器件多、瞬时功率大、高度集成化布局；(2)舱外气动热严酷，导弹自主飞时无法将舱内温度导向舱外；(3)使用工况复杂，需要满足挂飞长时低功耗和自主飞短时全功耗两种工况。

热控技术主要分为主动控制和被动控制两种[63]。主动控制可以通过自动控制系统调节导弹内部设备温度，也可以对热源进行设计，对其进行功率控制，使热源的发热量低于组件工作要求，或通过弹道规划对重要发热组件的工作时间进行控制，但这会对总体性能造成一定的影响。被动控制是对局部热点进行散热。局部热点的散热首先需把热量传导出来，然后再将传导出来的热量进行存储或散发，其关键技术是传热路径的设计。目前，对于小热耗设备，通常依靠自身热容，在其工作时间内抑制温升，保证器件温度不超标；而对于大热耗设备，则需在组件安装面增加相变板，通过相变蓄热的方式达到抑制温升的目的。但对于大热流器件，局部热源产生的大量热量无法快速扩散，导致相变板热转换效率低下，相变蓄热达不到预期效果；而对于长时间工作组件，由于蓄热量需求大，相变板重量无法承受，无法满足空空导弹舱内热控设计要求。针对空空导弹特殊的舱内热控设计要求，提出环路热管和壳体热沉组合、均温板和相变板组合的方案，在挂飞长时间低功耗情况，利用环路热管在热源和热沉之间建立散热通道，将热量传递到壳体热沉排散，降低热源温度；在自主飞短时全功耗情况，热管自动截止，隔绝高温壳体的热量回流，利用均温板将局部热流扩散到整个面，然后利用相变板蓄热，抑制热源温升。此方案的关键技术为均温板和相变板的耦合设计以及适应多种工况的热量自主管理技术。

4 结构舰载海洋环境适应性技术

随着我国的航空母舰及舰载机的服役，空空导弹不仅要适应传统内陆气候环境，还需适应我国海域甚至全球海域最极端的气候环境和航母平台诱发的特殊舰载环境[64]。舰载海洋环境主要包括机械环境和气候环境两方面，机械环境主要是指舰船振动、颠震、倾斜摇摆、弹射起飞和拦阻着舰冲击等。气候环境是指高温、高湿、高盐雾与霉菌、强太阳辐射(“三高一强”)的海洋气候[6]。同一种结构材料在海洋大气环境中的腐蚀程度往往比陆上环境高出数十倍，因此舰载武器的可靠性受舰载海洋环境的影响非常严重，若不采取相应的措施，将直接影响舰载武器的作战使用效能，进而影响舰艇的作战性能，可见，海洋环境适应性是舰载武器装备的重要质量特性之一[65]。

4.1 舰载机械环境

由于其特殊的作战环境，舰载机停放、起飞和降落过程中所经受的机械环境与陆基飞机有很大的不同。首先，舰载机在停放过程中会经历航母平台诱发的机械环境，包括航母上各部件机械运动(如发动机、发电机、齿轮箱、螺旋桨、舰炮的射击等)诱发产生的机械环境，以及海浪的运动引起航母平台倾斜、摇摆的机械环境，除此之外，海风也会诱发舰载机产生机械运动[6]。其次，舰载机的弹射起飞会对飞机及机载武器产生一个较大的弹射加速度和剧烈的冲击环境[66]。由于航母的起伏和摇摆，舰载机必须以无拉平、大斜角、大下沉速度状态着舰，降落滑跑过程中需用阻拦索来使飞机迅速减速，这使得舰载机要承受比陆基飞机大得多的冲击载荷[6]。以上这些机械振动及冲击会对挂在舰载机上的空空导弹产生极为不利的影响，特别是机械振动和海洋腐蚀环境作用在一起，会诱发出应力腐蚀或者腐蚀疲劳现象，将使应力腐蚀断裂、腐蚀疲劳断裂等环境协同/叠加效应更加显著[66]。舰载机械环境不仅降低了导弹各组件的工作可靠性和寿命，尤其是显著降低了空空导弹吊挂结构的挂飞寿命。由于空空导弹通过吊挂与发射架连接，飞机的振动载荷和弹体本身的气动载荷及惯性载荷均要通过吊挂来平衡。与其他弹体结构不同，吊挂与发射架是金属之间的硬接触，无法通过普通的涂层进行防腐设计。并且，为了获得更大的装药量，发动机壳体材料通常采用高强度钢，这种材料在海洋大气环境下极易锈蚀。吊挂的挂飞寿命预测在陆上使用本身就是一个难题，再加上舰载机械环境和海洋大气环境的耦合，使空空导弹挂飞寿命的预测变得愈发困难，是影响空空导弹挂飞安全性的关键问题之一。

4.2 舰载海洋大气环境

空空导弹在舰上服役不仅要经受高温、高湿、高盐雾、强太阳辐射的海洋大气环境，还要经受航母动力装置排放的燃烧废气以及舰载飞机起飞、降落排放的尾气与高盐雾海洋大气形成局部富集SO2、NO2等污染物质的酸性盐雾气氛。这种特殊的舰载海洋气候环境对产品的影响主要体现在以下两个方面：(1)海洋气候高盐雾、高湿的腐蚀性气氛加速导弹弹体裸露金属结构的腐蚀，造成主承力结构承载能力下降，影响产品外观和挂飞安全，同时，造成电缆、密封圈、三防漆、防热涂层等非金属材料老化，影响产品功能；(2)海洋气候高盐雾、高湿的腐蚀性气氛进入产品内部，形成凝露会对内部电气造成损坏，在不同金属结构件间形成原电池造成电化学腐蚀，加速非金属件如密封圈、PCB板(Printed Circuit Boards,印刷电路板)老化，导致电器短路、功能失效等[67-69]。因此，应尽可能降低舰载海洋大气环境对产品功能和可靠性的影响。空空导弹结构在海洋大气环境下主要面临三大难题：一是长期处于海洋环境下，如何进行腐蚀与防护；二是弹体由多种不同金属组成，金属间的电位差腐蚀如何避免；三是弹上功能涂层的海上失效问题。

目前，通过对产品级和材料级的海洋气候自然暴露试验发现：导弹的翼肋、吊挂、螺钉以及舱段对接面等部位均出现了不同程度的锈蚀。关于空空导弹结构海洋环境适应性，目前仍面临以下几个问题：一是空空导弹所用功能涂层，如透波涂料、热防护涂料等在海洋环境下的使用寿命、性能变化情况等缺乏数据积累；二是缺少在海洋大气环境随机暴露过程中的结构材料力学性能变化规律研究及对应的实验室加速试验谱研究；三是尚未开展在舰载冲击及海洋气候腐蚀联合作用下的吊挂疲劳寿命预测方法和损伤容限分析技术研究。

因此，需利用已有舰载平台，尽快开展舰载武器特殊环境测量与分析、典型材料和机载产品的环境暴露试验工作，为空空导弹的环境试验条件确定和新的试验方法研究提供基础数据支持。

5 结 论

机载武器平台的更新换代和空战环境的复杂化与多样化，推动着空空导弹向小型化、多用化、轻量化方向发展。作为空空导弹武器系统的关键技术之一，弹体结构技术在轻量化设计、小型化设计、热防护设计和海洋环境适应性等四个方面开展了相关研究，并取得了一定进展，但在耐高温复合材料热损伤分析、含折叠(或伸缩)气动面的颤振分析、高精度的气动热环境预示技术、弹载高温瞬态时变测温系统、舰载海洋大气环境试验标准等方面仍缺乏系统深入的研究，需要进一步凝练科学问题，开展相关理论及试验研究。