一篇文章讀懂碳纖維復合材料在航空航天領域的應用淺析（下）
一、航空方面的CFRP應用業內一般認為，碳纖維復合材料在軍用航空方面的應用大體上可以分為三個階段（也有按四個階段分的，差異不大）。民機對安全性、經濟性、可靠性要求高于軍機，因此在應用上更加保守和延后，但也大體追隨了軍機的步伐。在此一并介紹。
階段——非承力結構：20世紀60-70年代：由于1公斤CFRP可以大體替代3公斤鋁合金，性能滿足要求，因此開始用于非承力結構，如艙門、前緣、口蓋、整流罩等尺寸較小的部件。對于民機，除了上述應用外，機艙大量的內飾也會用到復合材料，但其中有很多是芳綸或者玻璃纖維復材，這里不贅述。
國內方面：從難度上說，非承力結構是航空復材的小case，但是應用面卻廣泛。國內在技術上已無大的障礙，基本達到了國外類似的水平，需要的是大規模普及。相信ARJ21，C919和運20等大平臺和眾多無人機小平臺定型運營后，能夠為此提供廣闊的應用空間。
這些一般應用，大多用便宜的大絲束產品就夠了；而T300以上的產品，貴得離譜，好鋼用在刀刃上，于是大多用在承力結構上。
第二階段——次承力結構：20世紀70-80年代：隨著力學性能的改善與前期應用的效果提高了人們的信心，CFRP逐步擴展到飛機的次承力結構，即垂尾、平尾、鴨翼、副襟翼舵面等受力較大、尺寸較大的部件。
其中，1971年美國F-14戰斗機把纖維增強的環氧樹脂復合材料成功應用在平尾上，是復合材料史上的一個里程碑事件。波音B777也將CFRP應用于垂尾、平尾等多處部件，共用復合材料9.9噸，占結構總重的11%。
國內方面將CFRP用于軍機的舵面和翼面，也已經開始成熟。
根據《玻璃鋼》等雜志的公開報道，早在“六五”期間，沈陽飛機設計所、航空材料研究院和沈陽飛機廠共同研制殲擊機復合材料垂尾壁板，比原鋁合金結構輕21kg，減重30％。北京航空工藝研究所研制并生產的QY8911/HT3雙馬來酰亞胺單向碳纖維預浸料及其復合材料已用于飛機前機身段、垂直尾翼安定面、機翼外翼、阻力板、整流壁板等構件。殲轟-7A戰機采用了CFRP平尾。
2009年建國60周年國防成就展上，報道了殲-10在鴨翼、垂尾、襟副翼、腹鰭等所有7個舵面和腹鰭采用了CFRP材料，這與國外這一階段的發展水平基本相當。
2011年通用航空大會上披露，即將定型的獵鷹L-15高教機也采用了復材的機頭罩、方向舵和垂尾，其中舵面是CFRP。
在民機方面，ARJ21新支線飛機的復合材料技術水平大體達到了這樣一個水平，算是開了個頭，但大規模應用尚需時日。
國內某機型基于“π”形接頭盒段結構成型的CFRP垂直安定面（航空制造網）
獵鷹L-15采用了T300CFRP材料制作的尾翼舵面
國內CFRP次承力構件的廣泛應用，與T300生產進程密切相關。材料的國產化，產量的擴大化和價格的低廉化，分別為CFRP次承力構件的應用提供可能性、適用性和經濟性。從而終推動CFRP次承力構件成為國產軍民航空器的標配。
這一階段的材料和工藝，都是我們用T300和手工鋪疊工藝能夠達到的，因此未來的發展相對有把握。但如果制件再大些，承力再大些，就會涉及主承力結構了。
第三階段，從上世紀80年代至今，隨著高性能碳纖維和預浸料-熱壓罐整體成型工藝的成熟，CFRP逐步進入機翼、機身等受力大、尺寸大的主承力結構中。
美國原麥道飛機公司于1976年率先研制了F/A-18的復合材料機翼，把復合材料的用量提高到了13%，成為復合材料史上的又一個重要里程碑。后期更采用自動鋪絲技術為FA-18E/F制造CFRP的12塊機身蒙皮，10塊進氣管蒙皮，4塊水平尾翼蒙皮。F-16戰斗機BLOCK50之后也開始采用CRPR復合材料機翼。F-22戰機的復合材料用量已經提高到結構重量的22%。目前西方軍機上復合材料用量約占全機結構重量的20%~50%不等。
民機方面，波音777采用全復合材料尾翼，其翼面及翼盒構件，均采用自動鋪帶技術制造?？湛虯330/A340飛機長9m，寬2m，重200kg的大型蒙皮壁板。A380的后機身所有蒙皮壁板19段，22%的機身重量是CFRP。尤其是A380的8*7*2.4米翼盒，重8.8噸，CFRP就用了5.5噸，比金屬材料減重達1.5噸，其燃料經濟性相當可觀。
這方面的先行者，是波音公司的B787“夢想”飛機，復合材料應用率50%。CFRP廣泛應用在機翼、機身、垂尾、平尾、機身地板梁、后承壓框等部位，同時是個同時采用CFRP復合材料機翼和機身的大型商用客機，其23%的機身均使用了自動鋪絲機制成的CFRP材料。
值得關注的，是其機身：787機身工藝采用直徑5.8m的成型模胎安裝在一旋轉夾具上沿長軸轉動，先鋪長桁然后鋪皮，形成外表光滑的變厚度的殼體以及共固化的桁條組成的機身段，經過熱壓罐固化后，取下模胎。這一工藝可以代替由上百塊蒙皮壁板、加強筋及長桁、上千個緊固件組成機身的工藝，見下圖。
波音787直徑5.8米整體成型CFRP框段
在研機方面，波音公司X-45系列飛機復合材料用量達90%以上，諾斯羅普·格魯門公司的X-47系列飛機也基本上為全復合材料飛機。
看完波音的系列CFRP主承力結構產品，兵器迷想問問某些網友，憑哪條說美國是產業空心化，只剩下金融和房地產了？人家居安思危，幾句謙虛的自拙之語，被剛進入工業化不久的我們如獲至寶般的照單全收，再加以主觀放大，作為沾沾自喜的根據，實在不足為取啊。
國內方面根據中廣網的公開報道，2012年12月，中航工業西飛公司向商用飛機有限責任公司（簡稱商飛）交付了C919大型客機翼、襟翼及運動機構部段，這是C919大型客機七大部段中難度大、工作量大的兩個部分。這兩個部段尺寸大、結構復雜、外形公差要求高，尤其是國內民機長尺寸、長達15米的襟翼緣條加工，技術難度非常大。西飛突破了復合材料大型成型模具設計制造技術、復合材料構件預裝配變形控制技術等多項技術難關，整個研制過程全部采用先進的三維數字化設計、傳遞與制造，翼部段除1號肋是金屬件外，全部采用了先進的中模高強碳纖維/增韌環氧樹脂復合材料制造。這是國內次在固定翼飛機重要的主承力結構件上使用復合材料，代表了制造的碳纖維航空復合材料應用的高水平。
國內基于T形接頭共固化/膠接一體成型工藝研制的盒段件
國內采用CFRP生產的某機型縱橫向加筋機身壁板
注意，圖5的產品仍然面積較小，需要通過機械加工多塊拼接形成大型壁板。而波音787可以整體成型超長超寬的壁板，覆蓋在兩個大型工藝分離面（核心主框段）之間，如5.8m×7m的47段和4.3m×4.6m的48段CFRP壁板。
我們能做出來787這么大的壁板嗎？回答是：能。
這位眼睛瞪圓了——那為什么不用呢？
其實，國內C919大飛在一開始，也曾雄心勃勃，想做類似波音787這樣的大型整體壁板.但我們的工藝水平不成熟，雖然能做出來，卻無法控制批次質量的穩定性。廢品率高，成本自然下不來。C919是商飛啊，不是技術驗證機，安全性和經濟性都是一票否決，所以琢磨了很久，還是放棄了。仍然采用分塊成型拼接吧。
差強人意，亦屬無奈。
為了學習CFRP大型構件整體成型的新技術、新工藝，哈飛復合材料公司與外方合作伙伴一起，共同進行C919的部件開發。下圖6展示的，就是哈飛復材公司參與制造的C919機尾框段——在2.4米的長度內，直徑從2米平滑過渡到1.2米，一次整體成型，是目前公開所見國內合作制作的大體積整體成型CFRP制件，見下圖。
C919機尾76-81框的CFRP整體成型框段
CFRP主承力結構件，對T700，T800等高性能軍用碳纖維生產，以及大型復材整體成型技術提出了更高需求。國內在這兩方面又都存在短板甚至空白。因此大多數應用是探索性，合作性和階段性的。在短期內，我們尚無法做到主承力結構CFRP的大規模應用。
對此，正確的態度應當是：學而時習之。人有差距，不可怕。咱學，咱追，一定有一天咱超——就像空警2000一樣?？膳碌氖峭苑票『鸵估勺源髢煞N極端心態。這樣的心態，距離事實很遠，距離成功，那是無限遠。
CFRP三個階段的應用介紹完了，咱們再看看——
直升機、旋翼機、風扇葉片等其他方面包括CFRP在內的先進復合材料的用量甚至更大。如V-22魚鷹傾轉旋翼機，其結構的50%由復合材料制成，包括機身、機翼、尾翼、旋轉機構等，共用復合材料3000多千克，其中很大一部分是CFRP。V-22的整體后機身，原由9塊手工鋪疊的壁板裝配構成，后改為自動鋪絲工藝整體成型，減少了34％的緊固件，53％的工時，降低了90％廢料率。自動鋪絲技術同時應用于儲油箱、旋翼整流罩、主起落架艙門。已經下馬的“科曼奇”（RAH-66）共使用復合材料50%，歐洲新批次的“虎”式武裝直升機結構部件的復合材料用量高達80%，接近全復材結構。
國內方面2011年國際通用航空大會披露，我國與法國、新加坡合作研制的輕型直升機EC120的機身、垂尾、水平安定面、尾翼、前艙等結構均由CFRP等復合材料制成。在軍機方面，近年來所有的國產直升機旋翼都是多維編制的CFRP復材葉片，金屬旋翼葉片已經完全淘汰。報載：復材葉片和先進旋翼機構，已經成為直升機整體短板下不可多得的優勢點，水平基本與國外看齊——殲-20、武直-10、遼寧號這些平臺類的突破固然可喜，而直升機葉片這樣長期困境中的點滴進步，也同樣令人感動。
既然說起葉片，再嘮叨兩句航空渦扇發動機。
大家知道，航發的風扇葉片，大多采用鈦合金。金屬葉片有一個弱點，就是振動阻尼性能較差，高速旋轉時容易震顫，而且不易衰減。而且如果葉片本身已經有微小裂紋，就會在這種持續震顫中，引發裂紋由內向外快速擴張，在極短時間內造成葉片斷裂。這是一種比共振更加危險的振動現象。
因此，有些風扇就在每個葉片的兩側加一個凸臺，專業術語稱為“凸肩”。建國60周年空軍成就展上披露，在殲-11系列的AL31FN和WS-10A發動機進氣口，都有這樣的凸肩（見下圖）。這樣，葉片全部高速旋轉時，各凸肩形連起來成了一個加強環，增加了葉片剛度。而且，葉片是依次疊加的，每個凸肩“頂”著前面一個葉片，有效降低了阻尼震顫。但這樣做的后果，是凸肩增加了葉片厚度和重量，同時增加了葉片數量，降低了發動機的推重比。
殲-10發動機進氣口的凸肩（紅圈處）
而CFRP材料制成的風扇葉片，由于纖維多層交叉鋪貼，材料本身“各向異性”性能優越，裂紋生長緩慢，再加上振動衰減率比鈦合金快5-6倍，因此可以取消葉片凸肩。2010年珠海航展披露，GE和法國斯奈克瑪為C919大飛聯合研制的發動機LEAP-X，就采用了CFRP三維碳纖維編織物整體成型的風扇葉片，不但重量減輕了50%，葉片數也減少了一半。
國內發動機風扇葉片，目前只看到渦槳發動機的復合葉片，尚未見到實裝渦扇發動機使用CFRP的報道。2012年珠海航展上的CJ-1000A發動機是我國款商用渦扇航空發動機在研產品，據稱采用了CFRP寬弦復合大彎掠風扇葉片。讓我們假以時日，拭目以待吧。
在2011年國際通用航空大會上，“天弩”、“風刃”等無人機采用了全機結構CFRP材料，V750無人直升機、小型通用航空雙座飛機，也都大范圍采用了CFPR蒙皮，可以看作是國內碳纖維復材在通用航空領域的有益嘗試。
航空說完了，咱吧眼光再放遠點，看看航天吧。
二、航天方面的CFRP應用鼻錐和翼面：洲際導彈、宇航飛船高速再入大氣層時，由于絕熱壓縮空氣的阻力，飛行器表面的溫度非常高。美國阿波羅飛船指揮艙表面的高溫度達2740℃。利用CFRP系列中的分支——碳纖維碳增強復合材料CFRC（也稱碳/碳復合材料）制成燒蝕材料，熱力學性能優異，防熱效果好。如美國碳/碳復合材料在3837℃高溫持續255秒的過程中，線燒蝕率只有0.005毫米/秒，保證了航天飛機在1650℃的環境中連續工作40分鐘安然無恙。而且，碳/碳復合材料用來制造洲際彈道導彈的鼻錐和翼尖，在燒蝕過程中燒蝕率低、燒蝕均勻和燒蝕對稱。這保持了航空器的良好氣動外形，有利于減少非制導誤差，美國的民兵-III導彈，就采用了碳/碳復材鼻錐。
噴管喉襯：固體火箭發動機推進劑燃燒時產生的高溫高壓和高能粒子從噴管以3.0~4.5馬赫的超音速噴出，噴管承受3500℃高溫、5~15MPa的壓力和高溫沖刷。美國的民兵-III導彈，第三極火箭噴管喉稱采用了碳布浸漬樹脂，滿足3260℃工作60秒的需求。MX彈道導彈第三級發動機的噴管關鍵部位如外頭帽前段、整體喉襯入口段和喉部下游段采用了CFRC。固定體和柔性接頭絕熱層采用了碳纖維填充三元乙丙橡膠（EPOM）；海軍三叉戟Ⅱ型（D-5）的、第二級發動機采用了CFRC。
發動機殼體：導彈發動機殼體的減重，有利于提高導彈射程。美國“北極星”導彈的固體發動機殼體由金屬材料到CFRP材料制造，射程提高了1倍左右。例如，“北極星”AⅠ型的兩級殼體都用鋼，射程僅為2200km；AⅡ型級為鋼，第二級用GFRP，射程提高到2800km；AⅢ兩級都用GFRP，射程提高到4600km。三叉戟Ⅱ型（Trident-Ⅱ，D-5），固體發動機殼體采用了CFRP，射程由Ⅰ型的7400km提高到12000km，命中精度為90m，成為當前潛射洲際彈道導彈的主要型號。而且，美國目前的新型火箭，基本連殼體都是CFRP復材制成，重量輕、體積小、射程遠。
再入彈頭：洲際彈道導彈的頭部大面積防熱材料大多采用粘膠基碳纖維增強酚醛樹脂。美國Amoco、Hitco公司和白俄羅斯的斯威特朗岡斯克（СВЕТЛОГОРСК）是上生產粘膠基碳纖維的主要大廠。不但防熱效果好，而且粘膠基碳纖維和酚醛樹脂的純度高，堿、堿土金屬的含量相當低，重返大氣層過程中形成的燒蝕尾流含金屬離子少，不易跟蹤，加強了導彈的突防和生存能力。
級間聯接：美國GE公司為“阿特拉斯”導彈設計的高2.34米的聯接器，除口蓋之外全部采用碳纖維環氧樹脂復合材料，比鋁合金減重44%。
衛星結構材料：美國康維爾公司為雙元“OV-I”衛星制作了CFRP的四根大梁結構，減重68%。美國”ATS”衛星的地球觀測艙CFRP連接支架，長4.4米，僅重3.6公斤，可承受9頓負荷。比好的金屬支架減重50%以上，而且高低溫度下的變形很小。
有鑒于此，分析了一下印度烈火-5導彈的公開報道（17.5米的長度，50噸的重量，1噸的彈頭，長細尖銳的彈頭外形……），估計其尚不具備火箭發動機CFRP殼體，或者火箭CFRP外殼，且缺乏長程洲際導彈高彈道再入大氣層所需要的粘膠基碳纖維的獨立生產能力。果真如此，那么面對其航天大國和洲際導彈強國的炫耀，只能說，印度的進步是顯著的，差距也同樣顯著。
這位說了，說人家阿三，咱自己中不中啊？呵呵，咱往下看。
國內方面據《合成纖維》等雜志和網上的公開報道，我國在戰略武器方面的碳纖維應用情況如下：
火箭發動機殼體：的GFRP固體發動機殼體始于20世紀80年代，并已取得成功。“東方紅-2”通訊衛星運地點發動機、“風云-2”氣象衛星運地點發動機和“長征-2E”發動機的殼體都采用了GFRP來制造。我國研制成功的大型（殼體直徑1402mm，長2058mm）SPTM-14發動機與長二捆火箭配套，成功地將模擬衛星送入軌道，標志著我國大型GFRP殼體進入實用階段。之后，我國研制成功的EPKM-17上面級發動機殼體（直徑1700mm，長1874mm）與長二捆大推力火箭配套，于1995年末成功地將“亞洲二號”衛星和“艾克斯達一號”衛星送入36000km的太空。
火箭導彈殼體：我國研制CFRP殼體也取得了長足進步。1990年代后期，進行了T300固體火箭發動機殼體的基礎試驗、殼體結構強度試驗、點火試車等全程考核，完成了12K T700 CFRP殼體結構強度試驗。個用在型號上的是“開拓者一號”固體小運載發動機的第四級（直徑640mm），并于2003年9月飛行成功。實現了CFRP殼體的歷史性跨越。目前，T800 CFRP殼體預研試驗已經展開。
噴管喉襯：我國研制的C/CFRP噴管于1989年點火成功，出口壁厚薄處僅為0.9mm的大尺寸（Ф500~2000mm左右）噴管顯示出優異的綜合性能。
再入彈頭：根據《東華校友》“創制國防尖端材料的科研先鋒——記上海市勞動模范潘鼎教授”一文報道，2001-2003年度上海勞動模范，東華大學材料學教授、博士生導師潘鼎教授，主持了“300Kg/年粘膠基碳纖維擴試線”這一級重大軍工科研項目，用不同于國外原料的國產棉纖維素原絲制成了填補國內空白、產品質量達到國際先進水平的高純度航天級粘膠基碳纖維，成果無償轉給中科院山西煤化所，進行放大生產。課題組還制定了“GJB3839-2000”標準，形成了具有獨立知識產權、上獨一無二的，用棉纖維素粘膠簾子線制備碳纖維的技術及應用設備。該技術和產品榮獲2003年度科學技術進步二等獎，解決了DF-31導彈的定型難題，并使我國已成為美俄之外，能夠獨自掌握這一產品及其生產技術的第三大國。
衛星結構：據質量新聞網報道，我國2011年發射的嫦娥二號探月衛星，其定向天線的重要支撐部分，定向天線展開臂，是由哈爾濱玻璃鋼研究院研發的CFRP復材，總重量僅500余克，較使用鋁合金材質減輕近300克，但承重能力毫不遜色。
有朋友說，300克算什么??？呵呵，要知道，衛星的減重，是以克計的，少1克，能節約500克燃料。少300克，衛星就可以多帶一個相機或望遠鏡，多完成一些任務。再看看減重比例：40%，還是很有效的。
總結至此，關于碳纖維及其復合材料在航空航天領域的發展淺析系列文章，就此打住了。
有朋友問：你說了這么多，那么在碳纖維復材的航空航天應用上，在上究竟處于什么位置呢？
這個問題，兵器迷可回答不了，咱們借用材料大師師昌緒老先生在2010年的評論：目前的CFRT應用，大約處于西方發達1980年代的水平。
從上面的介紹可以看出，的碳纖維復材，在軍用領域緊追慢趕，亮點不少。但在民用航空領域的發展，一直大幅度落后于美歐日等，直接原因是成本太高，比要替代的鋁合金貴的多，甚至比鈦合金還要貴。
這其中的間接原因是多方面的。
先，戰略軍用小絲束產品，得益于兩代“核心”領導的重視，T300軍用碳纖維的完產化，使得次承力結構軍用構件有較快的發展。而民用大絲束領域的政策扶持相對滯后許多。實際上，當年資源人力都有限，為了救急，集中精力搞軍用小絲束，是完全合理的。但是，從長遠來看，通用、民用產品的市場空間更大，是碳纖維行業持久發展、持續創新的厚土沉基。在軍品已經打開突破口，經濟發展、國力增強的今天，不要說大絲束，即便是小絲束產品，也應當更多的從市場和民用角度，拓寬其行業基礎，以軍帶民、以民養軍、分苗嫁接、開枝散葉，形成軍用技術和民用產業的良性互動。這是政策層面的原因。
第二，國內十數家碳纖維生產廠家，群雄并起，看似熱鬧，實際上有很大一部分并沒有掌握核心技術。要么是關鍵設備、關鍵材料需要進口，要么是工藝參數和質量控制沒有吃透。甚至，很多企業到現在，PAN原絲生產還要高價進口東麗公司的DMSO溶劑，屬于照貓畫虎形的“自主生產”。多數廠家的產品質量批次差異性較大，纏結、斷絲時有發生，合格的PAN原絲生產量不過100噸/年，達不到基本規模經濟水平。產業布局和關鍵技術的把握，都有很大的提升空間。這是PAN原絲和碳纖維生產層面的原因。
第三，在預浸料自動鋪疊技術和整體成型工藝，已經成為發達成熟制造技術，但對于航空航天碳纖維復合材料領域，依然是工業化生產中大的一塊短板，甚至空白。即便有了引進設備，我們對復材的物理性質，力學性能研究不透，對加工參數掌握不足，知其然不知其所以然，直接用國外的軟件設計復材方案，導致CFRP復材的產量低、價格高、質量不穩定和創新能力低下。軍用部件不計成本，也就罷了，而對商業化批量生產和應用，這就是一個重大的阻礙，很多廠家為此畏難而退，裹足不前，干脆直接用已經摸透的金屬材料做更有把握和更經濟。這是復材生產層面的原因。
第四，航空航天器的設計，需要結合復材性能特性，加強整體設計的思想，而不是簡單的替換原金屬部件。舉一個簡單的例子，國內某型軍機的平尾改用CFRP復材后，確實輕了不少，但卻因此改變了全機力矩平衡，需要通過配重進行調整，結果整機減重效果并不理想。當然，逐項替代也是一種有效的驗證步驟，但有一種理念需要強調：局部優化不代表整體優化。在復合材料應用愈加廣泛的今天，頂層設計，全局優化，才能大化的發揮復材的大功能效用和經濟效用。這是設計思想層面的原因。
寫至此處，兵器迷覺得筆端異常沉重——回顧碳纖維復材的發展歷程，我們再一次感受到美國的強大和日本的扎實。這種強大是深入骨髓的，這種扎實是無所不在的。在碳纖維這個領域，他們傲然前行，卓越。
這里面有著深層次的原因。如果不能正視這種真正的，反而意淫著多少年GDP趕上美國就揚眉吐氣了，那么GDP長達上百年的大清朝頹然崩坍的歷史，就可能重演。如果不能從長效機制和基礎研究上練真功夫，那么我們今天的進步就可能是局部甚至短暫的。
當然，承認現實不代表低頭認輸。強大過數千年，也落后過數百年，并且已經追趕過數十年。雖然領跑者的數量和差距都在縮小，但學習和追趕，仍將是我們這個民族今后很長一段時間的常態。懷著這樣的心態來看問題，美日的和強大，就能夠成為崛起成型過程中好的熱壓罐——我們今天的挫折和困難，就像碳纖維和復材形成過程中的高溫和預浸料。忍辱負重、腳踏實地、科學精心地調制這一痛苦和嚴苛的過程，是軍工，乃至民族走向真正強大的必經之途。
期盼著制造碳纖維的千絲萬縷，勝金克鐵；
憧憬著碳纖維復材制造的航空器，自由高飛。
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階段——非承力結構：20世紀60-70年代：由于1公斤CFRP可以大體替代3公斤鋁合金，性能滿足要求，因此開始用于非承力結構，如艙門、前緣、口蓋、整流罩等尺寸較小的部件。對于民機，除了上述應用外，機艙大量的內飾也會用到復合材料，但其中有很多是芳綸或者玻璃纖維復材，這里不贅述。
國內方面：從難度上說，非承力結構是航空復材的小case，但是應用面卻廣泛。國內在技術上已無大的障礙，基本達到了國外類似的水平，需要的是大規模普及。相信ARJ21，C919和運20等大平臺和眾多無人機小平臺定型運營后，能夠為此提供廣闊的應用空間。
這些一般應用，大多用便宜的大絲束產品就夠了；而T300以上的產品，貴得離譜，好鋼用在刀刃上，于是大多用在承力結構上。
第二階段——次承力結構：20世紀70-80年代：隨著力學性能的改善與前期應用的效果提高了人們的信心，CFRP逐步擴展到飛機的次承力結構，即垂尾、平尾、鴨翼、副襟翼舵面等受力較大、尺寸較大的部件。
其中，1971年美國F-14戰斗機把纖維增強的環氧樹脂復合材料成功應用在平尾上，是復合材料史上的一個里程碑事件。波音B777也將CFRP應用于垂尾、平尾等多處部件，共用復合材料9.9噸，占結構總重的11%。
國內方面將CFRP用于軍機的舵面和翼面，也已經開始成熟。
根據《玻璃鋼》等雜志的公開報道，早在“六五”期間，沈陽飛機設計所、航空材料研究院和沈陽飛機廠共同研制殲擊機復合材料垂尾壁板，比原鋁合金結構輕21kg，減重30％。北京航空工藝研究所研制并生產的QY8911/HT3雙馬來酰亞胺單向碳纖維預浸料及其復合材料已用于飛機前機身段、垂直尾翼安定面、機翼外翼、阻力板、整流壁板等構件。殲轟-7A戰機采用了CFRP平尾。
2009年建國60周年國防成就展上，報道了殲-10在鴨翼、垂尾、襟副翼、腹鰭等所有7個舵面和腹鰭采用了CFRP材料，這與國外這一階段的發展水平基本相當。
2011年通用航空大會上披露，即將定型的獵鷹L-15高教機也采用了復材的機頭罩、方向舵和垂尾，其中舵面是CFRP。
在民機方面，ARJ21新支線飛機的復合材料技術水平大體達到了這樣一個水平，算是開了個頭，但大規模應用尚需時日。
國內某機型基于“π”形接頭盒段結構成型的CFRP垂直安定面（航空制造網）
獵鷹L-15采用了T300CFRP材料制作的尾翼舵面
國內CFRP次承力構件的廣泛應用，與T300生產進程密切相關。材料的國產化，產量的擴大化和價格的低廉化，分別為CFRP次承力構件的應用提供可能性、適用性和經濟性。從而終推動CFRP次承力構件成為國產軍民航空器的標配。
這一階段的材料和工藝，都是我們用T300和手工鋪疊工藝能夠達到的，因此未來的發展相對有把握。但如果制件再大些，承力再大些，就會涉及主承力結構了。
第三階段，從上世紀80年代至今，隨著高性能碳纖維和預浸料-熱壓罐整體成型工藝的成熟，CFRP逐步進入機翼、機身等受力大、尺寸大的主承力結構中。
美國原麥道飛機公司于1976年率先研制了F/A-18的復合材料機翼，把復合材料的用量提高到了13%，成為復合材料史上的又一個重要里程碑。后期更采用自動鋪絲技術為FA-18E/F制造CFRP的12塊機身蒙皮，10塊進氣管蒙皮，4塊水平尾翼蒙皮。F-16戰斗機BLOCK50之后也開始采用CRPR復合材料機翼。F-22戰機的復合材料用量已經提高到結構重量的22%。目前西方軍機上復合材料用量約占全機結構重量的20%~50%不等。
民機方面，波音777采用全復合材料尾翼，其翼面及翼盒構件，均采用自動鋪帶技術制造?？湛虯330/A340飛機長9m，寬2m，重200kg的大型蒙皮壁板。A380的后機身所有蒙皮壁板19段，22%的機身重量是CFRP。尤其是A380的8*7*2.4米翼盒，重8.8噸，CFRP就用了5.5噸，比金屬材料減重達1.5噸，其燃料經濟性相當可觀。
這方面的先行者，是波音公司的B787“夢想”飛機，復合材料應用率50%。CFRP廣泛應用在機翼、機身、垂尾、平尾、機身地板梁、后承壓框等部位，同時是個同時采用CFRP復合材料機翼和機身的大型商用客機，其23%的機身均使用了自動鋪絲機制成的CFRP材料。
值得關注的，是其機身：787機身工藝采用直徑5.8m的成型模胎安裝在一旋轉夾具上沿長軸轉動，先鋪長桁然后鋪皮，形成外表光滑的變厚度的殼體以及共固化的桁條組成的機身段，經過熱壓罐固化后，取下模胎。這一工藝可以代替由上百塊蒙皮壁板、加強筋及長桁、上千個緊固件組成機身的工藝，見下圖。
波音787直徑5.8米整體成型CFRP框段
在研機方面，波音公司X-45系列飛機復合材料用量達90%以上，諾斯羅普·格魯門公司的X-47系列飛機也基本上為全復合材料飛機。
看完波音的系列CFRP主承力結構產品，兵器迷想問問某些網友，憑哪條說美國是產業空心化，只剩下金融和房地產了？人家居安思危，幾句謙虛的自拙之語，被剛進入工業化不久的我們如獲至寶般的照單全收，再加以主觀放大，作為沾沾自喜的根據，實在不足為取啊。
國內方面根據中廣網的公開報道，2012年12月，中航工業西飛公司向商用飛機有限責任公司（簡稱商飛）交付了C919大型客機翼、襟翼及運動機構部段，這是C919大型客機七大部段中難度大、工作量大的兩個部分。這兩個部段尺寸大、結構復雜、外形公差要求高，尤其是國內民機長尺寸、長達15米的襟翼緣條加工，技術難度非常大。西飛突破了復合材料大型成型模具設計制造技術、復合材料構件預裝配變形控制技術等多項技術難關，整個研制過程全部采用先進的三維數字化設計、傳遞與制造，翼部段除1號肋是金屬件外，全部采用了先進的中模高強碳纖維/增韌環氧樹脂復合材料制造。這是國內次在固定翼飛機重要的主承力結構件上使用復合材料，代表了制造的碳纖維航空復合材料應用的高水平。
國內基于T形接頭共固化/膠接一體成型工藝研制的盒段件
國內采用CFRP生產的某機型縱橫向加筋機身壁板
注意，圖5的產品仍然面積較小，需要通過機械加工多塊拼接形成大型壁板。而波音787可以整體成型超長超寬的壁板，覆蓋在兩個大型工藝分離面（核心主框段）之間，如5.8m×7m的47段和4.3m×4.6m的48段CFRP壁板。
我們能做出來787這么大的壁板嗎？回答是：能。
這位眼睛瞪圓了——那為什么不用呢？
其實，國內C919大飛在一開始，也曾雄心勃勃，想做類似波音787這樣的大型整體壁板.但我們的工藝水平不成熟，雖然能做出來，卻無法控制批次質量的穩定性。廢品率高，成本自然下不來。C919是商飛啊，不是技術驗證機，安全性和經濟性都是一票否決，所以琢磨了很久，還是放棄了。仍然采用分塊成型拼接吧。
差強人意，亦屬無奈。
為了學習CFRP大型構件整體成型的新技術、新工藝，哈飛復合材料公司與外方合作伙伴一起，共同進行C919的部件開發。下圖6展示的，就是哈飛復材公司參與制造的C919機尾框段——在2.4米的長度內，直徑從2米平滑過渡到1.2米，一次整體成型，是目前公開所見國內合作制作的大體積整體成型CFRP制件，見下圖。
C919機尾76-81框的CFRP整體成型框段
CFRP主承力結構件，對T700，T800等高性能軍用碳纖維生產，以及大型復材整體成型技術提出了更高需求。國內在這兩方面又都存在短板甚至空白。因此大多數應用是探索性，合作性和階段性的。在短期內，我們尚無法做到主承力結構CFRP的大規模應用。
對此，正確的態度應當是：學而時習之。人有差距，不可怕。咱學，咱追，一定有一天咱超——就像空警2000一樣?？膳碌氖峭苑票『鸵估勺源髢煞N極端心態。這樣的心態，距離事實很遠，距離成功，那是無限遠。
CFRP三個階段的應用介紹完了，咱們再看看——
直升機、旋翼機、風扇葉片等其他方面包括CFRP在內的先進復合材料的用量甚至更大。如V-22魚鷹傾轉旋翼機，其結構的50%由復合材料制成，包括機身、機翼、尾翼、旋轉機構等，共用復合材料3000多千克，其中很大一部分是CFRP。V-22的整體后機身，原由9塊手工鋪疊的壁板裝配構成，后改為自動鋪絲工藝整體成型，減少了34％的緊固件，53％的工時，降低了90％廢料率。自動鋪絲技術同時應用于儲油箱、旋翼整流罩、主起落架艙門。已經下馬的“科曼奇”（RAH-66）共使用復合材料50%，歐洲新批次的“虎”式武裝直升機結構部件的復合材料用量高達80%，接近全復材結構。
國內方面2011年國際通用航空大會披露，我國與法國、新加坡合作研制的輕型直升機EC120的機身、垂尾、水平安定面、尾翼、前艙等結構均由CFRP等復合材料制成。在軍機方面，近年來所有的國產直升機旋翼都是多維編制的CFRP復材葉片，金屬旋翼葉片已經完全淘汰。報載：復材葉片和先進旋翼機構，已經成為直升機整體短板下不可多得的優勢點，水平基本與國外看齊——殲-20、武直-10、遼寧號這些平臺類的突破固然可喜，而直升機葉片這樣長期困境中的點滴進步，也同樣令人感動。
既然說起葉片，再嘮叨兩句航空渦扇發動機。
大家知道，航發的風扇葉片，大多采用鈦合金。金屬葉片有一個弱點，就是振動阻尼性能較差，高速旋轉時容易震顫，而且不易衰減。而且如果葉片本身已經有微小裂紋，就會在這種持續震顫中，引發裂紋由內向外快速擴張，在極短時間內造成葉片斷裂。這是一種比共振更加危險的振動現象。
因此，有些風扇就在每個葉片的兩側加一個凸臺，專業術語稱為“凸肩”。建國60周年空軍成就展上披露，在殲-11系列的AL31FN和WS-10A發動機進氣口，都有這樣的凸肩（見下圖）。這樣，葉片全部高速旋轉時，各凸肩形連起來成了一個加強環，增加了葉片剛度。而且，葉片是依次疊加的，每個凸肩“頂”著前面一個葉片，有效降低了阻尼震顫。但這樣做的后果，是凸肩增加了葉片厚度和重量，同時增加了葉片數量，降低了發動機的推重比。
殲-10發動機進氣口的凸肩（紅圈處）
而CFRP材料制成的風扇葉片，由于纖維多層交叉鋪貼，材料本身“各向異性”性能優越，裂紋生長緩慢，再加上振動衰減率比鈦合金快5-6倍，因此可以取消葉片凸肩。2010年珠海航展披露，GE和法國斯奈克瑪為C919大飛聯合研制的發動機LEAP-X，就采用了CFRP三維碳纖維編織物整體成型的風扇葉片，不但重量減輕了50%，葉片數也減少了一半。
國內發動機風扇葉片，目前只看到渦槳發動機的復合葉片，尚未見到實裝渦扇發動機使用CFRP的報道。2012年珠海航展上的CJ-1000A發動機是我國款商用渦扇航空發動機在研產品，據稱采用了CFRP寬弦復合大彎掠風扇葉片。讓我們假以時日，拭目以待吧。
在2011年國際通用航空大會上，“天弩”、“風刃”等無人機采用了全機結構CFRP材料，V750無人直升機、小型通用航空雙座飛機，也都大范圍采用了CFPR蒙皮，可以看作是國內碳纖維復材在通用航空領域的有益嘗試。
航空說完了，咱吧眼光再放遠點，看看航天吧。
二、航天方面的CFRP應用鼻錐和翼面：洲際導彈、宇航飛船高速再入大氣層時，由于絕熱壓縮空氣的阻力，飛行器表面的溫度非常高。美國阿波羅飛船指揮艙表面的高溫度達2740℃。利用CFRP系列中的分支——碳纖維碳增強復合材料CFRC（也稱碳/碳復合材料）制成燒蝕材料，熱力學性能優異，防熱效果好。如美國碳/碳復合材料在3837℃高溫持續255秒的過程中，線燒蝕率只有0.005毫米/秒，保證了航天飛機在1650℃的環境中連續工作40分鐘安然無恙。而且，碳/碳復合材料用來制造洲際彈道導彈的鼻錐和翼尖，在燒蝕過程中燒蝕率低、燒蝕均勻和燒蝕對稱。這保持了航空器的良好氣動外形，有利于減少非制導誤差，美國的民兵-III導彈，就采用了碳/碳復材鼻錐。
噴管喉襯：固體火箭發動機推進劑燃燒時產生的高溫高壓和高能粒子從噴管以3.0~4.5馬赫的超音速噴出，噴管承受3500℃高溫、5~15MPa的壓力和高溫沖刷。美國的民兵-III導彈，第三極火箭噴管喉稱采用了碳布浸漬樹脂，滿足3260℃工作60秒的需求。MX彈道導彈第三級發動機的噴管關鍵部位如外頭帽前段、整體喉襯入口段和喉部下游段采用了CFRC。固定體和柔性接頭絕熱層采用了碳纖維填充三元乙丙橡膠（EPOM）；海軍三叉戟Ⅱ型（D-5）的、第二級發動機采用了CFRC。
發動機殼體：導彈發動機殼體的減重，有利于提高導彈射程。美國“北極星”導彈的固體發動機殼體由金屬材料到CFRP材料制造，射程提高了1倍左右。例如，“北極星”AⅠ型的兩級殼體都用鋼，射程僅為2200km；AⅡ型級為鋼，第二級用GFRP，射程提高到2800km；AⅢ兩級都用GFRP，射程提高到4600km。三叉戟Ⅱ型（Trident-Ⅱ，D-5），固體發動機殼體采用了CFRP，射程由Ⅰ型的7400km提高到12000km，命中精度為90m，成為當前潛射洲際彈道導彈的主要型號。而且，美國目前的新型火箭，基本連殼體都是CFRP復材制成，重量輕、體積小、射程遠。
再入彈頭：洲際彈道導彈的頭部大面積防熱材料大多采用粘膠基碳纖維增強酚醛樹脂。美國Amoco、Hitco公司和白俄羅斯的斯威特朗岡斯克（СВЕТЛОГОРСК）是上生產粘膠基碳纖維的主要大廠。不但防熱效果好，而且粘膠基碳纖維和酚醛樹脂的純度高，堿、堿土金屬的含量相當低，重返大氣層過程中形成的燒蝕尾流含金屬離子少，不易跟蹤，加強了導彈的突防和生存能力。
級間聯接：美國GE公司為“阿特拉斯”導彈設計的高2.34米的聯接器，除口蓋之外全部采用碳纖維環氧樹脂復合材料，比鋁合金減重44%。
衛星結構材料：美國康維爾公司為雙元“OV-I”衛星制作了CFRP的四根大梁結構，減重68%。美國”ATS”衛星的地球觀測艙CFRP連接支架，長4.4米，僅重3.6公斤，可承受9頓負荷。比好的金屬支架減重50%以上，而且高低溫度下的變形很小。
有鑒于此，分析了一下印度烈火-5導彈的公開報道（17.5米的長度，50噸的重量，1噸的彈頭，長細尖銳的彈頭外形……），估計其尚不具備火箭發動機CFRP殼體，或者火箭CFRP外殼，且缺乏長程洲際導彈高彈道再入大氣層所需要的粘膠基碳纖維的獨立生產能力。果真如此，那么面對其航天大國和洲際導彈強國的炫耀，只能說，印度的進步是顯著的，差距也同樣顯著。
這位說了，說人家阿三，咱自己中不中啊？呵呵，咱往下看。
國內方面據《合成纖維》等雜志和網上的公開報道，我國在戰略武器方面的碳纖維應用情況如下：
火箭發動機殼體：的GFRP固體發動機殼體始于20世紀80年代，并已取得成功。“東方紅-2”通訊衛星運地點發動機、“風云-2”氣象衛星運地點發動機和“長征-2E”發動機的殼體都采用了GFRP來制造。我國研制成功的大型（殼體直徑1402mm，長2058mm）SPTM-14發動機與長二捆火箭配套，成功地將模擬衛星送入軌道，標志著我國大型GFRP殼體進入實用階段。之后，我國研制成功的EPKM-17上面級發動機殼體（直徑1700mm，長1874mm）與長二捆大推力火箭配套，于1995年末成功地將“亞洲二號”衛星和“艾克斯達一號”衛星送入36000km的太空。
火箭導彈殼體：我國研制CFRP殼體也取得了長足進步。1990年代后期，進行了T300固體火箭發動機殼體的基礎試驗、殼體結構強度試驗、點火試車等全程考核，完成了12K T700 CFRP殼體結構強度試驗。個用在型號上的是“開拓者一號”固體小運載發動機的第四級（直徑640mm），并于2003年9月飛行成功。實現了CFRP殼體的歷史性跨越。目前，T800 CFRP殼體預研試驗已經展開。
噴管喉襯：我國研制的C/CFRP噴管于1989年點火成功，出口壁厚薄處僅為0.9mm的大尺寸（Ф500~2000mm左右）噴管顯示出優異的綜合性能。
再入彈頭：根據《東華校友》“創制國防尖端材料的科研先鋒——記上海市勞動模范潘鼎教授”一文報道，2001-2003年度上海勞動模范，東華大學材料學教授、博士生導師潘鼎教授，主持了“300Kg/年粘膠基碳纖維擴試線”這一級重大軍工科研項目，用不同于國外原料的國產棉纖維素原絲制成了填補國內空白、產品質量達到國際先進水平的高純度航天級粘膠基碳纖維，成果無償轉給中科院山西煤化所，進行放大生產。課題組還制定了“GJB3839-2000”標準，形成了具有獨立知識產權、上獨一無二的，用棉纖維素粘膠簾子線制備碳纖維的技術及應用設備。該技術和產品榮獲2003年度科學技術進步二等獎，解決了DF-31導彈的定型難題，并使我國已成為美俄之外，能夠獨自掌握這一產品及其生產技術的第三大國。
衛星結構：據質量新聞網報道，我國2011年發射的嫦娥二號探月衛星，其定向天線的重要支撐部分，定向天線展開臂，是由哈爾濱玻璃鋼研究院研發的CFRP復材，總重量僅500余克，較使用鋁合金材質減輕近300克，但承重能力毫不遜色。
有朋友說，300克算什么??？呵呵，要知道，衛星的減重，是以克計的，少1克，能節約500克燃料。少300克，衛星就可以多帶一個相機或望遠鏡，多完成一些任務。再看看減重比例：40%，還是很有效的。
總結至此，關于碳纖維及其復合材料在航空航天領域的發展淺析系列文章，就此打住了。
有朋友問：你說了這么多，那么在碳纖維復材的航空航天應用上，在上究竟處于什么位置呢？
這個問題，兵器迷可回答不了，咱們借用材料大師師昌緒老先生在2010年的評論：目前的CFRT應用，大約處于西方發達1980年代的水平。
從上面的介紹可以看出，的碳纖維復材，在軍用領域緊追慢趕，亮點不少。但在民用航空領域的發展，一直大幅度落后于美歐日等，直接原因是成本太高，比要替代的鋁合金貴的多，甚至比鈦合金還要貴。
這其中的間接原因是多方面的。
先，戰略軍用小絲束產品，得益于兩代“核心”領導的重視，T300軍用碳纖維的完產化，使得次承力結構軍用構件有較快的發展。而民用大絲束領域的政策扶持相對滯后許多。實際上，當年資源人力都有限，為了救急，集中精力搞軍用小絲束，是完全合理的。但是，從長遠來看，通用、民用產品的市場空間更大，是碳纖維行業持久發展、持續創新的厚土沉基。在軍品已經打開突破口，經濟發展、國力增強的今天，不要說大絲束，即便是小絲束產品，也應當更多的從市場和民用角度，拓寬其行業基礎，以軍帶民、以民養軍、分苗嫁接、開枝散葉，形成軍用技術和民用產業的良性互動。這是政策層面的原因。
第二，國內十數家碳纖維生產廠家，群雄并起，看似熱鬧，實際上有很大一部分并沒有掌握核心技術。要么是關鍵設備、關鍵材料需要進口，要么是工藝參數和質量控制沒有吃透。甚至，很多企業到現在，PAN原絲生產還要高價進口東麗公司的DMSO溶劑，屬于照貓畫虎形的“自主生產”。多數廠家的產品質量批次差異性較大，纏結、斷絲時有發生，合格的PAN原絲生產量不過100噸/年，達不到基本規模經濟水平。產業布局和關鍵技術的把握，都有很大的提升空間。這是PAN原絲和碳纖維生產層面的原因。
第三，在預浸料自動鋪疊技術和整體成型工藝，已經成為發達成熟制造技術，但對于航空航天碳纖維復合材料領域，依然是工業化生產中大的一塊短板，甚至空白。即便有了引進設備，我們對復材的物理性質，力學性能研究不透，對加工參數掌握不足，知其然不知其所以然，直接用國外的軟件設計復材方案，導致CFRP復材的產量低、價格高、質量不穩定和創新能力低下。軍用部件不計成本，也就罷了，而對商業化批量生產和應用，這就是一個重大的阻礙，很多廠家為此畏難而退，裹足不前，干脆直接用已經摸透的金屬材料做更有把握和更經濟。這是復材生產層面的原因。
第四，航空航天器的設計，需要結合復材性能特性，加強整體設計的思想，而不是簡單的替換原金屬部件。舉一個簡單的例子，國內某型軍機的平尾改用CFRP復材后，確實輕了不少，但卻因此改變了全機力矩平衡，需要通過配重進行調整，結果整機減重效果并不理想。當然，逐項替代也是一種有效的驗證步驟，但有一種理念需要強調：局部優化不代表整體優化。在復合材料應用愈加廣泛的今天，頂層設計，全局優化，才能大化的發揮復材的大功能效用和經濟效用。這是設計思想層面的原因。
寫至此處，兵器迷覺得筆端異常沉重——回顧碳纖維復材的發展歷程，我們再一次感受到美國的強大和日本的扎實。這種強大是深入骨髓的，這種扎實是無所不在的。在碳纖維這個領域，他們傲然前行，卓越。
這里面有著深層次的原因。如果不能正視這種真正的，反而意淫著多少年GDP趕上美國就揚眉吐氣了，那么GDP長達上百年的大清朝頹然崩坍的歷史，就可能重演。如果不能從長效機制和基礎研究上練真功夫，那么我們今天的進步就可能是局部甚至短暫的。
當然，承認現實不代表低頭認輸。強大過數千年，也落后過數百年，并且已經追趕過數十年。雖然領跑者的數量和差距都在縮小，但學習和追趕，仍將是我們這個民族今后很長一段時間的常態。懷著這樣的心態來看問題，美日的和強大，就能夠成為崛起成型過程中好的熱壓罐——我們今天的挫折和困難，就像碳纖維和復材形成過程中的高溫和預浸料。忍辱負重、腳踏實地、科學精心地調制這一痛苦和嚴苛的過程，是軍工，乃至民族走向真正強大的必經之途。
期盼著制造碳纖維的千絲萬縷，勝金克鐵；
憧憬著碳纖維復材制造的航空器，自由高飛。
絲絲入扣憑誰取，片片出云任我翔
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