F_A_18舰载飞机用材分析_下_
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F/A-18舰载飞机用材分析(下)
中国航空信息中心陈亚莉4.第一架广泛使用复合材料的舰载飞机
与传统金属件比较,用复合材料制造舰载机零
部件除具有减重等方面的优点外,还具有优良的耐
腐蚀性。美国海军把用复合材料代替铝合金制作机
翼、机身蒙皮作为其重要防腐措施之一。F/A-18是
第一架大量用复合材料作结构件及管道零件的飞
机,且随型号的更新,复合材料用量逐渐增加。
在YF-17原型机上,复合材料还只是在方向舵、
水平安定面以及一些口盖上采用了石墨/环氧,在座
舱仪表板盖和环控系统管道上采用了凯芙拉/环氧
材料,而在F/A-18A/B型机翼上则采用了整体碳/
环氧蒙皮,减重达20%以上,同时提高了机翼的疲劳
强度和耐蚀性。碳/环氧材料应用了高模量AS4
(207GPa)纤维增强的3501-4环氧树脂(固化温度
175,使用温度120)。蒙皮为一块用0.125
0.254mm厚的单向铺层组成的碳/环氧树脂层板,
层板厚度为8.8921.1mm。该蒙皮根据不同部位的
结构要求,采用了13种不同的层数配置,因而可承
受相当大的拉、压载荷。此外,F/A-18A/B的水平尾
翼也由石墨/环氧材料制成,它是将复合材料层板粘
接在金属蜂窝上制成的。其他由石墨/环氧制造的
零件有减速板、机背口盖以及各种舱门等。石墨/环
氧复合材料总计占结构重量的10%。
F/A-18C/D型飞机上除采用了上述复合材料构
件外,美国空军莱特实验室还为F/A-18C/D的发电
机换流器装置研制出了复合材料壳体,用以代替现
有铝合金壳体。该壳体是一个带有安装边的筒体,
要求与现有铝合金可完全互换。筒体由IM7/954-
2A平纹预浸料及泡沫芯子固结而成。铺层采用了
准各向同性法,纤维方向为0/90及45。其中
IM7纤维有6K丝束的供应,954-2A是一种在177
固化的氰酸酯树脂,它可在163长时间工作。选择
它的主要原因是其高温性能好、湿热性能好以及能
抗溶剂的腐蚀。泡沫材料选用了SynCoreHC9872,
主要用于筒体的厚截面部分以减轻重量,其固化温
度为177,与氰酸酯树脂相当。筒体与安装边采用
模压成形制成。
值得一提的是,在F/A-18C/D型上还作了热塑
性复合材料AS4/PEEK结构件的应用试验。
在最新的F/A-18E/F上也将采用C/D型的经
验,复合材料用量上升至23%,碳/环氧占全机蒙皮
重量的50%70%,该机种的机翼在热/湿条件下的刚度将提高15%以上,强度提高10%,机翼总面积将
比F/A-18C/D大9m2。它采用了IM7纤维增强的
977-3增韧环氧,与F/A-18C/D型所采用的3501-4
环氧进行比较,可明显提高拉伸强度,因此可用复合
材料壁板代替11块铝板,取消4000个紧固件。该
机部分机身蒙皮还采用了碳/双马来酰亚胺复合材
料。机身蒙皮尺寸增加了86cm,而重量却减少了
68kg。目前麦道公司正在研究用树脂转移成形法
(RTM)以及树脂膜熔浸法(RFI)制造机翼机身壁板
件,已用树脂转移成形法为F/A-18E/F飞机研制了
机翼中承力的复合材料接头件。
F/A-18E/F是第一架采用纤维铺放法制造机身
构件的生产型飞机,这是一种介于铺带与纤维缠绕
之间的复合材料成形工艺。这种方法适于有凹陷以
及有开口构件的成形(这种结构单纯用缠绕及铺带
法的效果都不好),已用于制造F/A-18E/F的进气
道。这种工艺方法适宜于尺寸大的特型结构件,而
树脂转移成形法适于较小的要求精度高的构件。
目前在舰载机上使用复合材料大部分仅限于机
翼和尾翼,在机身上使用复合材料有一定的风险,主
要的问题是结构失稳和声疲劳断裂。尽管如此,由
于机身占舰载机结构重量的40%50%,因此,发展机
身用复合材料结构至关重要。
目前由海军资助的两项未来亚音速垂直/短距
起降舰载机的研制计划已完成。它的研究对象是先
进复合材料机身设计。后机身结构为一凯芙拉/环
氧与石墨/环氧的混合设计。其中蒙皮为4层凯芙
拉/环氧织物,它与用石墨/环氧制成的长桁条和蜂
窝形截面长桁固化。
除上述方案外,目前已开始研究超音速垂直/短
距起降战斗/攻击机机身结构。此外,另一项目是提
高对湿度不敏感的复合材料的使用温度,拟将该温
度从120升至230,它的验证对象是聚酰亚胺树
脂复合材料。
除树脂基复合材料外,F-18还在其E/F型上试
用了金属基复合材料件。它采用的是马丁玛丽埃
塔公司研制的一种用XD法生产的自生型复合材
料,该法是在2或钛铝化合物基体中加入硬质(2-
3m)二硼化钛陶瓷颗粒,烧结并产生反应而生成自
生型复合材料。目前F/A-18E/F正在用这种方法
试制炮口火焰扩散器。该零件一般采用不锈钢制
造,尺寸为559mm305mm150mm,经采用这种101997年第8期新型自生复合材料,可使重量减轻16kg。
5.抗鸟撞的透明件材料
舰载飞机起降、低空飞行时易受海鸟、冰雹等的
冲撞,对舱盖及风挡的材料要求十分严格。F/A-18
最初选用了YF-17的风挡材料,用的是厚16.5mm
的整块聚甲基丙烯酸酯有机玻璃。19831985年3年
间发生了9次鸟撞事故,风挡玻璃被打穿,一名飞
行员受伤。飞行员被打伤是由一个重2.025kg的
鸟以420节(kn)的速度冲击风挡玻璃造成的。为了
解决鸟撞问题,起初采用增加有机玻璃厚度,使得风
挡玻璃厚度愈来愈大,也曾研究过用整块的聚碳酸
酯,但它的表面易磨损,且易受紫外线作用而降解,
最后仍选用了层合有机玻璃形式。结构设计与F-4、
F-16的差不多,改用了16.5mm厚的由丙烯酸酯有
机玻璃+聚碳酸酯组成的层合风挡。丙烯酸酯有机
玻璃作外层,内层为两层聚碳酸酯有机玻璃,中间用
低模量的胶接层材料。另外,原来的风挡前弓形边
框用的7075-T6合金韧性差,也改为7075-T73合
金,增加了风挡与边框连接的可靠性。这种风挡也
易于采用防冰涂层及隐身涂层。
3功能材料选择特点
1.耐蚀吸波材料
F-18拟采用中等隐身,即仅对飞机局部隐身,隐
身只覆盖有限的频率范围、有限的隐身方向,雷达反
射截面(RCS)为1m2左右,而非完全不可探测。目
前,麦道公司已在其F/A-18C/D上采用了雷达吸波
材料,作为飞机生产的一部分。
在F/A-18C/D型上采用喷涂吸波材料的决定
可追溯到80年代初,当时美国海军与麦道公司合作
研究降低F/A-18的雷达反射截面,合作项目包括地
面及飞行试验。试验结束之后,海军决定从1989年
起开始生产的F/A-18增加降低雷达反射截面的措
施,重点放在雷达腔体、进气道以及驾驶舱。其结果
是在驾驶舱玻璃上采用了导电涂层,在进气道、雷达
腔体以及外模线处增加了吸波材料。
在隐身材料使用过程中,存在着两个问题,其一
是它的使用会导致飞机重量上升,另一个是吸波材
料的耐蚀性问题。
F/A-18E由于隐身材料的应用使重量增加了
110kg,因此,要求在雷达反射截面积、重量及维护性
方面进行折衷。
腐蚀作为舰载机选材的焦点问题,近年在隐身
材料的选择上得到了充分重视。它包括两类腐蚀,
一是由于吸波材料中含有羰基铁,因而在海洋环境
中材料会降解;另一个是吸波材料中的铁与飞机铝
结构之间存在电偶腐蚀。为解决上述两个问题,麦道公司为E/F型研制
了两种隐身涂层,一是轻质的羰基铁吸波材料,另一
是耐蚀的吸波材料。1993年试验表明,采用后者雷
达反射截面积小于美海军规范,于是决定取消轻质
的羰基铁吸波涂层,仅采用耐蚀吸波材料。
这种耐蚀吸波材料不含羰基铁,比传统吸波材
料密度降低约20%。采用这种涂层后,每架F/A-
18E/F的重量仅比采用轻质吸波涂层增加10kg,而
比F/A-18C/D降低40kg,而且隐身性能及涂层的维
护性优于F/A-18C/D。
除重量方面满足要求外,这种材料也符合环保
要求,无辐射及毒性限制。这种材料采用喷涂法包
覆,如在机群服役中损伤,可以用一种可自行粘接的
带子进行修补。
进气道中吸波材料的粘接一直不存在问题,但
在增加吸波材料后,由于雨蚀带来了材料性能下降
的问题。为此,在吸波材料上又采用了传统的防雨
蚀涂层。
E/F型除进气道外,在机翼、尾翼前缘、飞机尾
拦阻钩枢轴以及副翼作动器整流片及铰链上都采用
了吸波材料。据称,前缘襟翼段制成厚截面吸波结
构用的是多层吸波材料及吸波蜂窝结构。总的思路
是将吸波重点放在前机身,而对飞机上表面的吸波
注意最少。
此外,在F/A-18上的一些电磁窗口上采用了一
种激光打孔的、涂有吸波涂层的金属屏来阻止雷达
波射入。
F/A-18E/F无内部武器舱。据麦道公司称,已
能将传统的武器雷达反射截面减少到不影响飞机隐
身特性的程度,这是因为采用了Parabeam材料。
Parabeam是由两层中间有空隙的玻璃纤维织物组成
的,然后用吸波材料和硬质基体处理成轻质、实心的
多层吸波材料。Parabeam可以沿任何表面成形,它
可有效地降低炸弹或副油箱的雷达反射截面,特别
是对有限范围的频率及波弹交角更有效。
2.选用第三代红外线热成像材料
F/A-18A型仅有一定程度的夜间攻击能力,而
F/A-18C/D则作为专用的夜间攻击机,它安装有前
视红外夜视设备。
F/A-18C/D采用的是第一代前视红外装置,第
一代前视红外成像仪的工作波段为812m远红外
波段,用的是60180元、尺寸为40m的碲镉汞
(HgCdTe)探测器。第二代成像仪的工作波段为8-
10.5m,采用大约1900元的HgCdTe阵列,探测器
尺寸为30m。上述两类材料适用于完成寒冷地区
探测任务。
第三代成像仪的性能是第二代的两倍,是第一11航空制造工程
