Aero 版 (精华区)

发信人: dxmxqe (在等待●李登辉同志永垂不朽), 信区: Aero
标  题: [转载] 第四代战斗机的选材
发信站: 哈工大紫丁香 (Tue Dec  2 20:22:20 2003)

【 以下文字转载自 Green 讨论区 】
【 原文由 bonjovi 所发表 】


第四代战斗机的选材一直是航空材料领域备受人们关注的话题。对于大家最为关心的F-35

（JSF）战斗机的选材情况，美国方面称，由于材料在F-35项目中属于7项关键技术之首，

因而对于F-35的选材比例仍须保密，尽管目前对于各部分材料的具体应用比例仍未透露，

但2002年已公布将采用大量的复合材料、钛合金以及高强度铝锂合金。2002年不但公布了

F-35复合材料的用量，而且在双马和环氧两种复合材料中，其应用比例与F-22正好相反。

此外，据报道，F-35与F-22在设计思想上的完全不同，导致它的某些特殊做法。F-35并非

如F-22那样在原型机基础上设计出工程发展型，而是在未来批生产型别上重新设计一种成

本更低的战斗机。因此，美方称具体的技术细节要到明年才能确定，届时用材可能还会发

生变化。但从目前透露的情况来看，F-35这样一架硬壳式结构的战斗机，与以往半硬壳式

结构由内向外的结构设计方法不同，而采用由外向内的方式进行，因而对选材的要求相当

高。本刊曾于2002年第14和15期对F-35的选材进行了报道，此后，国外针对F-22及F-35又

陆续透露了一些重要信息，在此通报给读者。 
　　据国外报道， F-35采用了大量的复合材料、钛合金及高强度铝锂合金。其中复合材料

的细节透露得最为详细。洛克希德·马丁公司称，在F-35上采用了36%的复合材料，其中石

墨/环氧占32%，玻璃纤维及石墨纤维增强双马树脂基复合材料各占2%。这样一种选材比例

，与同为第四代战斗机的F-22在用材比例上有重大区别（F-22在热固性复合材料的选用中

，采用了17.2%双马来酰亚胺树脂基复合材料及6.6%的环氧复合材料）。这个消息一经传出

，立即引起了广范关注。 
　　外刊资料表明，F-35的最大马赫数为M1.5~M1.6（个别时会达到M2），其中空军型为M

1.6。基于此，可以肯定，环氧会在复合材料中占大部分，包括上翼面蒙皮、机身等，而双

马复合材料会用在上翼面高温部位及尾翼，其中垂尾为5250-4RTM结构。根据目前的报道情

况看，F-35复合材料的选用仍以IM7/977-3（增韧环氧）及IM7/5250-4（双马）为主力材料

。 
　　F-35属于硬壳式结构，厚的机翼有助于承受多功能飞机的物理载荷，设计从外表面开

始得到隐身性能的精密表面，正好与过去先内后外相反，整体的飞机蒙皮有利于飞机接缝

的减少，飞机的内部框架结构件数量是F-16的一半，复合材料零件的公差要精密，将其与

铝支承结构装配良好，不能弯曲，由于采用硬壳式结构，厚重的复合材料蒙皮承载能力大

于其他战斗机。为满足这种硬壳式飞机的要求，美国加州的Loctite公司的航空航天分公司

将为F-35提供一种牌号叫作SynCore的合成泡沫薄膜，通过这种合成泡沫薄膜的采用，可将

机体承力框架间距从F-16的125毫米增加到510毫米，即至少减少一半的框架数量。这种合

成泡沫薄膜是用加有直径20微米微型球环氧树脂压制而成，厚度2.5毫米，用来强化复合材

料壁板中蜂窝结构的边缘空隙及紧固件。 
　　2197及2097-T861铝锂合金已经用在F-35上，多年来，洛·马公司一直从事将100毫米

的铝锂合金厚板用于JSF隔框工作。据称，零件及试样的试验表明其寿命高出2124合金4倍

以上，密度降低5%，采用新设计可使重量减少5%～10%，并且在某些应用当中，如翼梁及隔

框，其疲劳性能可与钛相当，而成本只是它的1/4。 
　　第四代战斗机的代表F-22的选材在20世纪90年代中后期已有一个报道的高潮，此后均

属零星报道，但在2002年又有几项重要数字需公布。 
　　其一是钛合金。以往的钛合金报道比例均为两种，即 Ti-6-4及Ti-6222，共占结构重

量的42%，但2002年又补充了4种，它们分别是Ti-6242、Ti-1023、Ti-153及Ti-3-2.5。其

中Ti-6-4变形合金占25.6%、Ti-62222变形合金占2.7%，全部铸造钛合金占7.1%，其他占3

.4%。洛·马公司的专家称，F-22用的钛合金比其他任何美国空军的飞机都要多，在4082千

克以上（一架F-22用原料钛27吨，一架JSF用18吨，而欧洲战斗机才5吨），其中Ti-6242 

用于拦阻钩整流罩，代替Ti-6-4薄板超塑成型，使成本下降50%。改进了生产性能，降低了

重量，提高了抗发动机喷管偶而出现的燃气冲刷的热稳定性。 
　　F-22的锻压品中大约2/3为Ti-6-4-ELI，最大的锻件是中、后机身隔框，其中4个中机

身隔框是目前最大锻件的代表，5个后机身框架锻件是分段组成的，由3个中央的H形框与两

个T形框组成。机身的很大一部分为焊接件，前后梁结构是由腹板加强的Ti-6-4壁板与框架

经电子束焊接而成，包括3556厘米长的周向及纵向焊缝，是航空航天工业最复杂的焊接结

构之一。Ti-1023 作拦阻钩连接结构上的3个锻件，选用的主要原因是由于该处空间受到限

制，如采用不锈钢会增加零件重量。Ti-153只有少量薄板获得应用，用做卡箍、托架。Ti

-3-2.5 的成形性好，除被用于液压管道外，还被用于发动机舱门。这种发动机舱门由钎焊

的蜂窝芯子壁板组成，面板为Ti-6-4 ，芯子为Ti-3-2.5。两者之间的连接采用液体界面扩

散钎焊技术，利用镍-钛共晶温度低的特点来减少壁板暴露在热环境中。Ti-62222用在发动

机周围外蒙皮结构及发动机框架，原打算全部代替变形Ti-6-4ELI，但受加工性能影响，故

仅用于强度与耐久性关键部位，以往报道的机翼的钛合金梁中的47%为钛铸件，主要为Ti-

6222,且铸造系数仅为0.1，现发生了变化。尽管如此，由于它在强度与损伤容限上有良好

的平衡，因而，在飞机用钛合金中，它仍是一种重要材料。 
　　钛铸件代替锻件是近年的又一趋势，F-22上大约有54个钛精密铸件，前、后侧位铸件

最大，分别为87和58千克。最近Homet 又与波音签定了机身侧壁板、副翼铸件、拦阻装置

合同，成本降低30%以上，周期缩短50%。先进的铸造过程控制、检验技术及产品可预测性

保证铸件可用于"断裂关键部位"。 
　　在复合材料技术方面，F-22的座舱框架等100多个零件采用了3M公司的PR500，它是一

种单组分新一代环氧，有高的韧性CAI达到234MPa,固化温度120℃，固化时间是177℃固化

环氧的一半。 
　　此外，洛克希德·马丁公司为F-22开发出了一种新的差动平尾设计方案，从而使每个

平尾大约减轻了30磅重量，制造时间大约节省了25%，每架飞机节约成本100万美元。新平

尾采用了机械固定的方法把复合材料固定在一个中央轴上，而不是像过去那样采用热压罐

粘接。在新的设计方案中，还采用了可拆卸的平尾前缘，以便于平尾的维护和外场修理。

 
　　最近，还透露了座舱玻璃的成形细节，即用3050毫米长的聚碳酸酯片料作原料，将两

片料叠在一起，抛光面分别朝外，依次采用放真空袋、熔结、包膜成形，然后用模压进行

最终成形。此外，座舱的隐身导电涂层要满足与光学性能、电磁防护等性能的兼容，为防

止座舱表面的光反射，修改了防眩板的形状并该用平面黑色材料。座舱盖的设计与选材是

F-22最重要和最复杂的工作之一。 
　　从以上的报道可以明显看出，不同的性能要求、不同的结构形式，在战斗机选材上会

出现很大差异，这一点正在引起全球材料界的充分重视，此外，国外最近提及，就战斗机

材料而论，可承受性并不仅仅指成本方面，还包括可以接受的重量，低成本的前提是要满

足性能要求。（陈亚莉） 



--

※ 来源:．哈工大紫丁香 http://bbs.hit.edu.cn [FROM: 172.16.3.205]

--

※ 来源:．哈工大紫丁香 bbs.hit.edu.cn [FROM: 202.118.226.28]