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防空导弹是维护国家安全不可或缺的武器之一。现代战争中，空袭与反空袭仍然是主要的作战模式。防空导弹可以有效保护地面目标和军事设施免于受到来自空中攻击的威胁。根据发射平台的不同，防空导弹可以划分为地空、舰空、空空、潜空类型[1]。自20世纪50年代以来，经过70多年发展，第四代防空导弹已陆续投入使用。为提升国防能力，目前世界各国正积极发展新型防空导弹。

质量是防空导弹的重要指标之一，减少质量能够增大防空导弹射程或降低对动力系统的需求，有效提升防空导弹的性能和战斗力。结构是导弹的基础组成部分，其将导弹各个分系统连成一个整体，保证导弹完成预定任务。但是导弹结构自身一般并不作为防空导弹的有效载荷。为了追求更优的性能，防空导弹的结构质量系数（结构质量相对起飞质量的比值）需要进一步降低，这对防空导弹结构轻量化提出了更高的要求。

防空导弹攻击的一般都是高速飞行、高机动的目标，这就要求防空导弹具备高加速性和较高的飞行速度，使之在有限的时间内达到足够的高度与射程，以有效拦截并摧毁目标。此外，高速远程飞行的防空导弹还面临着严重的气动加热问题。在严酷的力、热载荷条件下，兼顾轻量化和高性能的防空导弹弹体设计面临着巨大的挑战。

本文结合防空导弹结构的组成与特点，介绍结构优化设计、高强轻质材料、先进制造技术等结构轻量化手段的发展现状，并对防空导弹结构轻量化面临的挑战进行分析与讨论。

防空导弹结构一般包括弹身与气动力面。为了使导弹具有良好的气动外形，弹身大多数为细长旋成体，并由若干个功能舱段连接而成；气动力面包括固定在弹身上的翼面以及可产生操纵力的舵面等。

防空导弹弹身各舱内需要安装各类单机或设备，相邻舱段之间通过可拆装结构加以连接。防空导弹直径不大，舱体一般为整体式薄壁结构。所谓整体式结构，是从制造手段上区分于装配式结构，目前主要有厚壁管材或铸件机械加工、机械加工或化铣成型板材焊接、旋压成型等制造方法。按照承受载荷的主要受力元件不同，舱体可分为硬壳式与半硬壳式，其中，硬壳式结构主要由薄壁与起横向加强作用的隔框组成，没有梁、桁条等纵向加强件，各类载荷均由薄壁承受；半硬壳式结构同时还有梁、桁条等作为主要受力元件[2]。舱体内部需要提供各类设备安装支座，同时舱体表面需要提供各种开口，在开口较大部位一般增加补强结构，如图1所示。

导弹气动面主要有翼面、舵面等。其中，弹翼主要提供平衡导弹质量的升力或机动飞行所需的法向力，舵面通过改变角度提供附加空气动力及相对于导弹质心的力矩以改变或保持导弹的飞行方向。防空导弹翼面和舵面一般具有面积较小、展弦比不大、翼型较薄的特点。在结构形式上，实心式整体结构与骨架蒙皮式结构均较为常见。此外，为了实现载弹量提升，或受到发射装置横向尺寸限制，现在防空导弹的翼、舵面也有不少采用了折叠形式，在导弹发射之后再进行展开并锁定，如图2所示。

对于长时飞行的防空导弹，一般还需要运用防隔热材料将承载结构以及舱内环境的温度控制在一定范围，以满足结构材料或舱内设备的使用要求。一般将防隔热材料的质量也计为导弹结构质量。目前，多数导弹的结构质量占全弹质量的20%~30%，其中高速长时飞行导弹的结构质量占比相对要高一些。由于在飞行过程中同时存在力、热载荷作用，因此高速导弹的结构轻量化具有更大的难度。

立足于导弹总体设计，通过优化导弹弹身舱段划分以减少舱段数量，可以降低因舱段连接所带来的结构加强要求；通过弹上分系统的集成设计、小型化设计，可以降低对舱体空间尺寸、承载的要求；通过部分结构、功能一体化设计，如将导弹局部壳体作为天线等，可以简化弹体设计、提高结构效能。这些导弹总体优化措施，对导弹结构轻量化都有很大的作用。在总体输入约束确定条件下，防空导弹结构轻量化则依赖于结构优化设计、高强轻质材料、先进制造等技术的应用。

优化设计是实现结构轻量化的重要手段。优化问题的3个基本要素分别是设计变量、目标函数与约束条件。根据设计变量的类型划分，一般将结构优化设计分为尺寸优化、形状优化和拓扑优化3类。这3类结构优化方法的设计空间依次增大，拓扑优化具有最大的设计空间，可以提供更加多样的设计方案。

2.1　尺寸优化

结构尺寸优化技术起步早，发展已比较成熟。尺寸优化是在给定结构的类型、材料、布局拓扑和外形几何尺寸的前提下，选取单元的截面特征量作为设计变量，如杆的截面积、梁单元截面尺寸、板壳厚度、复合材料的铺层厚度与铺层角度等[3]。这类优化不需要改变结构的有限元网格，且设计变量与刚度矩阵一般为简单的线性关系。

对于防空导弹等飞行器结构，可以选择舱体壁厚、翼面蒙皮厚度、复合材料铺层参数等作为设计变量开展尺寸优化设计。北京电子工程总体研究所甄英霞等[4]构建了导弹仪器舱的结构优化模型，开展了复合材料铺层角度、铺层厚度以及主要结构尺寸的优化，实现了该仪器舱质量减少21.5%。张琪[5]以某三段舱体组成的试验舱为对象，针对薄壁板壳结构的特点，建立数学优化模型与有限元模型，通过尺寸优化实现了试验舱质量轻，而强度和刚度大的目标。文献[6]和文献[7]分别对机翼的腹板和蒙皮厚度、复合材料铺层开展尺寸优化设计，达到了13.3%和19.7%的减重效果。

直接采用有限元模型进行优化计算，随着优化结构的复杂度增加，计算成本将急剧增加，而采用代理模型方法能够显著提高优化效率。代理模型优化方法是采用试验设计技术（如正交设计、最优拉丁超立方试验设计等），在设计空间内生成一定量采样点，通过数值求解器获得相应结构响应，通过代理模型方法（如响应面法、Kriging模型、神经网络等）构建代理模型并结合优化设计方法求解，最终得到优化方案[8]，优化流程如图3所示。

代理模型方法能够良好处理复杂优化问题，适用于单次计算时间较长的模型，并可平滑数值计算噪声与物理试验误差带来的扰动[9]。南京航空航天大学的穆雪峰等[10]介绍了多目标优化设计技术中常用的代理模型，并给出了在飞行器结构优化中的典型应用。文献[11]针对轴压作用下的加筋柱壳后屈曲性能优化计算量较大的问题，提出了一种基于代理模型和等效刚度模型的混合优化策略，较传统代理模型优化设计方法可减少约2/3的计算成本，对加筋柱壳结构相关尺寸进行优化，在满足承载力情况下减重22.6%，效果明显。

2.2　形状优化

形状优化技术主要面向连续体结构的轮廓边界或内部形状，以及杆系结构的节点位置，通过调整形状参数以提高力学性能[12]。与尺寸优化相比，形状优化设计模型更加复杂，在迭代过程中需要不断更新几何模型和有限元模型，因此，对几何模型和有限元模型的参数化提出了更高的要求，也使优化过程中的模型迭代更新更加困难，导致形状优化技术发展速度在一定程度落后于其他两种优化方法。

在形状优化领域，飞行器结构已成为重要的研究对象，形状描述方法及优化流程得到了发展，并在飞行器结构轻量化设计上实现了应用，相关文献报道如图4所示。南京航空航天大学周丞等[13]采用映射到线几何的方式定义了直升机旋翼桨叶剖面内部结构的形状优化设计变量，包括15个支撑杆厚度变量（bi，1≤i≤15）以及2个紧贴上下翼面的垫块厚度变量（h1、h2），通过优化，实现了在应力基本不变的情况下材料体积减少5.56%的效果。文献[14]以飞机的典型抗撞性结构为研究对象，针对采用玻璃纤维增强聚合物蜂窝填充的中空铝管垂直立柱，构建了蜂窝的形状描述函数并确定了立柱相关尺寸参数，结合代理模型开展了多目标优化。文献[15]针对应用于航天飞行器的平面薄膜相控阵天线结构，开展了热效应和索张力作用下平面薄膜边界形状优化，采用3次B样条曲线建立薄膜边界，以曲线控制点位移为设计变量建立平面薄膜天线优化模型。此外，飞行器头锥、机身、翼面等结构优化往往涉及外部形状，这与飞行器的气动特性以及总体性能密切相关，因此此类形状优化一般立足于整体性能开展。Choi等[16]为了开展翼面气动外形形状优化，选择翼面的展弦比、根梢比、后掠角等参数作为设计变量，结合支持向量机算法实现了5.4%的减重效果；Ye等[17]基于10个长度比例系数与5个角度比例系数构建了导弹弹体优化数学模型，利用Kriging代理模型减少数值计算量，采用约束差分进化算法与序列二次规划优化器寻求最优结构形状。这些研究促进了形状优化技术在飞行器上的应用，对结构形状优化技术本身也具有重要的参考意义。

2.3　拓扑优化

拓扑优化通过改变给定区域的材料分布给出最佳传力路径以实现材料节省，在概念设计阶段往往能发挥重要作用，是当下重要的轻量化技术之一[18-19]。图5中 Air Bus A380前缘肋拓扑优化是非常有代表性的工程案例之一[20]。

目前，拓扑优化方法主要包含基于密度的拓扑优化和基于边界的拓扑优化两种算法。基于密度的拓扑优化以设计区域的单元材料密度为设计对象，如固体各向同性微结构惩罚法（Solid Isotropic Micro-structure with Penalization， SIMP）[21]和材料属性近似合理法（Rational Approximation of Material Properties， RAMP）[22]。在这类方法中设计变量不等同于材料实际密度，而是由质量和弹性模量建立的参数，具有易于实现、计算效率高等优势，是工程应用中的主要方法。基于边界的拓扑优化方法优势在于优化结果的平滑性，Guo等[23]和张啸雨等[24]提出的移动可变形组件（Moving Morphable Component， MMC）拓扑优化方法，选择了基于显式的超椭圆方程描述的结构组件作为基本单元，通过组件的移动、变形、覆盖实现拓扑优化（图6）。拓扑优化在导弹等高速飞行器设计领域，尤其是在舵翼面与升力面结构设计过程中，已经实现了良好的轻量化效果，如图7所示。早在1995年，Balabanov等[25]为了实现二维机翼结构的拓扑优化设计，将其离散为桁架结构，以结构刚度最大为优化目标寻求最佳的拓扑结构形式。苗晓婷等[21]采用变密度法开展了飞行器升力面结构的拓扑优化，综合考虑结构一、二阶振动频率与刚度建立多目标拓扑优化模型，优化后具有蒙皮骨架结构形式的升力面的质量减少了29.7%。文献[26]基于拓扑优化实现了飞行器舵翼面肋部结构减重47.4%，并结合尺寸优化技术对蒙皮厚度进行了优化设计，整体减重10.8%。除此之外，学者们也将拓扑优化方法应用到弹身的结构优化设计中，Luo等[27]构建了多载荷工况下的多目标优化模型，实现了减重36.2%的效果。

未来飞行器超高速、高远程、高机动等特性提出了更进一步的轻量化需求，拓扑优化的对象从过去单一的舵翼面与升力面这类部件，逐步扩展到更小的零件级以及更大的整机级结构，以充分实现全机身结构的轻量化。北京空天技术研究所的全栋梁等[28]介绍了拓扑优化技术在空天往返飞行器等高速飞行器中的应用，包括发动机接头与舵轴等零件设计、舵面等部件设计以及全机设计等多个层级的结构，如图8所示。在全机优化的过程中，结合初步设计要求与拓扑优化，快速确定初步概念设计方案，然后在拓扑优化结果的基础上，建立考虑功能的参数优化模型，配合尺寸优化方法最终确定概念设计方案。

针对导弹等飞行器轻量化的迫切需求，学者们不断研发新型高强轻质材料，以期逐步取代传统材料。通过应用轻质化材料，弹体结构能够在满足强度与刚度要求的同时减少自身质量，提升导弹机动性能和续航能力[29]。随着轻质化材料的不断发展和成熟，其制造成本与制备周期已显著减少[30-31]。从材料体系上，导弹武器用轻质材料主要包括4类：高性能金属材料(Metallic Material, MM)，树脂基复合材料（Polymer Matrix Composites, PMC），陶瓷基复合材料（Ceramic Matrix Composites, CMC），以及金属基复合材料（Metal Matrix Composites, MMC）[32]。

3.1　高性能金属材料

自第一代防空导弹研制以来，弹体结构材料一直以金属为主。随着轻质化材料技术的发展，钢铁类材料使用占比持续减少，轻质高强铝合金、镁合金以及钛合金等逐渐占据主导地位。

铝合金由于其较高的比强度、韧性、耐腐蚀性、易加工性以及较低的材料成本和加工成本，在航空航天和国防武器领域获得了广泛的应用，如弹身舱体、内部支架、弹翼蒙皮、加强筋等结构[33]。为了追求更高的性能，国内外对航空铝合金的研发已经进入第五代，开发了强度在700 MPa以上的超高强度铝合金。上海交通大学研发了烯碳/铝合金复合材料，与传统铝合金相比，不但该材料的强度、刚度有所提升，而且其耐高温性能也有显著提升，可以满足武器装备对轻质-高强-耐高温材料的迫切需求。

镁合金密度仅为传统钢材密度的1/4，具有比强度高、比刚度高的特点，是结构轻量化设计理想的材料之一。其中，铸造镁合金具有优良的铸造性能和切削加工性能，在导弹舱体上有较多应用，能够很好地满足力学性能要求。近些年来，许多材料学家为了改善镁合金的加工性能以及强度而开发了一系列新型镁合金材料。上海交通大学开发的JDM2合金，在室温下，其抗拉强度和屈服强度分别为370 MPa和240 MPa，延伸率约为4%，其T6镁合金在250 ℃下拉伸强度仍高于300 MPa[34]；重庆大学与重庆市科学技术研究院联合开发的VW92E合金T4处理态屈服强度和抗拉强度都接近260 MPa，延伸率达到18.7%，经T6处理后，合金的屈服强度提高至284 MPa，抗拉强度达到357 MPa，延伸率为9.7%，并且具有优良的铸造性能、极佳的高温力学性能以及良好的疲劳性能[35]。

钛合金拥有最为综合的机械性能，如图9所示。钛合金在强度、刚度与比强度等性能上具有更为均衡和突出的表现[36]。此外，钛及钛合金还表现出优秀的高温性能，非常适合应用于高速远程防空导弹，可以作为导弹舱体、舵面、翼面等主要结构的材料。高速远程导弹还面临着气动加热问题，表面温度非常高，此时如果导弹结构材料能够在更高的温度下使用，就能够减少甚至不需要外部热防护材料的使用。为此，高温钛合金也在不断发展中。目前，国外能够在600 ℃稳定使用的高温钛合金，已成功应用于航空发动机[37]。国内中国科学院金属研究所、西北有色金属研究院等单位也陆续开发出了可在600 ℃温度下使用的高温钛合金[38]。

3.2　树脂基复合材料

复合材料在导弹弹体结构上的首次应用可以追溯至20世纪50年代，Deacon Rocket的发动机壳体采用了玻璃纤维复合材料并通过缠绕成型进行制备。近年来，随着高性能纤维材料与树脂基体的不断研发，轻质树脂基复合材料已经发展为一类可设计性强、减重效果明显的承力结构材料。常用的先进树脂基复合材料的增强纤维包括碳纤维、玻璃纤维以及芳纶纤维等，而树脂基体包括环氧树脂、酚醛树脂、聚酰亚胺树脂以及双马来酰亚胺树脂等[38]。

玻璃纤维作为最早使用的一类纤维增强材料，具有耐腐蚀、成本低等优点，但是玻璃纤维的比模量、比强度相对较低。碳纤维作为增强体的复合材料同时拥有理想的比强度和比模量，是武器装备产品更好的选择。在导弹固体火箭发动机壳体上应用碳纤维增强复合材料，能够获取更高的推重比，提升发动机结构的可靠性和安全性。美国的PAC-3导弹发动机壳体采用IM7缠绕成型复合材料，战斗部壳体材料为T300树脂基复合材料[39]；区域高层防御导弹THAAD也采用了高强中模碳纤维树脂基复合材料作为发动机壳体材料，并在其拦截器舱体结构中使用了赫氏公司生产的高模高强碳纤维[40-41]。芳纶纤维具有很高的断裂伸长率，在能量吸收和抗冲击领域获得了众多设计师的青睐[41]。

树脂基复合材料的性能上限在很大程度上取决于树脂基体的选用。通过树脂基体对纤维增强体的浸润以及黏结，可以保证载荷在结构内的传递。树脂基体自身的物理性能还可以提供额外的功能。例如，美国Cytec公司研发的977-2环氧树脂具有高韧性和高损伤容限的优点。另外，面对防空导弹严峻的力-热耦合服役环境，国内外先后研发了具有良好热稳定性的双马来酰亚胺以及聚酰亚胺等牌号的耐高温树脂，令树脂基复合材料的连续工作温度可以达240 ℃以上[42-43]。聚酰亚胺树脂具有最高的耐热性能，服役温度可达300 ℃，可应用于轻质-耐高温-承载结构件设计中，如进气道、电缆罩、弹体等。但是聚酰亚胺树脂基复合材料的成型工艺复杂，其固化过程需要进行多次反复的升温保压，且固化温度高、压力大。双马来酰亚胺的服役温度（200~250 ℃）虽然要低于聚酰亚胺树脂，但是双马来酰亚胺较好的成型性和加工性令其成为设计轻质-耐高温承力结构的首选材料之一。此外，酚醛树脂依靠优异的耐烧蚀性能，被广泛应用于耐烧蚀防热弹体结构设计中，如舱体和舵翼面外使用的防热套等。随着高性能树脂以及纤维增强体的不断发展，树脂基复合材料在航空航天飞行器结构上的应用逐渐增加，呈现出从由无到有、由少到多、由非承力到主/次承力结构、由局部到整体成型发展态势，如图10所示[44-45]。发展轻质-高强-耐高温多功能一体化以及低成本成型工艺的树脂基复合材料，对提升我国武器装备水平具有重要意义。

3.3　陶瓷基复合材料

陶瓷材料具有耐高温、高强度、高模量、高化学稳定性等特点，与金属材料和树脂基复合材料相比其特点非常突出，如图11所示。但是陶瓷材料存在脆性高、耐冲击力差的缺点，为此可通过将陶瓷与纤维材料结合至一起而制成陶瓷基纤维增强复合材料加以改善。

陶瓷基复合材料卓越的耐高温性能和比强度，在导弹弹体结构轻量化设计中获得越来越多的青睐，如用作头锥烧蚀材料、发动机尾裙等。如图12（a）所示，通过替代传统金属热防护结构，陶瓷基复合材料尾裙不但可以用于1 482 ℃的服役环境，同时分别减少结构质量和燃料消耗约4.85%和6%[48]。此外，陶瓷基复合材料的力学性能可以通过改进纤维增强体的结构形式而得到进一步加强。传统纤维增强体通常由单向或多向纤维编织排列而成，因此，单层复合材料具有面内各向异性的特性。复合材料制品是由多层复合材料铺设而成，层与层之间仅仅通过树脂或陶瓷基体传递载荷，因此，复合材料制品在受载时极易在层间发生裂纹扩展和破坏。为了改善传统复合材料的层间性能，近年来三维编织纤维增强体预制技术获得了广泛关注。如图12（b）所示，纤维材料在3个互相垂直的方向进行编织，令其在厚度方向上获得了更高的强度和刚度。纤维三维编织技术的发展，不但可以有效地提升陶瓷复合材料的机械性能，而且可以极大地缩短制备周期，进一步拓展了陶瓷基复合材料的应用范围[49]。

3.4　金属基复合材料

与树脂基复合材料相比，金属基复合材料在某些方面展现出更为优越的性能，如更高的强韧性、尺寸稳定性、耐高温性以及良好的导电导热性等[50]。近年来，金属基复合材料在航空航天等工程领域获得了越来越多的关注。

金属基复合材料可分为两种，一种是将颗粒或晶须状增强体和金属基体相结合，利用增强体抑制金属晶体在热处理过程中的长大，达到细晶强化的作用。美国三叉戟导弹的某导向装置结构以及惯导元器件就采用了新型的SiC颗粒增铝基复合材料，与传统使用的铍材料相比成本降低了70%左右[51]。另一种则是将金属基体与纤维增强体相结合，但是为了保证金属基体对纤维材料的浸润，需要将高温金属溶液通过高压注入铺设了纤维预制体的密闭模具中。目前基体材料应用较多的是铝，纤维增强材料则有碳纤维、碳化硅等。

英国曾对铝基复合材料在导弹结构上的应用开展了系列研究，包括前弹体、弹翼在内的5个结构件的材料选用、制造方法以及减重效果。美国采用碳化硅颗粒增强镁基复合材料制造了导弹尾翼等结构件[52]。国内，哈尔滨工业大学采用压力渗透法制备了基于碳纤维增强铝基复合材料的空气舵板和舱体样机，如图13所示。受到制备工艺复杂、成本较高，以及二次加工要求高等条件限制，金属基复合材料目前的应用还比较受限。

优化设计与轻质化材料技术的发展，为产品结构轻量化设计提供了有效的手段，而先进制造技术的应用，能够进一步释放设计自由度、拓展设计空间，充分体现出优化设计的效果并发挥材料的潜能。基于结构优化技术与轻质化材料的选择，本文着重介绍金属近净成型、金属增材制造以及复合材料自动铺放、三维预制体液体成型等技术。

4.1　金属近净成型技术

近净成型是指结构零件在成型后，不需要加工或需很少加工就可使用的成型技术。近净成型在复杂零件整体化、降低零件质量方面具有明显优势，是航空航天领域中复杂薄壁结构零件成型的关键技术[53]。目前，熔模精密铸造、超塑成型结合扩散连接这两类金属近净成型技术发展已比较成熟。

熔模铸造将蜡做成模型，在蜡模外表面包裹黏土等耐火材料，在其硬化后加热将蜡熔化去除得到由耐火材料形成的型壳，再将金属熔化浇注最终获得铸件。熔模精密铸造出的铸件尺寸精度可达±0.05 mm，且能够通过控制结晶来提高铸件的疲劳强度。熔模铸造技术在飞行器各类铝合金、钛合金、高温合金复杂薄壁整体构件上已有较多应用。美国F-22战斗机机体有54个运用钛合金熔模铸造技术生产的结构件[54]，战术巡航导弹的弹体与波导管已广泛采用铝合金精密铸件[55]。国内的熔模铸造构件也已应用于航空发动机叶片、机匣、机翼等产品上。

超塑成型是利用金属材料的超塑性成型零件的工艺方法，这里所谓的材料超塑性，是指材料在一定条件下被拉伸时没有明显的颈缩，具有超过100%的延伸率。扩散连接是指材料在特定的温度和压力下，相互接触面通过原子间相互固态扩散而形成连接的过程。如果一种材料在一个加热过程中能够同时完成超塑成型和扩散连接，就可以应用超塑成型结合扩散连接技术[56]。美国F-15战斗机机身采用超塑成型结合扩散连接技术，减少了700多个零件、上万个紧固件，联合战斗机和F-22战斗机的副翼、机身隔热板也采用了钛合金超塑成型结合扩散连接的整体结构[56-57]。国内北京航空制造工程研究所以飞机、导弹、航空发动机等产品为背景，在钛合金等材料的超塑成型结合扩散连接方面开展了大量研究工作，目前在飞机腹鳍、导弹舵翼面、发动机叶片等重要结构部件上应用已较为成熟[58]。

虽然金属近净成型技术具有许多优势，但是其成型过程依赖高温熔化或软化，因此，结构内部会产生较大的热应力，某些特定形状或结构的零部件可能无法成型，例如，带有悬臂结构的零件可能由于热应力而发生较大变形。另外，热应力也会降低零部件的成型尺寸精度，无法满足多孔、二维点阵、拓扑等先进结构的成型制备需求。

4.2　增材制造技术

增材制造，也称3D打印，其工作原理是将复杂的三维零件离散为二维层面，按方向逐层进行加工并构建三维实体。该技术可以将零件复杂程度对成型工艺的影响降至最低，同时降低原料与能源的消耗，设计师能够把精力集中于结构轻量化设计与材料选用，如图14所示。

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