陶瓷基复合材料在高超声速飞行器热防护系统中的应用.pdf

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1、 工艺与材料陶瓷基复合材料在高超声速飞行器热防护系统中的应用图1 新材料对新型飞行器的促进摘 要 主要介绍了陶瓷基复合材料制成的热防护系统及热结构在吸气式高超声速飞行器不同部位(包括前缘、机身大面积区域和控制面)上的应用,并指出了存在的问题和面临的技术挑战。关键词 高超声速飞行器 热防护系统 热结构陶瓷基复合材料引 言当吸气式飞行器在大气层内高速飞行时,强烈的气动加热会给结构强度带来严重的问题,因此,必须要由一个性能良好的热防护系统(TPS)对结构提供保护,使飞行器底层主体结构维持在所允许的温度范围内。吸气式高超声速飞行器的结构设计面临严峻的技术挑战,其中之一来自于大的温度梯度。例如,飞行器液

2、氢燃料贮罐中液氢温度低达-253,而TPS外表面的温度高达1 1001 650,在如此大的温度梯度下,将热胀冷缩不一致的各种组件(储罐、隔热层、结构以及TPS等)组合装配起来,是一个很大的技术挑战。在吸气式高超声速飞行器的某些结构中,为减小阻力一般采用厚度很薄的剖面,这些结构往往要承受很高的温度载荷和机械载荷,但为了不影响飞行,必须维持其气动外形,因此,其TPS不允许采用烧蚀材料。飞行器在高速飞行时,为确保头锥前缘产生所需的激波,以使超燃冲压发动机捕获的空气流量最大化,这些部位也不允许线性烧蚀。除以上问题以外,飞行器迎风面存在的台阶会导致局部过热点,其外表面存在的缝隙会导致高温等离子体渗入到结

3、构中。此外,推进系统与机身连接时的热膨胀不匹配、TPS全寿命周期成本等也是必须解决的技术问题。要解决上述所有问题,需要采用一种不同于航天飞机机身TPS的新型热防护和热结构方案。1 陶瓷基复合材料历史表明新材料的应用使得新型飞行器成为可能(如图1所示)。对于吸气式高超声速飞行器而言,其TPS所需的材料必须同时具备 耐高温(1 1002 200)、高强度、高韧性、轻质和环境稳定性等特性。图2给出了不同材料的比强度(强度与密度之比)随温度的变化。最终的目标是需要一种在高温下具有高比强度的材料,如图2右上角阴影区域所示。满足以上要求的金属材料包括金属基复合材料(MMC)、超合金和钛金属。这些材料均具有

4、高的比强度,但随着温度的升高,在大约1 093 时,其比强度均大大降低。C/SiC材料、先进C/C复合材料、SiC/SiC材料等陶瓷基复合材料(CMC)在高温下均具有高的比强度,因而适于吸气式高超声速飞行器的要求。图3给出了采用纤维增强的CMC的示意图。基材中的陶瓷纤维承受载荷,基材将外部载荷传递到纤维。纤维/基材界面之间可能还有涂层,该涂层对提高结构的韧性和抗脆性失效性能起关键作08飞航导弹 2010年第2期工艺与材料 图2 不同材料的比强度随温度的变化用。此外,CMC的外表面还涂有一层环境障涂层,可避免材料在高温下被氧化。2 高超声速飞行器的热防护方案如前所述,高超声速飞行器的大部分外表面

5、都要经受强烈的气动加热,因此,必须对机身进行热防护,或者将其设计成为热结构,以保证飞行器即使在气动加热极为严重的条件下也能正常工作。在同一飞行器表面,由于不同部位受到的气动加热程度不同,所选取的热防护方式和热结构也各不相同。下面将分别讨论高超声速飞行器的前缘、机身大面积区域和控制面的热防护方案。2.1 前缘的热防护对于尖锐型前缘,可以采用被动式、半主动式和主动式热防护方案来应对强烈的局部加热(如图4所示)。对于采用被动式热防护的前缘,会遇到重复使用的限制,图4中水平线所示的温度界限以下,材料可以重复使用完成多次任务。在此温度以上,材料将成为烧蚀材料,只能一次性使用。对于上述几种热防护方案,一般

6、优先选用被动式,然后是半主动式,最后才选用主动式。选用主动式热防护将导致花费、工艺复杂程度和质量大为增加,但对于高的热流密度而言是必需的。2.1.1 前缘的被动式热防护对于采用被动式热防护的前缘,一方面可采用高温材料以增强前缘的高温性能,另一方面可通过改变前缘的热物理性能来降低其工作温度。具体应用中应考虑以下6个方面的影响因素。1)高温涂层的性能航天飞机表面涂覆的SiC涂层一般可承受1 650 的高温,但对于吸气式高超声速飞行器而言,某些部位的温度往往会超过1 650,因此需要采用不同的材料(如Hf和Zr的碳化物、氧化物或二硼化物等)作为其防热涂层。这些材料(如Hf和Zr)均可以用作复合材料的

7、成分,而某些材料如Ir,则更适于作为防热涂层来使用。2)热导率对于采用纤维增强的CMC材料,纤维的热导率与编织构型会对材料的热物性产生重要的影响,进而影响到前缘的表面温度。以碳纤维为例,目前,有多种级别的具有不同热导率的碳纤维材料能编织成不同的构型。沿某一取向具有高的热导率的18飞航导弹 2010年第2期 工艺与材料图5X243飞行器前缘沿翼展方向的压缩热应力纤维将有助于快速地将热量沿该方向传导出去,从而避免局部过热。3)热辐射系数热辐射系数也是影响表面温度的一个重要参数。辐射平衡温度是表面热流密度和热辐射系数的函数。一般应采用表面热辐射系数较大的防热材料,有利于降低飞行器表面的辐射平衡温度。

8、4)表面催化特性在高超声速流中,由于强烈的气动加热将导致空气发生高温离解,并在材料表面重新结合,产生化学复合加热。如果飞行器表面的防热材料具有一定的催化特性,将会促进化学反应,导致其表面温度进一步增加。采用不具有催化特性的防热材料将有利于降低飞行器表面的热载荷。5)热膨胀当结构中存在温度梯度时,如果热膨胀受到约束,将导致热应力的产生。与机械应力相比,热应力的问题比较复杂,前者可通过加强结构来降低内部应力,而对于热应力而言,采用更厚的结构只会导致热应力的进一步增加。6)防氧化保护对于长时间暴露于高温中的结构而言,防氧化保护是一个必需考虑的关键因素。为了尽可能延长结构的寿命,必须使其工作在被动氧化

9、环境中。下面以X243飞行器为例来说明前缘的被动式热防护设计方法。X243飞 行器的飞行速度为M a=10,飞行高度32 km,在短暂的130 s飞行时间内,其头部的设计温度接近2 200。如上所述,陶瓷基复合材料中,具有高热导率的纤维可编织成为一种沿纵横两方向热导率不平衡的织物。X243飞行器的C/C前缘采用了31(75/25)平纹编织的纤维,这样可以获得弦向的高热导率。X243飞行器同时还采用了高温材料,以应对高热流密度。位于美国田纳西州的Tullahoma Ar2nold工程研发中心在氢气电弧加热风洞中模拟了X243飞行器的飞行条件,对13种不同的高温材料进行了试验,以选出一种能够耐受真

10、实飞行环境的材料。试验中采用的试件头部半径为7.62 mm,电弧加热的热流密度为14 764 kW/m2,加热持续时间为130 s。高的温度梯度将导致大的热应力,X243飞行器的前缘就出现了这种情况。如图5所示,淡灰色的区域表示的是X243前缘的原始几何形状,深灰色区域表示的是高温下因热膨胀而导致的变形后的几何形状。通过热 2 结构模拟计算表明,由于热膨胀受限,产生了较大的压缩热应力,最终将导致前缘构件失效。数值模拟预测的大的热应力提出了若干在试飞前需要解决的问题,这些问题包括:在较大的热应力下涂有涂层的基材是否会失效;涂层是否会变形或剥落;涂层剥落后是否会导致基材氧化;为防止前缘(涂层)翘曲

11、变形是否需要开槽,如果需要开槽,那么需要多大的间隔尺寸,开槽后是否能够有效防止涂层的剥落等。2.1.2 前缘的半主动式热防护当热流密度太高,导致前缘温度超过结构的耐温极限时,可采用热管冷却这种半主动式热防护方案。热管对翼前缘的冷却效应在美国国家空天飞机(NASP)项目中得到了研究。在该项目中,飞行器的前缘由C/C复合材料制成,同时采用嵌于C/C材料之中的3条长为0.762 m的直通热管来拉平温差,以避免前缘温度过高。热管管壁采用Mo2Re合金制造,横截面呈D字形,采用金属锂作为工质。在将Mo2Re合金制成的热管嵌入到C/C复合材料中时,材料的相容性与热应力是面临的两大挑战。两种不同的材料在高温

12、下进行长时加热,将引28飞航导弹 2010年第2期工艺与材料 发一系列问题。如果Mo2Re合金直接与C/C材料接触,接触面将会生成碳化钼。碳化钼的生成取决于两种材料的接触时间和外界温度。另一方面,碳也可能会通过Mo2Re合金扩散到热管中,从而降低热管的使用性能。扩散程度也强烈地依赖于时间和温度。热应力则是另一方面的问题。与C/C材料相比,Mo2Re合金具有较大的热膨胀系数,因而会受到C/C材料结构的约束。由于膨胀过程受到了限制,热管的平直段将很可能会发生弯曲或变形。这里需要解决的难点问题在于:一方面两种材料需要进行良好的热接触(沿厚度方向),以将外表面的热量传递到热管中;另一方面由于两种材料的

13、热膨胀系数不匹配,必须留有一定的装配间隙,确保产生的热应力最小。2.1.3 前缘的主动式热防护当热流密度极高时,必须采用主动冷却热防护。已制造出金属材料制成的主动冷却式前缘,但存在氢化反应和重复使用寿命等方面的问题。CMC也可用于主动冷却热防护,而且在轻质和高温性能方面具有明显的优势。在复合材料制成的主动冷却结构中,容纳冷却剂的金属管由超合金或高温金属制成,嵌入到CMC中后还可对CMC中的孔隙起密封作用。图6给出了三种不同的结构方案:其一,将金属管插入到复合材料的基体中;其二,金属管与复合材料一体化成型;其三,金属管之间紧密接触,嵌于复合材料基体的底部。完全采用复合材料制成的冷却结构将具备最轻

14、的质量和最强的高温性能。然而,这种方案也存在着许多待解决的问题,包括如何实现沿厚度方向的最优的热导率、冷却剂的封装、歧管装置的设置、防氧化保护以及材料之间的相容性等。2.2 机身大面积区域的热防护系统对于高超声速飞行器,可采用如下几种途径实现对机身大面积区域的热防护。2.2.1 隔热结构隔热结构早已成功地应用于航天飞机,其隔热层主要包括隔热瓦和隔热毡。隔热瓦(毡)直接贴在冷结构上形成气动外形,并将气动热载荷传递到底层金属结构上。由于两种材料的热膨胀系数不同,在隔热瓦和铝结构之间需要设置一层应变隔离垫(SIP)。隔热层一般采用分块式结构,每片隔热瓦的尺寸约为150 mm150 mm。图7给出了S

15、TS2114的照片,可以清楚地看到其上所覆盖的隔热瓦,图中颜色较淡的翼前缘在飞行前已被替换,还未经历再入飞行。1)美国NASA艾姆斯(Ames)研究中心的先进隔热瓦NASA研发了一种被称之为韧化单片纤维增强型抗氧化复合材料(TUFROC)的高性能隔热瓦。它与目前使用的高温隔热瓦(1 477)相比,可以承受更高的温度(1 697)。TUFROC含有一种由难熔抗氧化陶瓷碳隔热层(ROCCI)组成的碳化表层,这种碳化表层能够维持飞行器外表面形状的稳定性,同时其内部的纤维层能够为结构提供很好的隔热。这种隔热瓦由于具备优良的高温性能,因此还可应用于前缘或头部的某些部位。通过对TUFROC进行电弧加热试验

16、,结果表明其表面相对而言是非催化的。38飞航导弹 2010年第2期 工艺与材料2)欧洲EADS Astrium公司的表面柔性隔热毡隔热毡一般应用在航天飞机的上表面。欧洲航空防务集团(EADS)阿斯特里姆(Astrium)公司开发了一种表面柔性隔热毡(FEI),通过采用具有高辐射系数的涂层以及低毒的防水材料,提高FEI的性能。3)波音公司的可重复使用维形隔热层波音公司开发了两种类型的可重复使用维形隔热层(CR I),用于飞行器迎风面和被风面的隔热。对于1型CR I,重复使用最高温度为982,一次性使用最高温度为1 093。对于2型CR I,重复使用最高温度为1 204,一次 性使用最高温度为1

17、316。2.2.2 盖板式热防护系统(stand2off TPS)盖板式热防护系统可用于冷结构或热结构,其示意图如图8所示。X233的机身就采用了这种防热方式。该方案所面临的挑战是如何将气动力载荷(非气动热载荷)传递到结构上。隔热盖板与前面所述的隔热瓦相比,具有更大的尺寸,约46 cm46 cm。一般金属材料制成的热防护盖板仅限于使用在温度不超过982 的场合(具体许用温度取决于所采用的合金材料)。对于高超声速飞行器,往往需要能耐受更高温度的大面积热防护系统,在此背景下,以CMC材料制成的TPS便应运而生。在美国,金属材料制成的TPS与CMC制成的TPS相比,前者具有更高的技术成熟度(Tech

18、nology Readi2nessLevel,TRL),而在欧洲,CMC制成的TPS具有更高的技术成熟度。图9为CMC制成的盖板式TPS的示意图,其外部盖板为防氧化保护的CMC面板,内部隔热结构由耐高温纤维材料制成,由高温密封圈和连接件将CMC面板与内部结构相连。盖板式TPS面临的首要问题是如何将外部面板与底部结构进行可靠连接,并将气动力载荷及压力载荷传递到结构上去。此外,整个系统还必须能够承受声载荷和振动载荷。位于法国波尔多市的国有航空发动机研究制造公司固体推进分公司(Snecma Propulsion Solide,SPS)研发出一种由CMC制成的防热盖板,将材料的机械功能与防热功能分离开

19、来。承担机械功能的部件,如CMC面板、紧固件和支架,具有较好的机械性能,但并不具备很好的隔热性能。承担防热功能的部件,如内部隔热层、密封圈和隔热垫,虽然是十分高效的隔热件,但并不具备承载能力。该TPS的平均面密度为18.08 kg/m2,CMC面板通过一种可调的柔性支架与结构相连,这种连接方式允许CMC面板与结构之间出现热膨胀不匹配,同时具有足够的刚度,防止CMC面板出现大的变形,并能将外部载荷传递到结构中去。此外,这种连接方式还具有易于更换的优点。SPS制造的CMC防热盖板阵列如图10所 示。试件尺 寸为800 mm430 mm,CMC面板厚度为1 mm,由一块主面板加一块辅助面板制成,二者

20、之间采用线性密封。通过对试件进行电弧加热试验(总的电弧加热试验时间相当于11次再入时间),测得前缘后的面板最大温度为1 200,结构一侧(即结构与支架界面处)的温度低于110,从而验证了该方案具有较高的隔热效率。2.2.3 内部隔热对于盖板式TPS,还需要进行内部隔热,以减少传递到底部结构的热载荷。内部隔热材料必须具48飞航导弹 2010年第2期工艺与材料 图10SPS制造的CMC防热盖板阵列备轻质、柔韧的特点,且具有高的热容和低的热导率。同时,它还必须能够经受高温长时加热,也即具有较好的抗氧化性能,或具备防氧化措施。通常采用耐高温纤维材料用作内部隔热材料。1)MT航空航天公司的内部多层隔热(

21、I M I)体系与前面几种方案相比,隔热效率更高的是高温多层隔热(ML I)体系,其反射屏之间由纤维隔热层隔开。位于德国奥格斯堡的MT航空航天公司研发了两种不同的ML I,被称之为内部多层隔热(I M I)体系,一种用于1 000,另一种用于1 600。中温I M I(1 000)采用Nextel 312织物浸渍ML I制成,高温I M I(1 600)采用Nextel 440织物。2)S MARF的不透明纤维隔热体系美国亚利桑那州的S MARF(Steve Miller andAssociates Research Foundation)研究机构开发出了一种不透明纤维隔热(OFI)体系。OF

22、I是一种柔性隔热系统,由耐高温织物层以及中间填充的不透明纤维隔热毡组成。不透明隔热毡由氧化铝/氧化硅/氧化锆制成,可耐1 649 的高温。标准的OFI由不透明的氧化铝/氧化硅隔热毡制成(填充于Nextel织物中),其连续使用温度可达1 482。隔热毡厚度为25.4 mm,表观密度为288.6 kg/m3(变化范围为96.2kg/m3384.8kg/m3),面 密 度 为7.33 kg/m2。该OFI的热导率是温度和压强的函数。当外界空气压强增大时,其有效热导率也将增加。2.2.4 承载式气动外壳承载式气动外壳可承受飞行时的气动力载荷以及飞行器的轴向载荷。隔热材料既可与结构集成,又可与结构分离(

23、位于气动外壳下部)。采用承载式气动外壳可减轻飞行器质量。如美国DARPA/空军的猛禽HTV22飞行器,其气动外壳就采用C/C材料制成。另一个采用承载式气动外壳的例子是英国国防部的SHyFE(持续高超声速飞行试验)。SHyFE飞行器质量为30 kg,长1.5 m,直径0.178 m。该飞行器的气动外壳由MT航空航天公司采用C/SiC材料通过化学气相渗透(CV I)法制成。此外,该飞行器还采用主动式热防护方案(燃料在C/SiC材料制成的环形管路中流动)对结构进行冷却。其尾翼根部通过粘合剂与气动外壳粘合在一起,采用此设计方案可以取消前期设计中所用到的许多连接部件。2.2.5 结构一体化TPS在热防护

24、 2 结构一体化TPS方案中,外壁和内壁均承受气动载荷,外壁为热工作面,采用性能可靠的高温材料制成,内壁被隔热。这种与结构一体化的热防护方案具有较高的结构效率,维护成本也较低。壁面具有一定的厚度,因而能够产生所需的刚度,而且这种大型整体式结构可以消除或减少面与面之间的间隙、台阶以及零部件的数量。尽管这种方案有一些优点,但就目前而言它的技术成熟度是所有热防护方案中最低的。2.3 控制面的热防护对于高超声速飞行器,降低阻力是一个很重要的问题,因此一般采用较薄的控制面。控制面的热防护方案主要包括隔热、热结构和多种材料方案。2.3.1 隔热控制面隔热控制面成功地应用于航天飞机上已有多年。隔热控制面的优

25、点主要包括它非常适用于大型结构,并且具有很小的热应力。缺点包括质量较大,适用的温度较低(由于结构是低温结构,具有厚的横截面)。2.3.2CMC制成的热结构控制面采用CMC制成的热结构控制面具有最轻的质量,最薄的横截面积,最小的热膨胀不匹配问题,并能适用于较高的温度。此外,它还具有足够的强度与刚度,不需要再进行外部隔热。此方案的缺点是,对于盒状结构件和大尺寸构件,其制造和加工费用很高,因此,对于非常大型的结构并不推荐使用。一旦产品失效或损坏,其维修能力也比较有58飞航导弹 2010年第2期 工艺与材料图11 采用机械方式组装的副翼限,制造风险也很高。此外,对内部区域的涂覆、检查和维护也不方便。为

26、解决上述问题,可以采用多个小部件通过机械装配的方式组装成CMC控制面。这种方式的优点是其加工过程相对简单,损坏的部件易于更换(无需将整个控制面完全拆解)。这种方式的缺点是零部件数量太多,而且在组装众多分离的零部件时容易产生装配公差。1)GECCP、LLC和MRD开发的C/SiC材料制成的副翼由材料研究设计公司(MRD)设计、通用电气陶瓷复合材料制品公司(GECCP)和LLC制造的副翼,采用由C/SiC材料制成的紧固连接件、薄壁转矩管、盒状结构件以及传递载荷用的角撑板组装而成。图11(a)、(b)示出了用于装配的零部件和紧固件,图11(c)示出了组装后的副翼。2)MTAerospace开发的C/

27、SiC材料制成的副翼MTAerospace采用C/SiC材料为X238再入飞行器开发了全尺寸的副翼。副翼全部采用CMC材料制成(包括紧固件和轴承)。在研发过程中涉及的几项关键技术包括:大型、厚尺度C/SiC结构的制造;防氧化保护;高温轴承;承受高载荷的连接件(采用陶瓷材料制成的螺钉和螺母);冷金属结构与热陶瓷构件之间的界面以及高温动态密封。通过进行热态和冷态试验以及上升和下降过程中的振动、热载荷和静压载荷试验,进一步证实了该副翼能够用于飞行。最近MTAerospace已对副翼设计方案进行了更新,用于Pre2X飞行验证器。2.3.3 一体化加工一体化加工成型的CMC控制面仅需要很少的连接件,并具

28、有较好的机械性能。缺点是加工起来十分复杂,加工所需花费和损坏的风险也较高。MTAerospace采用一体化加工方案制成了C/SiC副翼。该部件采用二维pregpreg的碳纤维织物,经固化和裂解,并通过化学气相渗透法成型。整个部件未采用任何连接件,因而减轻了结构的质量。2.3.4 多种材料控制面多种材料控制面将CMC与高温性能较差的材料(如钛金属或超合金)配合使用。对于大型结构而言,该方案的优点是加工制造将更为经济。而且,其上表面不需要TPS,如果损坏,CMC制成的前缘和后缘均可以更换。缺点是冷结构(由金属或聚合物复合材料制成)与CMC之间存在热膨胀不匹配的问题。与完全采用CMC制成的控制面相比

29、,多种材料控制面的质量将增加30%40%。此外,盒状结构件的隔热材料会导致隔热层厚度增加,在保持控制面总厚度不变的情况下,这将导致底层结构的厚度减小、惯性矩减小。1)X243飞行器采用的多种材料控制面X243的控制面采用两种材料制成,其尺寸相对较小,约0.6 m左右。控制面结构采用Haynes230超合金,其前缘采用C/C陶瓷材料。控制面上未采用隔热层。2)X238飞行器采用的多种材料控制面荷兰空间研究所为X238飞行器设计并制造了高温金属舵面。最初舵面采用PM21000制成,使用温度可达1 200。当X238飞行器的使用要求发生变化后,荷兰空间研究所改变了设计方案,舵面采用钛金属和陶瓷隔热瓦

30、制成,并通过了验证。对于机组返回飞行器(CRV),也计划采用金属/CMC多种材料来制造其舵面。3 关键的技术挑战CMC材料可以满足吸气式高超声速飞行器多种构件(如前缘、机身大面积区域、控制面以及推进系统)热防护的需求。对于大多数采用CMC材料制成的结构而言,主要面临着两大技术挑战 制造工艺和环境稳定性。3.1 制造工艺对于C/C、C/SiC和SiC/SiC材料而言,有几种不同的制造工艺,每种工艺均面临各自的挑战。小68飞航导弹 2010年第2期工艺与材料 型材料试样的制造虽然具有相对的一致性,然而,今天制造出来的试样与6个月以后制造出的试样可能并不完全一样。关键点是最先进的材料并不等同于最先进

31、的结构。仅仅制造出了材料,还远远不能确保由该材料能够成功地制造出结构并且完成任务使命。从小的材料试样到大的飞行器结构,遇到的制造工艺挑战主要包括:厚尺度构件的加工(保证整个结构在密度上的均匀性);复杂弯曲型面的加工;大尺度构件的加工;材料的相容性及分层问题;缺陷的临界裂纹尺寸;无损检测;工艺装置;装配方法和公差;设计结构的可制造性以及制造工艺的经济性(成本和周期)等。3.2 环境稳定性环境稳定性主要指抗氧化能力,它对飞行器的任务寿命会产生重要影响。此外,在组合载荷下达到所需的重复使用次数、检测和维修以及预测任务寿命的能力都是需要解决的难点问题。4 结束语高超声速飞行器在热防护系统和热结构方面面

32、临着前所未有的挑战,特别是其尖锐型前缘和横截面较薄的结构件,解决这些问题需要采用多种TPS和热结构方案。吸气式高超声速飞行器的成功研制将取决于应用多种类型CMC结构(前缘、控制面、机身大面积区域以及推进系统等部位)的能力,但只有在很好地解决了CMC的制造工艺和环境稳定性以后,CMC材料才能有效地推动高超声速飞行器的发展。杜 若 康宁宁ATK公司有望获得AARG M LRIP2合同 美海军F218D战机空射AG M288E反辐射导弹 美国阿连特技术系统(ATK)公司准备签署一项协议,提供第二批低速初始生产(LR IP 2)的AG M288E先进反辐射导弹(AARG M)。该公司有望于2009年第

33、四季度获得为美国海军和意大利空军生产该导弹的合同。自2008年12月以来,AARG M项目一直处于第一批低速初始生产的阶段。随着2009年8月7日的第八次试射,AARG M的开发试验已经完成。该项目将进入作战试验与评估阶段。这两个阶段将快速进行,使该导弹有望于2010年11月装备美国海军。在AARG M导弹即将进入美国和意大利服役的同时,ATK公司正在从AG M288哈姆反辐射导弹的出口用户群中寻求更多的用户,包括德国、希腊、韩国、西班牙、土耳其和阿联酋。选择该导弹的国家都将参与该项目。目前,没有生产全新的AARG M导弹的计划。该导弹的生产是通过改装现有的哈姆导弹完成的:保留弹体、火箭发动机、战斗部,添加新型多模(被动射频与主动毫米波)制导系统,该制导系统与修正控制部分耦合,而修正控制部分采用I NS/GPS制导系统,可预设导弹的碰撞区与碰撞规避区,减少附带损伤。导弹引爆前,碰撞评估发射机将战斗毁伤评估数据传回载机。AARG M是一种超声速空射导弹,可打击辐射中的雷达目标,如地面或舰载雷达以及雷达制导导弹系统,但其辅助的主动毫米波模态使其可打击处于关闭状态的发射器,以及并没有进行辐射的时敏目标。宫朝霞 杨 磊78飞航导弹 2010年第2期