CN111707145B - 一种高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵及其制备方法 - Google Patents

一种高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵及其制备方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵及其制备方法，包括以下步骤：1)根据高超音速导弹型号不同，其对弹翼、舵承受气流温度、烧蚀时间、气动载荷下翼尖位移要求也不同，将弹翼、舵的整体铺层结构设计分为两部分，即弹翼、舵承载层和弹翼、舵耐烧蚀层；2)弹翼、舵承载层选择编织碳/高温环氧预浸布、编织碳/聚酰亚胺预浸布、编织碳/双马来酰亚胺预浸布中的一种，弹翼、舵耐烧蚀层碳/酚醛预浸布、碳/苯并噁嗪预浸布、碳/芳炔树脂预浸布中的一种，纤维质量含量控制在65‑75％，采用碳纤维预浸布铺层一次模压工艺，避免结构/功能层基体树脂因树脂含量过高及加压时机早、压力过大导致相互渗透、弹翼、舵耐烧蚀层胶液溢出过多造成的性能缺陷。

Description

一种高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵及 其制备方法
技术领域
本发明属于复合材料技术领域，具体涉及一种弹翼、舵的结构及制备方法，尤其涉及一种高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵及其制备方法。
背景技术
弹翼、舵是高超音速导弹的关键部件，为导弹提供飞行升力，此外在飞行过程中承受复杂的空气载荷、气动加热，因此需要具备低重量、高强度、耐烧蚀要求。
现阶段，大多数弹翼、舵采用铝合金、钛合金等金属材料，在满足高强度、耐烧蚀性能的条件下，惰性质量明显高于复合材料弹翼、舵，导致导弹有效射程也明显降低。
现有研究中，采用复合材料代替金属材料用于制备弹翼、舵，例如中国专利申请CN104197790A公开了一种金属加筋-纤维增强树脂基复合材料蒙皮弹翼及其制备方法，它由金属加筋、泡沫和纤维增强树脂基复合材料蒙皮构成，但是其主体结构仍为金属，并存在多处宏观界面。又如中国专利申请CN109373826A公开了一种热塑性短纤维模压复合材料弹翼，其由T700短纤维碳纤维增强的聚芳醚砜醚酮酮树脂模压成型，但是短切纤维相对连续纤维成型复合材料制件存在强度低的缺陷。
金属弹翼、舵的结构重量占导弹总体比重过高，在同样满足高强度、耐烧蚀性能的条件下，导弹有效射程相较于复合材料弹翼、舵明显降低。防热复合材料是先进热防护系统设计研制的关键材料，发挥隔热、承载等功能，涉及特殊环境下材料的多种热响应以及多组元多尺度结构的高温演化。高超音速条件下，弹翼、舵在需要承受复杂高载荷、高温烧蚀的同时，降低质量，降低弹体的惰性载荷。
因此，迫切需要一种耐烧蚀复合材料弹翼、舵，使其具备“承载/烧蚀防热”一体化，进而应用于高超音速导弹。
发明内容
本发明针对现有技术中，泡沫夹芯外覆纤维增强树脂基复合材料蒙皮及短切纤维模压复合材料弹翼、舵应用于高超音速导弹存在有多处宏观界面、强度差等缺点，提供了一种高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵，所述的复合材料是一种以编织碳/酚醛、苯并噁嗪、芳炔树脂，和碳/高温环氧、聚酰亚胺、双马来酰亚胺材料为基础、结合铺放、真空模压等工艺，可以解决高超环境下烧蚀剥蚀控制的高温微量烧蚀的高性能复合材料。
本发明还提供了一种高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵的制备方法。
一种高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵的制备方法，包括以下步骤：
1)将高超音速导弹的弹翼、舵的整体铺层结构设计分为两部分，即弹翼、舵承载层和弹翼、舵耐烧蚀层；
采用abaqus软件对弹翼、舵的承受载荷、气动加热形式进行仿真分析，要求弹翼、舵在承受载荷并高温受热的条件下，内部弹翼、舵承载层温度低于树脂体系的玻璃化转变温度造成的承载性能损失导致整体变形＞2mm，计算出各结构/功能层纤维铺层形状、方向及层数；
2)弹翼、舵承载层选择编织碳/高温环氧预浸布、编织碳/聚酰亚胺预浸布、编织碳/双马来酰亚胺预浸布中的一种，弹翼、舵耐烧蚀层选择碳/酚醛预浸布、碳/苯并噁嗪预浸布、碳/芳炔树脂预浸布中的一种，纤维质量含量控制在65-75％，采用碳纤维预浸布铺层一次模压工艺，得到高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵。
本发明步骤1)所述的将高超音速导弹的弹翼、舵的整体铺层结构设计分为两部分，是指：根据高超音速导弹型号不同，其对弹翼、舵承受气流温度、烧蚀时间、气动载荷下翼尖位移要求也不同，将弹翼、舵的整体铺层结构设计分为两部分，即弹翼、舵承载层和弹翼、舵耐烧蚀层。
步骤1)所述的采用abaqus软件对弹翼、舵的承受载荷、气动加热形式进行仿真分析，要求弹翼、舵在承受载荷并高温受热的条件下，内部弹翼、舵承载层温度低于树脂体系的玻璃化转变温度(Tg)，以避免由于树脂固化物从玻璃态转变成高弹态造成的承载性能损失导致整体变形＞2mm，即弹翼侧面受到3600N均匀压力时，翼尖位移＜2mm，计算出各结构/功能层纤维铺层形状、方向及层数。
每种形式的预浸布都有一定的厚度，abaqus软件仿真过程，是先将产品三维模型导入，再按照预浸布的厚度进行逐一分层，然后确定每一层预浸布的类型(如纤维单一方向/±45度等)，模型分层完成后分别输入不同类型预浸布固化成复合材料后的性能，例如：计算承载性能时输入强度、模量、泊松比等材料的参数，同时输入设计需要满足的承载力，可计算产品各部位的变形、稳定性(或安全系数)；计算耐热性时，即输入不同类型预浸布固化成复合材料热导系数等材料参数，同时输入外部环境温度，计算规定时间内产品内部不同区域的温度，以此确定以耐烧蚀预浸布成型的耐热层厚度。
步骤1)所述的计算出各结构/功能层纤维铺层形状、方向及层数，是指各结构/功能层依据设计要求调整铺层的纤维角度为0°、15°、-15°、30°、-30°、45°、-45°、60°、-60°、75°、-75°、90°中的一种或多种，纤维角度使用自动裁布机得以实现，产品成型时，先进行一层一层碳纤维预浸布铺放，预浸布由树脂与纤维两部分组成，纤维方向可分为单一方向/±45度等，依据不同方向承载受力大小计算出各方向纤维角度的比例，铺层的纤维角度是指纤维方向相对于产品的纵/横方向(或模具的长/宽方向)，自动裁布机可以通过输入CAD二维模型控制刀头的切割方向，而达到切割出不同纤维角度预浸布的目的，切割出来的预浸布按规定形状铺放在模具中即达到调整纤维角度的目的；调整纤维角度的目的是根据产品纵/横方向受到的力大小不同，通过改变纤维各个方向的角度，来满足产品设计要求，例如：对于产品纵向受力较大，就相应增加顺着纵向纤维的数量，但也不能无限制的增加，可能会由于其它方向产品受力，造成整体结构失稳，其各方向纤维的比例由abaqus软件仿真模拟计算出来；耐热性可以通过傅里叶方程求的所需的弹翼、舵耐烧蚀层厚度，通过abaqus软件仿真，计算更方便。
步骤2)所述的弹翼、舵承载层选择编织碳/高温环氧预浸布、编织碳/聚酰亚胺预浸布、编织碳/双马来酰亚胺预浸布中的一种，弹翼、舵耐烧蚀层选择碳/酚醛预浸布、碳/苯并噁嗪预浸布、碳/芳炔树脂预浸布中的一种，进一步的，弹翼、舵承载层选择T700碳纤维/高温环氧预浸布、T800碳纤维/高温环氧预浸布、T1000碳纤维/高温环氧预浸布中的一种，弹翼、舵耐烧蚀层选择T700碳纤维/酚醛树脂预浸布、T800碳纤维/酚醛树脂预浸布、T1000碳纤维/酚醛树脂预浸布中的一种。
步骤2)所述的采用碳纤维预浸布铺层一次模压工艺，要对碳纤维预浸布事先进行成型制品后纤维含量的计算，纤维质量含量控制在65-75％，避免耐烧蚀功能层基体树脂因树脂含量过高导致加压时弹翼、舵耐烧蚀层胶液溢出过多造成的性能降低，依据不同的树脂体系固化工艺不尽相同，一次共固化对两种或以上树脂体系要求其等温条件下凝胶时间相近。
进一步的，步骤2)所述的采用碳纤维预浸布铺层一次模压工艺，得到高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵，按照以下工艺：
①成型模具分为上模板、中模板、下模板三部分，铺放前先将三部分拆开，用丙酮清洗并晾干，再涂抹3-5遍高效脱模剂，每次间隔10-15min，螺栓、导弹连接槽用嵌块与模具配合面涂覆硅脂；
②将下模板与中模板组装后，将自动裁布机裁剪完成的纤维布或预浸布，按设计纤维角度进行铺层，其中弹翼、舵前缘需单独补强弹翼、舵耐烧蚀层以承受更高的温度，操作环境控制温度30±5℃，逐层铺放，层间用滚筒压实，并每隔3-7层采用铺放真空袋膜抽真空压实，过程中放置连接槽用嵌块；
③合上模具，整体抽真空使真空度＜-0.085MPa，采用模压工艺一次成型；
共固化体系为高温环氧/酚醛树脂：
技术要求为：
侧面3600N均匀加压，翼尖位移＜2mm；
前缘驻点温度1700℃，5S；
平面部分900℃，5S；
依据abaqus软件计算结果，对弹翼、舵承载层和弹翼、舵耐烧蚀层逐一分层，分层数据输入到自动裁布机中；
在处理好的模具上30±5℃操作环境温度中逐层压实铺放，结构层铺层数为64层，铺层结构为：碳纤维平纹/高温环氧预浸布(克重240g/m2，树脂含量35％)：碳纤维单向/高温环氧预浸布(克重150g/m2，树脂含量30％)＝4：1，铺层角度依次为0°(90°)，0°(90°)，0°(90°)，±30°，0°；弹翼、舵耐烧蚀层铺层部位及数量为：结构层外3层碳纤维平纹/酚醛预浸布(克重240g/m2，树脂含量35％)，弹翼、舵前缘补强9层碳纤维平纹/酚醛预浸布(克重240g/m2，树脂含量35％)；
共固化制度为：130℃/1h+150℃/2h+180℃/2h，加压制度以模具合模缝＜0.03mm以下为标准：130℃保温1h后加压5-10MPa，150℃保温30min后加压10-15Mpa，得到高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵。
本发明还涉及采用上述制备方法得到的一种高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵。
本发明所述的舵，就其结构形式而言同弹翼一样，因此，对它的设计要求与弹翼相同，但尺寸比弹翼小，结构也比弹翼简单，对于成型工艺而言是相同的。
与现有技术相比，本发明具有以下优点：
1、现有技术中，一般是将泡沫夹芯外覆纤维增强树脂基复合材料蒙皮及短切纤维模压复合材料弹翼、舵应用于高超音速导弹，但是存在有多处宏观界面、强度差等缺点，本发明通过基体树脂及纤维增强材料的优选，调整结构/功能层基体树脂凝胶时间，使其共固化一体成型，控制预浸料纤维含量、模压工艺温度与加压时间关系，避免结构/功能层基体树脂因树脂含量过高及加压时机早、压力过大导致相互渗透、弹翼、舵耐烧蚀层胶液溢出过多造成的性能缺陷。
2、本发明通过专利设计发明一种以编织碳/酚醛、苯并噁嗪、芳炔树脂，和碳/高温环氧、聚酰亚胺、双马来酰亚胺等材料为基础、结合铺放、真空模压等工艺，解决高超环境下烧蚀剥蚀控制技术，研制出高温微量烧蚀的高性能复合材料，用于制备高超音速弹用承载/烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵，替代金属、夹芯结构、短切纤维复合材料结构的弹翼、舵的形式，降低惰性质量，增加导弹的有效射程。
3、根据高超音速导弹型号不同，采用abaqus软件对其承受载荷、气动加热形式进行仿真分析，计算出各结构/功能层纤维铺层形状、方向及层数，按设计进行铺层，弹翼、舵承载层选择(T700、T800、T1000)碳纤维/(高温环氧、聚酰亚胺、双马来酰亚胺)预浸布中的一种，弹翼、舵耐烧蚀层选择(T700、T800、T1000)碳纤维/(酚醛树脂、苯并噁嗪、芳炔树脂)预浸布中的一种，整体采用模压一次成型，相较于传统设计具有可设计性强，可根据不同要求，提供不同防热等级、承载能力的弹翼、舵一体化结构，具有可靠性高、成本低，工程化能力强的优势。
4、本发明设计的高超音速弹用承载/烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵，将整体铺层结构分为两部分，即承载结构层和耐烧蚀结构层(二者通过工艺控制，消除界面，成为一个有机的整体)，各部分依据设计要求可调整铺层的纤维角度为0°、15°、-15°、30°、-30°、45°、-45°、60°、-60°、75°、-75°、90°中的一种或多种，纤维角度使用自动裁布机得以实现。
5、现有技术中对于复合材料不同功能层之间往往采用每个功能层单独成型后再粘接为一个整体，或在第一个功能层成型完成后进行打磨等表面处理后，再以此为基础进行下一功能层铺放成型。这样成型工艺复杂且不同功能层之间仅有少量分子层面的连接。本发明通过控制预浸布的树脂含量，使真空模压过程中树脂不会被挤压出去，也尽量避免加压时不同树脂体系之间相互混杂，造成的各功能层与设计厚度不同，影响产品性能。使不同树脂体系在相同温度下的凝胶时间接近，且尽量减短凝胶时间，来使不同功能层短时间内之内共同固化，避免了不同树脂体系之间相互混杂，且分子链段相互反应连接，界面强度好。
附图说明
图1是本发明制备得到的高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵的图。
图2是本发明所使用的成型模具的上模板的图。
图3是本发明所使用的成型模具的中模板的图。
图4是本发明所使用的成型模具的连接槽用嵌块的图。
图5是本发明所使用的成型模具的下模板的图。
图1至图5中：1.弹翼、舵前缘；2.弹翼、舵耐烧蚀层；3.弹翼、舵承载层；4.弹翼、舵连接槽；5.上模板；6.中模板；7.连接槽用嵌块；8.下模板。
具体实施方式
以下通过实施例进一步详细描述本发明，但这些实施例不应认为是对本发明的限制。
实施例1：
一种高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵的制备方法，包括以下步骤：
1)根据高超音速导弹型号不同，其对弹翼、舵承受气流温度、烧蚀时间、气动载荷下翼尖位移要求也不同，将弹翼、舵的整体铺层结构设计分为两部分，即弹翼、舵承载层3和弹翼、舵耐烧蚀层2；
采用abaqus软件对弹翼、舵的承受载荷、气动加热形式进行仿真分析，要求弹翼、舵在承受载荷并高温受热的条件下，内部弹翼、舵承载层3温度低于树脂体系的玻璃化转变温度(Tg)，以避免由于树脂固化物从玻璃态转变成高弹态造成的承载性能损失导致整体变形＞2mm，即弹翼侧面受到3600N均匀压力时，翼尖位移＜2mm，计算出各结构/功能层纤维铺层形状、方向及层数，各结构/功能层依据设计要求调整铺层的纤维角度为0°、15°、-15°、30°、-30°、45°、-45°、60°、-60°、75°、-75°、90°中的一种或多种，纤维角度使用自动裁布机得以实现；
2)弹翼、舵承载层3选择T700碳纤维/高温环氧预浸布，弹翼、舵耐烧蚀层2选择T800碳纤维/酚醛树脂预浸布，纤维质量含量控制在65-75％，避免耐烧蚀功能层基体树脂因树脂含量过高导致加压时弹翼、舵耐烧蚀层2胶液溢出过多造成的性能降低，采用碳纤维预浸布铺层一次模压工艺，具体的工艺实现如下：
①成型模具分为上模板5、中模板6、下模板8三部分，铺放前先将三部分拆开用丙酮清洗并晾干，再涂抹3-5遍高效脱模剂，每次间隔10-15min，螺栓、导弹连接槽用嵌块7与模具配合面涂覆硅脂；
②将下模板8与中模板6螺栓组装连接，安放真空抽气口，将自动裁布机裁剪完成的纤维布或预浸布，按设计纤维角度进行铺层，铺放到指定厚度以后放入连接槽用嵌块7，并用定位销固定，继续铺放产品，至规定形状厚度；其中弹翼、舵前缘1需单独补强弹翼、舵耐烧蚀层2以承受更高的温度，操作环境控制温度30±5℃，逐层铺放，层间用滚筒压实，并每隔3-7层采用铺放真空袋膜抽真空压实，过程中放置连接槽用嵌块7；
③在真空溢胶槽内放置密封圈，合上模具，定位销导入并用螺栓紧固，整体抽真空使真空度＜-0.085MPa，采用模压工艺一次成型；
共固化体系为高温环氧/酚醛树脂：
技术要求为：
侧面3600N均匀加压，翼尖位移＜2mm；
前缘驻点温度1700℃，5S；
平面部分900℃，5S；
依据abaqus软件计算结果，对弹翼、舵承载层3和弹翼、舵耐烧蚀层2逐一分层，分层数据输入到自动裁布机中；
在处理好的模具上30±5℃操作环境温度中逐层压实铺放，结构层铺层数为64层，铺层结构为：碳纤维平纹/高温环氧预浸布(克重240g/m2，树脂含量35％)：碳纤维单向/高温环氧预浸布(克重150g/m2，树脂含量30％)＝4：1，铺层角度依次为0°(90°)，0°(90°)，0°(90°)，±30°，0°；弹翼、舵耐烧蚀层2铺层部位及数量为：结构层外3层碳纤维平纹/酚醛预浸布(克重240g/m2，树脂含量35％)，弹翼、舵前缘1补强9层碳纤维平纹/酚醛预浸布(克重240g/m2，树脂含量35％)；
共固化制度为：130℃/1h+150℃/2h+180℃/2h，加压制度以模具合模缝＜0.03mm以下为标准：130℃保温1h后加压5-10MPa，150℃保温30min后加压10-15Mpa，得到高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵。
实施例2：
一种高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵的制备方法，包括以下步骤：
1)根据高超音速导弹型号不同，其对弹翼、舵承受气流温度、烧蚀时间、气动载荷下翼尖位移要求也不同，将弹翼、舵的整体铺层结构设计分为两部分，即弹翼、舵承载层3和弹翼、舵耐烧蚀层2；
采用abaqus软件对弹翼、舵的承受载荷、气动加热形式进行仿真分析，要求弹翼、舵在承受载荷并高温受热的条件下，内部弹翼、舵承载层3温度低于树脂体系的玻璃化转变温度(Tg)，以避免由于树脂固化物从玻璃态转变成高弹态造成的承载性能损失导致整体变形＞2mm，即弹翼侧面受到3600N均匀压力时，翼尖位移＜2mm，计算出各结构/功能层纤维铺层形状、方向及层数，各结构/功能层依据设计要求调整铺层的纤维角度为0°、15°、-15°、30°、-30°、45°、-45°、60°、-60°、75°、-75°、90°中的一种或多种，纤维角度使用自动裁布机得以实现；
2)弹翼、舵承载层3选择T800碳纤维/聚酰亚胺预浸布，弹翼、舵耐烧蚀层2选择T1000碳纤维/苯并噁嗪预浸布，纤维质量含量控制在65-75％，避免耐烧蚀功能层基体树脂因树脂含量过高导致加压时弹翼、舵耐烧蚀层2胶液溢出过多造成的性能降低，采用碳纤维预浸布铺层一次模压工艺，具体的工艺实现如下：
①成型模具分为上模板5、中模板6、下模板8三部分，铺放前先将三部分拆开用丙酮清洗并晾干，再涂抹3-5遍高效脱模剂，每次间隔10-15min，螺栓、导弹连接槽用嵌块7与模具配合面涂覆硅脂；
②将下模板8与中模板6螺栓组装连接，安放真空抽气口，将自动裁布机裁剪完成的纤维布或预浸布，按设计纤维角度进行铺层，铺放到指定厚度以后放入连接槽用嵌块7，并用定位销固定，继续铺放产品，至规定形状厚度；其中弹翼、舵前缘1需单独补强弹翼、舵耐烧蚀层2以承受更高的温度，操作环境控制温度30±5℃，逐层铺放，层间用滚筒压实，并每隔3-7层采用铺放真空袋膜抽真空压实，过程中放置连接槽用嵌块7；
③在真空溢胶槽内放置密封圈，合上模具，定位销导入并用螺栓紧固，整体抽真空使真空度＜-0.085MPa，采用模压工艺一次成型；
共固化体系为聚酰亚胺/苯并噁嗪树脂：
技术要求为：
侧面3600N均匀加压，翼尖位移＜2mm；
前缘驻点温度1800℃，7S；
平面部分1000℃，7S；
依据abaqus软件计算结果，对弹翼、舵承载层3和弹翼、舵耐烧蚀层2逐一分层，分层数据输入到自动裁布机中；
在处理好的模具上30±5℃操作环境温度中逐层压实铺放，结构层铺层数为64层，铺层结构为：碳纤维平纹/聚酰亚胺预浸布(克重240g/m2，树脂含量35％)：碳纤维单向/聚酰亚胺预浸布(克重150g/m2，树脂含量30％)＝4：1，铺层角度依次为0°(90°)，0°(90°)，0°(90°)，±30°，0°；弹翼、舵耐烧蚀层2铺层部位及数量为：结构层外3层碳纤维平纹/聚酰亚胺预浸布(克重240g/m2，树脂含量35％)，弹翼、舵前缘补强9层碳纤维平纹/苯并噁嗪预浸布(克重240g/m2，树脂含量35％)；
共固化制度为：150℃/1h+200℃/1h+250℃/2h+300℃/2h，加压制度以模具合模缝＜0.03mm以下为标准：150℃保温1h后加压3-5MPa，200℃保温1h后加压5-10Mpa，250℃保温30min后加压10-15Mpa，得到高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵。
以上实施例只是对本发明的进一步说明，并不因此限制本发明的内容，例如本发明的碳纤维预浸布按材质还也采用玻璃纤维预浸布布、石英纤维预浸布等，按纤维方向可采用单向、双轴、三轴或三维预成型体。本发明的树脂还可采用聚芳基乙炔、氰酸酯树脂等烧蚀防热类树脂。

Claims (2)

1.一种高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵的制备方法，其特征在于：包括以下步骤：
1）将高超音速导弹的弹翼、舵的整体铺层结构设计分为两部分，即弹翼、舵承载层（3）和弹翼、舵耐烧蚀层（2）；
采用abaqus软件对弹翼、舵的承受载荷、气动加热形式进行仿真分析，要求弹翼、舵在承受载荷并高温受热的条件下，内部弹翼、舵承载层（3）温度低于树脂体系的玻璃化转变温度，以避免由于树脂固化物从玻璃态转变成高弹态造成的承载性能损失导致整体变形＞2mm，计算出弹翼、舵承载层和弹翼、舵耐烧蚀层纤维铺层形状、方向及层数；
2）弹翼、舵承载层（3）选择编织碳/高温环氧预浸布，弹翼、舵耐烧蚀层（2）选择碳纤维平纹/酚醛预浸布，弹翼、舵承载层（3）以及弹翼、舵耐烧蚀层（2）中纤维质量含量控制在65-75%，采用碳纤维预浸布铺层一次模压工艺，得到高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵；
步骤2）中所述的采用碳纤维预浸布铺层一次模压工艺，得到高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵，按照以下工艺：
①成型模具分为上模板（5）、中模板（6）、下模板（8）三部分，铺放前先将三部分拆开，用丙酮清洗并晾干，再涂抹3-5遍高效脱模剂，每次间隔10-15min，螺栓、导弹连接槽用嵌块（7）与模具配合，在配合面涂覆硅脂；
②将下模板（8）与中模板（6）组装后，将自动裁布机裁剪完成的纤维布或预浸布，按设计纤维角度进行铺层，其中弹翼、舵前缘（1）需单独补强弹翼、舵耐烧蚀层（2）以承受更高的温度，操作环境控制温度30±5℃，逐层铺放，层间用滚筒压实，并每隔3-7层采用铺放真空袋膜抽真空压实，过程中放置连接槽用嵌块（7）；
③合上模具，整体抽真空使真空度＜-0.085MPa，采用模压工艺一次成型；
共固化体系为高温环氧/酚醛树脂：
技术要求为：
侧面3600N均匀加压，翼尖位移＜2mm；
前缘驻点温度1700℃，5S；
平面部分900℃，5S；
依据abaqus 软件计算结果，对弹翼、舵承载层（3）和弹翼、舵耐烧蚀层（2）逐一分层，分层数据输入到自动裁布机中；
在处理好的模具上30±5℃操作环境温度中逐层压实铺放，弹翼、舵承载层铺层数为64层；弹翼、舵耐烧蚀层（2）铺层部位及数量为：弹翼、舵承载层外3层碳纤维平纹/酚醛预浸布，弹翼、舵前缘（1）补强9层碳纤维平纹/酚醛预浸布；
所述的碳纤维平纹/酚醛预浸布是克重240g/m2，树脂含量35%；
共固化制度为：130℃/1h+150℃/2h+180℃/2h，加压制度以模具合模缝＜0.03mm为标准：130℃保温1h后加压5-10MPa，150℃保温30min后加压10-15Mpa，得到高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵。
2.一种高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵，其特征在于：采用权利要求1所述的一种高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵的制备方法制备得到。
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