在航天結構設計中，要求設計的構件盡可能輕，同時又要滿（mǎn）足強度剛度要求。對於某些次承力結構可以使（shǐ）用夾層結構設計來滿足強度、剛度要求，達到明顯減輕質量的效果。蜂（fēng）窩夾層結構不但具有質量輕、強度高、抗彎（wān）性能好等優點，而且通過控（kòng）製成型工藝可得到光（guāng）滑平整的外型，從而具（jù）有優良（liáng）的氣動性能，同時蜂窩夾層結（jié）構還具有力學性能、電性能、隔熱性（xìng）能（néng）可設計性，使其（qí）作為結構功能一體化材料廣泛應用於航空航天領域。

  常用的蜂窩芯為鋁蜂窩、Nomex蜂窩和玻璃蜂窩，麵板可以是（shì）鋁合金、碳／環氧複合材料、玻璃鋼等。但是上述（shù）蜂窩夾層結構使用溫度不高於200~C，對於（yú）溫度要求更高（gāo）的情況，就顯（xiǎn）得無能（néng）為力了。聚酰亞胺複合材料具有優異的耐（nài）熱性和力學性能，但聚酰亞胺蜂窩夾（jiá）層結構在國內研究（jiū）較少。航天材料及工藝研究所近年來開展（zhǎn）了聚（jù）酰亞胺蜂窩夾（jiá）層結構複合材料的探（tàn）索研究，開發出了輕質（zhì）耐高溫聚酰亞胺蜂（fēng）窩夾層結構（gòu）。麵（miàn）板選用聚酰亞（yà）胺複合材料，蜂窩芯選（xuǎn）取玻璃布增強（qiáng）聚酰亞胺複（fù）合材料。蜂窩夾層結構（gòu）采用二次固化工藝，分別固化成（chéng）型麵板和蜂窩芯，最後將麵板和芯子膠接，形成聚酰亞胺（àn）複合材料（liào）蜂窩夾層結構。

  試驗結果表明，聚（jù）酰亞胺複合材料蜂窩夾層結構具有較好的隔熱性能，並且具有良好的阻燃性（xìng）能。試驗過程中沒有發生層間（jiān）開裂和（hé）嚴（yán）重變形（xíng）的（de）情（qíng）形，而對比試驗件酚醛玻璃（lí）鋼板材出現了燃燒（shāo）和嚴重的層間開裂（liè）和嚴重變形的現象。試驗結果表明（míng）聚酰亞胺蜂窩夾層結構具有良好（hǎo）的隔熱性能和（hé）抗熱變形能力。

  目前，聚酰亞胺蜂窩夾層結構複合材料存在蜂窩芯子的節點（diǎn）膠耐溫性與聚酰亞胺複合材料的成型工藝不匹配，芯子固化過程中，節點（diǎn）膠分解炭（tàn）化，造成結點強度嚴重下降，導致了整個蜂窩夾層結構的力學性能下降。因此（cǐ）需要研製開發適合耐高溫聚酰亞胺複合（hé）材料的成型工（gōng）藝（yì）的高溫節點膠，提高結（jié）構整體性（xìng）能。聚酰亞胺蜂窩夾（jiá）層結構具有良好的隔熱性能和（hé）力學性能（néng），能夠減少隔熱層的厚度和提高結構剛度（dù），實現（xiàn）結構輕質化和功能化，有望應用於導（dǎo）彈和運載火箭特殊場合等的隔熱板、天線罩（zhào）、整流罩等。