在航天結構設計中，要求設計的構件盡可能輕，同時又要滿足強度剛度要求。對于某些次承力結構可以使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。蜂窩夾層結構不但具有質量輕、強度高、抗彎性能好等優(yōu)點，而且通過控制成型工藝可得到光滑平整的外型，從而具有優(yōu)良的氣動性能，同時蜂窩夾層結構還具有力學性能、電性能、隔熱性能可設計性，使其作為結構功能一體化材料廣泛應用于航空航天領域。
常用的蜂窩芯為鋁蜂窩、Nomex蜂窩和玻璃蜂窩，面板可以是鋁合金、碳／環(huán)氧復合材料、玻璃鋼等。但是上述蜂窩夾層結構使用溫度不高于200~C，對于溫度要求更高的情況，就顯得無能為力了。聚酰亞胺復合材料具有優(yōu)異的耐熱性和力學性能，但聚酰亞胺蜂窩夾層結構在國內研究較少。航天材料及工藝研究所近年來開展了聚酰亞胺蜂窩夾層結構復合材料的探索研究，開發(fā)出了輕質耐高溫聚酰亞胺蜂窩夾層結構。面板選用聚酰亞胺復合材料，蜂窩芯選取玻璃布增強聚酰亞胺復合材料。蜂窩夾層結構采用二次固化工藝，分別固化成型面板和蜂窩芯，最后將面板和芯子膠接，形成聚酰亞胺復合材料蜂窩夾層結構。
試驗結果表明，聚酰亞胺復合材料蜂窩夾層結構具有較好的隔熱性能，并且具有良好的阻燃性能。試驗過程中沒有發(fā)生層間開裂和嚴重變形的情形，而對比試驗件酚醛玻璃鋼板材出現(xiàn)了燃燒和嚴重的層間開裂和嚴重變形的現(xiàn)象。試驗結果表明聚酰亞胺蜂窩夾層結構具有良好的隔熱性能和抗熱變形能力。
目前，聚酰亞胺蜂窩夾層結構復合材料存在蜂窩芯子的節(jié)點膠耐溫性與聚酰亞胺復合材料的成型工藝不匹配，芯子固化過程中，節(jié)點膠分解炭化，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。因此需要研制開發(fā)適合耐高溫聚酰亞胺復合材料的成型工藝的高溫節(jié)點膠，提高結構整體性能。聚酰亞胺蜂窩夾層結構具有良好的隔熱性能和力學性能，能夠減少隔熱層的厚度和提高結構剛度，實現(xiàn)結構輕質化和功能化，有望應用于導彈和運載火箭特殊場合等的隔熱板、天線罩、整流罩等。