目前防空导弹舱体结构常用的金属材料是铝、镁合金，由于导弹装填密度高、尺寸小型化，镁合金舱体璧厚一般在4 mm左右，铝合金舱体壁厚一般在2mm左右。采用T300碳纤维复合材料替代镁合金作为舱体结构材料时，遵循等刚度设计原则，可减重40%。

      由于铝合金舱体壁厚较薄(一般在2 mm左右)，采用T300复合材料替代铝合金作为舱体结构材料时，考虑到复合材料铺层设计原则，复合材料舱体结构最小壁厚不低于1.5 mm，可减重30%以上，但结构刚度难以提高，因此建议采用中模或高模碳纤维增强复合材料替代铝合金作为舱体结构材料，可同时实现减重30%和提高刚度25%的效果。另外，碳纤维复合材料的模量在耐温性上有一定优势，在其使用温度范围内模量保持率在95%以上，而镁、铝合金的高温模量保持率不超过85%。

      通常情况下，防空导弹结构设计遵循刚度设计、强度校核的原则，刚度设计环节对选材方案有较大的影响，而强度问题可以在局部设计中解决。但是选取碳纤维复合材料作为防空导弹舱体结构材料时，应将刚度优势与强度设计的可实现性同时考虑，在强度方面需重点考虑几方面因素:

      1.由于复合材料具有各向异性和脆性的特点，使复合材料连接部位的应力集中比金属严重，因此连接部位是复合材料结构静强度和疲劳强度的薄弱环节。特别在导弹舱段间连接结构设计上，绝不能照搬传统金属舱体结构套接或对接的结构形式，需要根据具体载荷特征和几何空间进行设计，多数情况下需要采取金属与复合材料混合结构进行设计，往往会占用较多的结构空间，并附加一定的结构质量。

      2.虽然复合材料刚度具有很好的温度稳定性，但是高温对复合材料结构强度影响较大，对界面强度的影响尤为明显，因此在设计时需重点考虑连接结构、开口结构的高温强度裕度。

      3.虽然中模、高模纤维的模量优势明显，但是该类纤维的拉伸与压缩强度存在较大的差异，以T800为例，其拉压强度比达到1.7以上，因此高模纤维增强复合材料结构强度的设计工况较复杂。

      防空导弹复合材料舱体结构在设备安装、结构形式及布局、连接设计等方面与金属舱体结构差异较大，合理的复合材料舱体设计结果往往与金属舱体结构截然不同。借鉴飞机复材构件设计，典型结构件的设计在很大程度上依赖于专家经验以及以往成功的方法、实例等。

      然而目前复合材料在防空导弹上的应用积累非常有限，现行的开发体系在知识积累方面普遍存在许多问题，导弹研发单位不具备完备的复合材料制造配套条件，设计与工艺难以实现协同，缺乏对复合材料结构设计中企业专用知识的系统开发、有效归纳和整理，更谈不上对工程知识有效的继承、集成、运用管理与创新，而这些都是衡量一个企业或行业复合材料结构设计、应用水平的关键。