Provided is a fabrication that is simple to make and cost effective in optimizing performance for moderately extended high velocity missions of high performance airborne vehicles. To counter rapid thermal loading while providing a relatively low cost structure, a laminate, in a preferred embodiment an intermediate modulus carbon fiber laminated as fabric layers in a resin matrix, is stitched through with glass fiber material. This laminate is then cured and formed as a section of skin of a supersonic missile, enabling extended supersonic operation, nominally some minutes after the laminate's T.sub.g has been reached or exceeded. Additionally, an airframe and airframe members constructed in accordance with a preferred embodiment of the present invention are disclosed. Compared to existing materials, it reduces cost and weight, increases thermal stability, and maximizes internal payload.

Si est une fabrication qui est simple pour faire et rentable dans l'exécution de linéarisation pour des missions modérément prolongées de vitesse élevée des aéronefs de rendement élevé. Pour parer le chargement thermique rapide tout en fournissant une structure relativement à prix réduit, un stratifié, dans un mode de réalisation préféré une fibre intermédiaire de carbone de module stratifiée comme tissu pose dans une matrice de résine, est piqué à travers avec le matériel de fibres de verre. Ce stratifié est alors traité et formé comme section de peau d'un missile supersonique, permettant l'opération supersonique prolongée, nominalement quelques minutes après que le T.sub.g du stratifié ait été atteint ou excédé. En plus, un fuselage et des membres de fuselage construits selon un mode de réalisation préféré de la présente invention sont révélés. Comparé aux matériaux existants, elle réduit le coût et le poids, augmente la stabilité thermique, et maximise la charge utile interne.