低温固化高温使用复合材料应用研究.pdf

　３２　低温固化高温使用复合材料应用研究　　２０１０年５月　　　低温固化高温使用复合材料应用研究　　　汪亮，孙　玲　　　（中国航空工业集团公司北京航空材料研究院，北京１０００９５）　　　　　　　　　　　　　摘要：本文在讨论ＬＴ－Ｏ１Ｂ／Ｔ３００Ｂ低温固化高温使用复合材料特性的基础上，重点论述了该复合材料的实际应用研究，并　℃　针对应用过程中的具体工艺进行了讨论。结果表明，ＬＴ－Ｏ１Ｂ／Ｔ３００Ｂ低温固化高温使用复合材料可常温固化而满足１２０长期　　　使用的要求，具有优良的力学性能和工艺特性，并在实际应用中减重２５％，减小了由于温度应力导致的制件变形的风险。　　　　　关键词：低温固化；复合材料；胶接　　中图分类号：Ｖ２１４．８　　　　———　文献标识码：Ａ文章编号：１００３０９９９（２０１０）０３００３２０４●　—　　——　】Ｊ一　　　　　１日ＩＪ吾　　聚合物基复合材料因其重量轻、可设计性强、整　　　　体成型性好和力学性能优良等特点，已在航空、航天　　飞行器的结构件制造中发挥了重要作用。它们不仅　　部分地替代了某些金属或无机材料，而且由于其本　　　　身的密度小、比强度和比刚度大，有效地降低了飞行　　…　器的重量，改善了飞行器的性能。　　目前，成本过高是限制先进聚合物基复合材料　　　广泛应用的主要障碍，降低成本已成为先进树脂基　复合材料扩大应用的关键。低温固化技术是有效降　低复合材料成本的一条重要途径。国外从七十年代　　　　　就开始了低温固化高温使用（ＬＴＭ）树脂体系与复　　　合材料的研究。试验表明，用ＬＴＭ制造复合材料模　　　具，不仅可以大幅降低成本，而且重量轻，尺寸稳定　　性高，可以大幅度提高生产效率。国外最新一代的　　　　航空器如Ｘ３６等的复合材料零件制备中均采用了　　　低温固化成型技术。　ｕ型槽　　　　图１复合材料腹鳍内部结构简图　ＬＴ－Ｏ１是北京航空材料研究院研制的系列低温　　固化树脂体系，已成功应用于飞机复合材料结构件　　的制备，并通过了静力试验等相关的力学性能试验　　　检测。本文在主要讨论ＬＴ－Ｏ１Ｂ／Ｔ３００Ｂ低温固化高　　　温使用复合材料特性的基础上，重点论述了其在复　　　　　合材料腹鳍（图１）制造过程中的实际应用，并对应　　用过程中的具体工艺进行了讨论。　２试　验　２．１材　料　　　　表１主要原材料　　　２．２固化工艺　　　ＬＴ－Ｏ１Ｂ／Ｔ３ＯＯＢ和ＬＴ－Ｏ１Ｂ／Ｇ８０３体系预浸料成　　型复合材料的基本工艺如下：　　　—　固化：室温下抽真空，以１．０２．０￣Ｃ／ｒａｉｎ升温　至４５±　—　　—　５￣Ｃ时加压０．６０．７ＭＰａ，７５ｏＣ保温４５ｈ　　℃　　℃　　　后，以不大于２．５／ｍｉｎ的速度冷却至４０以下，　　取出制件。　　　　　后处理：在自由状态下，以不大于１．Ｏ￣／ｍｉｎ升　温至１４０±　　℃　５￣Ｃ，保温２～２．５ｈ后，以不大于２．５／　　ｍｉｎ的速度冷却至６０￣Ｃ以下，取出制件。　　　　胶接工艺：室温下抽真空，以小于１￣Ｃ／ｍｉｎ匀速　℃　　　升温，３５～４５加压１．５ｋｇ（加压同时卸真空）后升　温至１２２±　　　　℃　　２￣Ｃ保温２ｈ，，然后自然冷却到６０以　　　收稿日期：２０１０￣２－２２　　作者简介：汪亮（１９７５一），男，硕士，工程师，主要从事复合材料方面的研究。　　ＦＲＰ／ＣＭ２０１０薹Ｎｏ：３　　２０１０年第３期　　　　　　　玻璃钢／复合材料　３３　　下，取出制件。　　２．３力学性能测试标准　　　　表２力学性能测试标准　　标准　　内容—　　　　　　　　　　　　　ＧＢ／ＴＩ４４６１９８３纤维增强塑料性能试验方法总则—　　　　ＧＢ／１９９７９１９８８纤维增强塑料高低温力学性能试验方法—　　　　　ＨＢ７０７０１９９４纤维增强塑料层合板挤压强度试验方法—　　　ＨＢ６７４０１９９３碳纤维复合材料层压板开孔拉伸试验方法—　　　　ＨＢ７２３７１９９５复合材料层合板面内剪切试验方法—　　　　ＨＢ６７３９１９９３碳纤维复合材料冲击后压缩试验方法—　　　ＨＢ７２２４１９９５复合材料构件通用技术条件—　　　　ＨＢ７４０１１９９６树脂基复合材料层合板湿热环境吸湿试验方法　　　　ＳＡＣＭＡＳＲＭ２－８８美国先进复合材料供应商协会推荐试验　　３成型工艺研究　　３．１材料体系选择　　　　　　复合材料腹鳍原设计采用高密度ＮＯＭＥＸ蜂　　窝／环氧玻璃钢蒙皮的夹层结构，由三个构件组成。　　　为减轻重量并对ＬＴ－０１Ｂ低温固化复合材料进行应　　用考核，选择其中受载最大的构件，开展以碳纤维增　强低温固化环氧复合材料蒙皮替代环氧玻璃钢蒙皮　　的复合材料腹鳍研制。　　３．２成型模具设计与加工　　　为使复合材料腹鳍具有好的外形和表面质量，　腹鳍蒙皮采用阴模成型。由于采用低温固化制造工　　艺，因此可以采用木模作为成型模具。同时，为了比　　　　较金属模具和木模对该树脂体系成型质量的影响，　　　我们在下蒙皮采用石墨铸铁金属模具，上蒙皮采用　木模成型。　　３．３制造工艺研究　　由于蒙皮制造与胶接工艺不同，因此采用先成　　　　　　　型腹鳍的上、下蒙皮，边缘槽和ｕ型槽，然后再同蜂　　　窝芯胶接成型的分步固化工艺，具体成型工艺流程　　　见图２。　　　ｌ上、下蒙皮、ｕ型槽等零部件卜一　　　　　图２腹鳍制造过程工艺流程图　　　　　　　　　　　　　　　　腹鳍蒙皮厚度原设计为分两段从最厚处　　　　４．２５ｍｍ变化到３．２５ｍｍ再到２．２５ｍｍ。考虑到制　　　件受载的连续性和腹鳍蒙皮制造的简便，现蒙皮厚　　度的变化采用均匀渐变，见图３。　／　／　／　厚度２．２５ｎⅡ　　宽Ｔ０厚度２．５Ｏｍ　。　　宽７０１ｍ厚度２．７５１　　宽＂ｉ＇０ｍｍ厚度３．００１　　宽？０１厚度３．２５ｍ　　宽ＴＯｍ厚度３．Ｓ０ｍ　宽７Ｏ＿　　　摩度３．７５１　　宽＂ｔ０１厚度４．００１　　宽２００ｉｎ厚度４．２５１　　　　　　图３蒙皮厚度变化示意图　　　腹鳍蒙皮沿厚度中心线分成上、下蒙皮后，考虑　　　到沿中心线的不连续会影响腹鳍性能，因此以边缘　　　槽替代部分蜂窝芯和上、下蒙皮胶接，见图４。　　　　图４复合材料边缘槽结构不意图　　　　腹鳍与飞机连接处原采用铝合金Ｕ型槽，此ｕ　型槽最终需要参加腹鳍胶接。考虑到腹鳍构件的尺　　　寸较长，由于铝合金和复合材料的热膨胀系数相差　　　　较大，可能会导致腹鳍构件的变形，因此采用等尺寸　　　　的复合材料Ｕ型槽替代，如图５所示。　　　图５复合材料Ｕ型件结构示意图　　复合材料腹鳍边缘原设计的外包边采用了铝合　　　　金材料，考虑到热膨胀系数原因及制件完整性，现采　　用了与制件外缘相贴合的复合材料进行替换。　　４结果与讨论　　４．１低温固化高温使用复合材料力学性能研究　ＬＴ－０１Ｂ体系复合材料与主要国内外中温使用　　复合材料主要性能对比见表３。　　　　　　　　　　　　测试结果表明，低温固化高温使用ＬＴ－０１／　Ｔ３００Ｂ复合材料力学性能与中温固化环氧树脂体系　　　　　　　　　　３２３４／Ｔ３００Ｂ复合材料性能相当，优于ＬＴＭ４５．１／　　Ｔ３００Ｂ。对于树脂基复合材料，湿热环境条件对力　　　　　ＦＰ／ＣＭ２０１０：Ｉ、ｉ０３　３４　　　　低温固化高温使用复合材料应用研究　　２０１０年５月　　　　　　　　　　　　　　　学性能影响非常明显，可导致复合材料强度下　　　　降］，ＬＴ－０１／Ｔ３ＯＯＢ复合材料在１３０￣Ｃ干态下的弯　　　曲强度和短梁剪切强度保持率分别为７７６４．５％，在　　　　１３０ｏＣ湿态下的保持率达到６４％和５０％，经过后处　℃　　　理后体系的玻璃化温度达到２０Ｏ，材料可在１３０￣Ｃ　　　下长期使用，耐湿热性能优良。　　　　　表３复合材料力学性能比较　　　４．２ＬＴ－０１ｆＩ＇３００低温固化高温使用复合材料应用　　工艺研究　　　　４．２．ＩＬＴ４）Ｉ复合材料的预浸料性能　　ＬＴ＿（）１低温固化树脂体系采用热熔预浸技术制　　　备连续纤维预浸料，ＬＴ－０１／Ｔ３００Ｂ和ＬＴ－０１／Ｇ８０３体　　系预浸料的主要性能见表４。　　表４　－０１复合材料预浸料性能测试数据表　序号　测试项目　ＬＴ－Ｏ１／Ｔ３００Ｂ　ＬＴ－０１／Ｇ８０３　１　树脂质量分数／％３８±　３　２　挥发份含量／％　＜１．０　３　　树脂流动度／％　２～５　４　凝胶时间／ｈ　２　５　粘性　合格　　　６单位面积纤维质量／ｇ・ｉｎｌ１５　７　室温储存期／ｄａｙ　＞１７　　　　　　ｓ工艺操作性藿嚣　　４．２．２层压板主要物理性能　　ＬＴ－０１复合材料层压板结构参数测试结果，见表５。　　　　表５ＬＴ４）Ｉ复合材料层压板结构性能参数　　　由上表数据可见，ＬＴ－Ｏ１／Ｔ３ＯＯＢ和ＬＴ－０１／Ｇ８０３　　　体系层压板孔隙率小于１．０％，纤维体积含量超过　　　　　　了５２％，同时，单层固化厚度具有良好的稳定性，以　　上特点决定了其复合材料具有较好的性能。　　ＬＴ－Ｏ１Ｂ／Ｔ３００低温固化高温使用复合材料使用　　　前后腹鳍前段性能对比见表６。　　　经实验对比，ＬＴ－０１／Ｔ３ＯＯＢ复合材料可采用木　　　　模成型，但由于实际工艺过程中压力较大，因此木模　　需要预先经过烘干及高压处理以确保在工艺过程中　　　　　　不发生变形，并且，在贴模面应采用适当的工艺方　　　法，如涂一层原子灰或者环氧树脂之后进行打磨以　　保证制件外表面光顺。　　表６低温固化高温使用复合材料使用　　前后腹鳍前段性能对比表　部位　原设计　现采用　　对比结果　　…　竺苎；￣ｎｔ：Ｌ低Ｔ－温ＯＩＢ固／温固Ｎ化Ｌ复Ｔ－合Ｏ１蒙皮　黧　　边缘槽无　　４２４－３　＜１．０’　　合格　２８５≥　７　　Ｕ型槽铝制　　粘性和铺　　覆性良好　　由数据可见，ＬＴ－ＯＩ／Ｔ３００Ｂ和ＬＴ－０１／Ｇ８０３体系　预浸料具有含胶量稳定、挥发份含量低、室温储存期　　长的特点，可达到实际应用时的使用要求。　　　ＦＲＷＣＭ２Ｏｌ０：Ｎｏ．３　　　　　采用与腹鳍蒙皮相同的　　　　材料体系有效降低了原　设计中由于铝与复合材　　　　料热膨胀系数相差较大　低温固化复合要　产４…￣￣１－ｇｅ－．ｑ。　ＬＴ４）ＩＢ／Ｔ３００Ｂ低温固化　　　复合材料密度约为１．５　　　　　ｃｍＪ，小于铝的２．７异／ｃｍ　　的密度，可以减重。　一一一一　姗　　２０１０年第３期　　　　　　　玻璃钢／复合材料　３５　续表　　　５结论　　（１）低温固化高温使用ＬＴ－０１／Ｔ３ＯＯＢ复合材料　　　力学性能与中温固化环氧树脂体系３２３４／Ｔ３００Ｂ复　　—　合材料性能相当，优于ＬＴＭ４５１／Ｔ３００Ｂ；　　　（２）ＬＴ－Ｏ１Ｂ／Ｔ３００低温固化高温使用复合材料　　　　　使用前后腹鳍前段性能相当，减重２０％，性能提升　　　效果明显；　　　（３）ＬＴ－Ｏ１Ｂ／碳纤维预浸料具有含胶量稳定、挥　　　　发份含量低、室温储存期长的特点，具有良好的工艺　　　　　　性。层压板孔隙率小于１．０％，纤维体积含量超过　　　　　　　了５２％，同时，单层固化厚度具有良好的稳定性，以　上特点决定了其复合材料制件具有较好的性能；　（４）采用先分步固化后胶接工艺可有效保证腹　　　鳍的尺寸稳定性，解决了不同材料造成的热膨胀不　　匹配问题；　　（５）ＬＴ－Ｏ１／Ｔ３ＯＯＢ复合材料可采用木模成型，但　　　必须经过相应处理以确保在工艺过程中不发生形　　　　　　变，并且，在贴模面应采用适当的工艺方法，如涂一　层原子灰或者环氧树脂之后进行打磨以保证制件表　　面光顺。　参考文献　　　　　　　［１］欧洲航天局编．复合材料设计手册［Ｍ］．北京：航空航天部飞机　　强度研究所．　　　　　　　　　　　　　　　［２］王顺亭等．树脂基复合材料［Ｍ］．北京：中国建材工业出版　　社．１９９７．　　　　　　　［３］吕新颖，江龙，闫亮等．碳纤维复合材料湿热性能研究进展［Ｊ］．　　玻璃钢／复合材料。２００９．（３）：７６－７７．　　　　　’　　　　　　　　ＡＰＰＬＩＣＡＴＩｏＮＳＴＵＤＹｏＦＣｏＭＰｏＳＩＩＥＭＡＴＥＲＩＡＬＳＷＩＴＨＬＯＷ－ＴＥＭＰＥＲＡＴＵＲＥ　　　　　　ＣＵＲＩＮＧＡＮＤｍＧＨ－ＴＥＭＰＥＲＡＴＵＲＥＵＳＡＧＥ　　　　ＷＡＮＧＬｉａｎｇ，ＳＵＮＬｉｎ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