（航空工业哈尔滨飞机工业集团有限责任公司，黑龙江 哈尔滨 150060）
摘要：采用“离位”增韧技术对NY9200G/T300环氧树脂体系复合材料进行增韧,通过试验,将其与增韧前性能进行比较,结果表明:经过“离位”技术增韧,在基本保持NY9200G/T300复合材料力学性能和工艺性能的同时,大幅度地提高了该复合材料的韧性。
关键词：词复合材料；工艺增韧；冲击后压缩强度；加筋板
（CAI）作为合材料结构应用性能的评价指标。据此波性能，要求碳纤维拉伸弹性模量提高30%、拉伸强度提高50%同时，开发高抗分层能力的韧性树脂基体，以将复合材料结构设计许用应变提高到0.6%~0.8%。1985 年NASA 发布RP1142 碳纤维/ 热固性韧性树脂复合材料标准规范。
环氧树脂基复合材料因具有比强度高、比模量大、结构整体性好、可设计性强、耐疲劳性好、可修复性强及安全性好等优点而应用于航空产品结构件上,但其缺陷是脆性大、韧性差和抗冲击损伤容限低等。随着复合材料广泛地应用,特别是应用于航空产品上,提高复合材料的韧性一直是国内外复合材料领域所关注的问题。目前普遍采用冲击后压缩强度CAI值来表征复合材料的韧性。一般认为冲击能为6.7J/m2时,CAI值在193MPa以下为低韧性复合材料;193～255MPa为韧性复合材料;大于255MPa为高韧性复合材料。
1试验部分
1.1NY9200GES/T300“离位”增韧预浸料的制备
采用“离位”增韧技术,对NY9200G/T300环氧树脂体系进行增韧,得到NY9200GES/T300“离位”增韧预浸料。
1.2NY9200GES/T300“离位”增韧预浸料的固化工艺参数
NY9200GES/T300“离位”增韧预浸料的固化工艺参数同NY9200G/T300环氧树脂体系,即:先升温至130±5℃,保温30～35min后,再加外压≥0.5Mpa,然后升温至175～180℃,保温2～2.5h。
1.3“离位”增韧复合材料的韧性性能和常规力学性能试验
NY9200GES/T300增韧复合材料韧性性能和常规力学性能的测试均按目前先进复合材料行业通行采用的国标或相应的标准进行。所需试板均在同一热压罐内同一批次固化成型,固化工艺参数同NY9200G/T300环氧树脂体系。NY9200G/T300环氧树脂复合材料的韧性性能和常温常规力学性能以公开发行的中国航空材料手册第6卷(复合材料)中的数据为准,以此为基础作为试验的空白样,两者测试标准一致。(NY9200GES/T300增韧复合材料韧性性能和常规力学性能的测试由北京航空材料研究院完成。)
1.4复合材料螺接挤压强度试验
选定的螺接挤压强度试样为φ6单钉双剪和φ5双钉单剪(包括沉头和平头)两种,试样材料分别为NY9200G/T300和NY9200GES/T300复合材料层压板,铺层顺序均为[±45/(0)2/±45/90/±45/(0)2/90],铺层比例都为40/50/10。(螺接挤压强度试验在中国飞机强度研究所完成。)
2结果
2.1NY9200GES/T300增韧复合材料的韧性性能
常规力学性能可以全面反映复合材料的基本性能,是复合材料结构设计的依据。复合材料的常规力学性能主要包括:0°拉伸强度、0°拉伸模量、泊松比、90°拉伸强度、90°拉伸模量、断裂伸长率、0°压缩强度、0°压缩模量、90°压缩强度、90°压缩模量、层间剪切强度、弯曲强度、弯曲模量、纵横剪切强度和模量等。0°拉伸性能试验结果表明:采用“离位”技术增韧的NY9200GES/T300复合材料0°拉伸性能与NY9200G/T300复合材料基本相当,并且高于其指标值。
90°拉伸性能主要反映复合材料的树脂基体内聚强度和树脂与纤维间的界面粘接强度。
期刊文章分类查询,尽在期刊图书馆可以看出:“离位”技术增韧的NY9200GES/T300复合材料90°拉伸强度和模量均高于NY9200G/T300复合材料指标值。
0°压缩性能试验结果表明:“离位”技术增韧的NY9200GES/T300复合材料的0°压缩强度和模量与NY9200G/T300复合材料指标值相当。
90°压缩性能试验结果表明:“离位”技术增韧的NY9200GES/T300复合材料的90°压缩强度和模量均与NY9200G/T300复合材料相当,并且远高于其指标值。
0°弯曲性能在表观上显示:“离位”增韧复合材料的弯曲强度及模量均有一定程度的下降。
2.2复合材料螺接挤压强度
经过“离位”技术增韧的复合材料螺接结构,其挤压强度比未增韧的复合材料略高:对于φ5双钉单剪试件,无论是平头连接形式还是沉头连接形式,“离位”增韧复合材料的极限挤压强度均高于未增韧复合材料,但拐点挤压强度则基本相当。对于平头连接形式,“离位”增韧复合材料的拐点挤压强度和极限挤压强度分别为547MPa和674MPa,而未增韧复合材料则分别为547MPa和606MPa,其极限挤压强度的提高幅度为11.2%;对于沉头连接形式,“离位”增韧复合材料的拐点挤压强度和极限挤压强度分别为526MPa和664MPa,而未增韧复合材料则分别为518MPa和632MPa,其极限挤压强度的提高幅度为5.1%。对于φ6单钉双剪试件,“离位”增韧复合材料的拐点挤压强度和极限挤压强度分别为883MPa和1004MPa,而未增韧复合材料的拐点挤压强度和极限挤压强度则分别为855MPa和993MPa,“离位”增韧复合材料的挤压强度比未增韧复合材料略有提高。
2.4加筋板的性能
（1）“离位”增韧加筋板与未增韧加筋板的损伤阻抗性能。对于相同支持条件下且凹坑深度相近的情况下,“离位”增韧加筋板的损伤阻抗性能高于未增韧加筋板,具体结果如下:
a)在中跨蒙皮产生1.2mm深凹坑时,增韧加筋板承受的压缩载荷为5.52kN,而未增韧加筋板所承受的压缩载荷仅为4.73kN,“离位”增韧后的加筋板承载能力提高了16.7%,而损伤面积却减小了38.8%;
b)在筋条凸缘边缘处的蒙皮产生1.2mm深凹坑时,增韧加筋板承受的压缩载荷为7.92kN,而未增韧加筋板所承受的压缩载荷仅为5.69kN,“离位”增韧后的加筋板承载能力提高了39.2%。
（2）疲劳试验中的损伤扩展状况。疲劳试验前后,“离位”增韧加筋板与未增韧加筋板内部损伤的无损检测结果表明:2倍疲劳寿命后,损伤都没有发生扩展。
（3）“离位”增韧加筋板与未增韧加筋板对压缩强度的影响。对于包含中跨蒙皮损伤(相同凹坑深度)的加筋板,增韧加筋板的承载能力大于未增韧加筋板的承载能力,即加筋板B1比A1的初始屈曲载荷和极限承载能力分别提高了37.5%和25%。对于包含筋条凸缘处蒙皮损伤的加筋板,即使增韧加筋板的凹坑深度明显大于未增韧加筋板,其承载能力也大于未增韧加筋板的承载能力,即加筋板B2比A2的初始屈曲载荷和极限承载能力分别提高了7.2%和18.6%。
结论
1)“离位”技术增韧的NY9200GES/T300复合材料在基本不降低NY9200G/T300复合材料常温常规力学性能的同时,能显著提高原体系复合材料的抗冲击损伤能力、大幅度提高冲击后压缩强度CAI值,增韧效果显著。
2)经过“离位”技术增韧,NY9200G/T300复合材料螺接结构的挤压强度没有降低,而且还略有提高。
3)“离位”技术增韧加筋板的损伤阻抗高于未增韧加筋板;对于增韧和未增韧加筋板,损伤在2倍疲劳寿命期间均未扩展;“离位”增韧技术提高了加筋板的承载能力(破坏应变)。
参考文献
[1]《中国航空材料手册》编辑委员会.中国航空材料手册第6卷.北京:中国标准出版社,2002
[2]益小苏.先进复合材料技术研究与发展.北京:国防工业出版社,2006
论文作者:陈川
论文发表刊物:《知识-力量》6中
论文发表时间:2018/10/12
标签：复合材料论文; 强度论文; 性能论文; 韧性论文; 损伤论文; 环氧树脂论文; 能力论文; 《知识-力量》6中论文;