高性能碳纤维双马树脂复合材料在航空领域的应用

聚丙烯腈基碳纤维因其高强度、轻质、耐疲劳等优异性能,被用于制备高性能复合材料,成为先进复合材料的主要增强纤维材料之一,已广泛应用于航空、航天等尖端技术领域。高强中模碳纤维增强树脂基复合材料是当前及未来长期内主要的航空结构复合材料。综述了国内外高强中模碳纤维的发展现状,介绍了基于高强中模碳纤维增强双马来酰亚胺树脂基复合材料的性能特点及其在航空领域的应用,并展望了我国高强中模碳纤维产业的发展前景。

连续纤维增强树脂基复合材料的高通量制备技术平台设计

针对连续纤维增强树脂基复合材料,设计了宏观尺度上的高通量制备技术平台和典型工艺的实现方案。高通量制备技术平台的设计结合了复合材料真空热压工艺和先进预浸料拉挤工艺连续制备复合材料的特点,调整平台的压力和温度即可连续制备大批量的不同工艺流程的复合材料样品。与传统热压罐工艺相比,平台制备不同工艺的样品周期能显著缩短。与传统的连续升温相比,平台的台阶式升温过程使得厚度方向的温度梯度略有减小,升温方式对复合材料固化度的演变过程影响很小。

摄影扫描测量技术在复合材料精确成型中的应用

复合材料以其高比强度和比刚度及特有的材料可设计性和整体化潜力而成为目前飞机结构的重要材料。随着数字化制造技术的发展,对复材产品的外形提出了较高的要求。为了能准确反映复合材料成型后的型面偏差,并进一步提升产品外形精度,本文提出用工业摄影扫描测量的方式对复材产品的外形进行测量,最终将获取的点云数据与理论数模进行对比,并进行逆向建模,利用多架次的数据,综合得出最终逆向模型,根据该逆向模型对模具进行工艺补偿,最终改善复材产品的外形精度。

复合材料缝合技术的研究及应用进展

复合材料缝合技术是指采用缝合线使多层织物结合成准三维立体织物或使分离的数片织物连接成整体结构的一种复合材料预制体制备技术。该技术起源于20世纪中后期，由于其可以提高复合材料层间损伤容限，大大改善复合材料抗冲击性能而备受关注，并在近些年来得到了广泛应用。

复合材料蜂窝夹层结构方向舵二次胶接成型技术研究

分析了复合材料蜂窝夹层结构方向舵的结构特点和工艺路线。结果表明,复合材料蜂窝夹层结构方向舵采用二次胶接工艺,虽然进罐次数较多,但工艺较为简单,先固化的复合材料零件表面质量及内部质量较好,胶接质量容易控制。对于蜂窝角度为14°及20°的NRH 4-32芳纶纸蜂窝,加0.1 MPa压力时,蜂窝受到的压力侧向分力小于蜂窝与胶膜的摩擦力,不会出现蜂窝滑移,同时胶接压力可以使胶接过程中胶膜夹裹的气体随胶膜流动排出并填充所有胶接区域,制得的零件能满足要求。复合材料蜂窝夹层结构方向舵胶接过程中可能出现脱粘、空隙、蜂窝滑移及发泡胶空洞等缺陷,需根据具体情况分析缺陷产生原因并根据分析结果进行相应改善。

复合材料闭角结构零件分体脱模技术研究

分析了几种典型复合材料闭角结构零件的结构特点及其分体模具设计技术,总结了对于单侧闭角封闭缘条结构零件,在进行分体脱模设计过程中,往往采用主体模具与分体模块配合的方式,在脱模过程中,一般由分体模块随零件一同从主体模具分离完成脱模;对于三面闭角结构零件,在进行分体脱模设计过程中,往往采用主体模具与多块分体模块配合的方式,在脱模过程中,一般由一个或多个分体模块随零件一同从主体模具分离完成脱模;对于多曲面闭角结构复合材料零件,在进行分体脱模设计过程中,采用多组合块拼接模式,通过脱模角度的设计,依靠组合块依次抽取的方式进行脱模,该脱模方式可以更加广泛地解决闭角结构零件的脱模问题。

三维机织角联锁SiCf/SiC复合材料弯曲性能及损伤机制

为解决陶瓷基复合材料在服役环境中由于弯曲而导致失效的问题,从理论上分析了经向和纬向弯曲过程中复合材料弯曲受力与内部纤维之间的相互作用机制。以SiCf/SiC复合材料为例,利用微计算机断层扫描技术获得其内部纤维结构和孔隙等三维图像;并在此基础上,分别对三维机织角联锁SiCf/SiC复合材料经向和纬向进行弯曲性能测试,从细观、微观尺度分析弯曲损伤机制。结果表明:三维机织角联锁SiCf/SiC复合材料的纬向和经向性能明显不同,且纬向试样的弯曲强度大于经向试样;SiCf/SiC复合材料的弯曲损伤模式复杂,经向试样裂纹主要沿着经纱与纬纱接触点扩展,而纬向试样裂纹主要在纬纱束之间产生,并最终导致弯曲破坏。

SiCf/SiC纺织复合材料细观结构及力学性能研究进展

碳化硅纤维增强碳化硅基体(SiCf/SiC)纺织复合材料具有结构设计性强、密度低、力学性能优异、耐高温和抗氧化性好等优势,成为航空发动机热端高温部件理想的候选结构材料。然而,目前对SiCf/SiC纺织复合材料的制备技术、性能、细观表征等方面开展的研究较少,但从长远来看,它仍是我国航空发动机制造必须开展研究的方向。本文针对SiCf/SiC纺织复合材料,围绕其细观结构、力学性能实验表征和数值模拟分析等三个方面,概述了SiCf/SiC纺织复合材料近几年的研究现状,综合对比国内外应用基础研究,虽然国内在制备技术方面取得了很大的进展,达到了国际先进水平,但是在构件考核验证和应用方面尚处于起步阶段,只有在可靠性、耐久性、工艺及性能综合平衡的基础上优化,实现材料与工艺、结构与设计的协同,才能在航空发动机未来发展中取得突破。

碳纤维/石英纤维混杂树脂基复合材料力学性能研究

研究了石英纤维与T700级碳纤维层间混杂树脂基复合材料的拉伸、压缩和面内剪切性能。研究结果表明,对于单向铺层的材料,相较纯石英纤维树脂基复合材料,混杂工艺能够使石英纤维树脂基复合材料的拉伸模量,从41.5 GPa增大到86.7 GPa,性能提升约109%,拉伸破坏强度保持相对稳定;压缩模量从40.1 GPa增大到77.1 GPa,压缩破坏强度保持相对稳定;对于材料的面内剪切性能没有明显影响。对于试验设计的多向铺层的材料,拉伸模量也提升了约55%,压缩模量提升了约50%,层合板的剪切模量提升60%。研究表明纤维混杂工艺能够明显改善石英纤维复合材料的刚度性能。

三维六向编织SiC_(f)/SiC复合材料的力学行为及其损伤机制

为解决陶瓷基复合材料在服役过程中因拉伸和弯曲导致的失效问题,以三维六向编织SiC_(f)/SiC复合材料为研究对象,分析了受力过程中复合材料力学行为与纤维及结构的联系机制。采用微计算机断层扫描技术获得材料结构及孔隙的三维图像,对复合材料纵向和横向进行拉伸、弯曲性能测试,并阐明其损伤机制。结果表明:复合材料呈现明显的各向异性特性,纵向拉伸强度和弯曲强度分别是横向的10.37、5.06倍;复合材料不同方向受力的损伤模式不同,拉伸载荷下纵向试样裂纹沿着六向纱呈Z字形扩展,而横向试样裂纹沿着编织轴向扩展,最终导致拉伸破坏;弯曲载荷下裂纹沿着厚度方向扩展,并最终导致纵向及横向试样的韧性断裂,且纵向韧性优于横向。

国产高强中模碳纤维及其增强高韧性树脂基复合材料研究进展

高强中模碳纤维增强复合材料是当前及未来相当长时期内主要的航空结构复合材料。借鉴国外高强中模碳纤维及其高韧性复合材料发展经验,在国内高强型碳纤维复合材料成熟经验的基础上,实现了高强中模T800级碳纤维规模化生产,系统分析了与国产高强中模碳纤维匹配的树脂基体、预浸料及其复合材料技术现状。国产T800H级碳纤维增强高韧性环氧树脂基和双马树脂基复合材料抗冲击性能达到国外同类复合材料的水平,高韧性环氧树脂基复合材料的耐湿热性能优于国外同等韧性的复合材料。国产T800H级碳纤维增强高韧性复合材料预浸料具有优异的工艺性能,可同时满足手工铺贴、自动铺带和自动铺丝3种铺放工艺要求。在T800级复合材料成熟应用的基础上,未来主要发展高压缩强度、高模量和基于BVID的高冲击韧性高强中模碳纤维复合材料。

国产高性能碳纤维表征分析及复合材料力学性能研究

采用扫描电子显微镜(SEM)、原子力显微镜(AFM)和X射线光电子能谱仪(XPS)表征国产T800级碳纤维A和东丽T800H碳纤维的表面形貌与表面化学特性,对两种碳纤维增强高韧性环氧树脂基复合材料的力学性能进行研究。结果表明,碳纤维表面特性对复合材料界面性能具有显著影响;国产碳纤维A的表面粗糙度和表面化学活性均与东丽T800H碳纤维较为接近,室温条件下两种碳纤维复合材料的界面性能基本相当,说明国产碳纤维复合材料M-A具有良好的界面性能;在130℃湿态条件下,国产碳纤维复合材料M-A的层间剪切强度和90°拉伸强度保持率均略高东丽碳纤维复合材料M-T800H,说明国产碳纤维复合材料M-A的湿热性能良好。

树脂基体中热塑性树脂含量对碳纤维环氧复合材料Ⅱ型层间断裂韧性的影响

制备了国产CCF800H碳纤维增强环氧树脂基复合材料,通过调控环氧树脂中的热塑性增韧树脂含量,探索热塑性树脂增韧颗粒含量对复合材料Ⅱ型层间断裂韧性的影响,结果表明,在碳纤维对增韧剂颗粒的过滤效应下,热塑性树脂增韧颗粒会在复合材料层间富集,并且随着热塑性树脂增韧剂含量增加,复合材料层间厚度增大。随热塑性树脂增韧剂含量增加,在层间树脂基体韧性及层间高韧树脂厚度增大的共同作用下,复合材料Ⅱ型层间断裂韧性逐步提升。

氧化石墨烯改性高温环氧树脂基碳纤维复合材料的热性能与力学性能

采用湿法预浸技术和模压工艺制备了氧化石墨烯(GO)改性碳纤维/环氧树脂(CF/E54-DDS)复合材料,利用差示扫描量热(DSC)分析、动态热机械分析(DMTA)、超声波C扫描等研究了GO对复合材料的热固化性能、凝胶工艺性能、动态热机械性能以及抗冲击损伤性能的影响.结果表明:GO结构中的羟基和羧基会促进改性树脂体系的固化反应,加快GO/E54-DDS的固化反应进程.在GO添加量(质量分数)小于0.5%时,GO的活性基团可增加改性树脂体系的交联密度,从而提高复合材料的玻璃化转变温度;但GO添加量大于0.8%时,会因DDS在固化网络结构中比例的大幅下降,反而降低复合材料的玻璃化转变温度.微观形貌分析显示GO/CF/E54-DDS预浸料比CF/E54-DDS预浸料表现出更好的浸润效果.CF/E54-DDS复合材料被破坏后CF表面光洁,破坏主要发生在CF与树脂基体的界面;而GO/CF/E54-DDS复合材料被破坏后,CF表面紧密黏附着GO/E54-DDS固化物,破坏主要发生在CF织物层间的GO/E54-DDS区域.冲击后压缩强度测试表明GO的存在提高了GO/CF/E54-DDS复合材料抵抗横向裂纹和纵向裂纹扩展的能力,减小了复合材料的损伤投影面积和裂纹凹坑深度,提高了冲击后压缩强度.

芳纶纤维/碳纤维复层结构复合材料变形研究

在不同种类的树脂基复合材料复合的热历程中,由于材料热膨胀系数存在差异,复层结构会产生内应力,发生一定的变形。研究了复合工艺(复合温度和压力)、复合方式(二次胶接和共胶接)和芳纶纤维复合材料的预变形对芳纶纤维/碳纤维复层结构复合材料变形的影响,结果表明:降低复合温度可以明显地减小复层结构的变形,当复合温度由180℃降至120℃时,复层结构的变形减小了80%;随着复合压力的增加,复层结构的变形减小,当压力达到0. 3 MPa时,变形不再减小;与芳纶纤维-碳纤维干-湿共胶接相比,采用二次胶接和碳纤维-芳纶纤维干-湿共胶接的复合方式有利于减小复层结构的变形;芳纶纤维复合材料的预变形处理是控制复层结构变形的有效方法。

界面层对三维机织角联锁SiC_(f)/SiC复合材料断裂韧性的影响

为探究界面层对SiC_(f)/SiC复合材料性能的影响,选用国产第3代SiC纤维,通过先驱体浸渍裂解工艺制备了热解碳(PyC)、热解碳/碳化硅(PyC/SiC)、氮化硼(BN)、氮化硼/碳化硅(BN/SiC)4种界面层的三维机织角联锁SiC_(f)/SiC复合材料。在此基础上,结合声发射技术对复合材料进行常温断裂韧性测试,并利用扫描电镜对其细观损伤模式进行评价。结果表明:界面层对三维机织角联锁SiC_(f)/SiC复合材料的断裂强度和断裂韧性有强决定作用,但对其初始模量没有太大的影响;以PyC层为主界面层的试样具有良好的断裂韧性,试样P-SiC_(f)/SiC和P/S-SiC_(f)/SiC的断裂韧性分别为13.99和16.93 MPa·m^(1/2),而试样B-SiC_(f)/SiC表现出强界面结合,具有最低断裂韧性6.47 MPa·m^(1/2);但在界面引入SiC层后,试样B/S-SiC_(f)/SiC的断裂韧性显著提高至15.81 MPa·m^(1/2);声发射能量和撞击数可完整描述SiC_(f)/SiC复合材料的实时损伤过程。

国产T800级高韧性环氧树脂基复合材料C梁热隔膜预成型工艺研究

富含热塑性增韧剂的AC531树脂在国产T800级复合材料的固化过程中,由于增强纤维的存在,热塑性增韧剂在环氧树脂基体中的溶解-分相行为过程与环氧树脂的固化过程同时发生,宏观上表现为AC531树脂基体的黏温曲线在120℃-160℃之间存在明显的黏度升高又降低的过程,使得其黏温曲线变得复杂,从而对国产T800级复合材料的成型工艺产生影响。通过不同温度下保温不同时间后,树脂黏度和层间滑移阻力的变化,选择了100℃保温(30-40)min作为隔膜成型的条件。在此基础上,制备了缘条无曲率(基本型)和缘条带曲率两种C型翼梁。结果表明,国产T800级具有良好的隔膜成型工艺性,能够用来制备C型翼梁,但是对于缘条带曲率的C型翼梁,由于其几何形状的不可展性,在缘条R区和曲面形成的双曲界面处产生了明显的褶皱现象。

基于铺覆模拟的复合材料螺旋桨叶片实体有限元建模分析

为了评估复合材料螺旋桨叶片在铺覆时纤维取向改变对性能的影响,基于Fibersim软件的铺覆模拟结果建立了复合材料螺旋桨叶片的实体有限元模型,并与不考虑纤维取向改变时的有限元计算结果进行对比。结果表明:不考虑纤维取向改变时叶片固有频率及均布压力下最大位移误差小于5%,但热载荷下考虑真实纤维方向时的最大变形量约为不考虑真实纤维方向时的2倍,叶片局部区域0°、45°、-45°方向铺层的纤维角度偏差超过了25°。在进行复合材料螺旋桨叶片有限元分析时应基于铺覆后的真实纤维方向。

热固性聚酰亚胺树脂基复合材料的增韧改性研究进展

热固性聚酰亚胺是目前有机材料体系中耐热性能最为优异的材料之一,以其制备的纤维增强复合材料在航空航天领域获得了大量的应用。但韧性性能不足限制了其在多个领域的进一步应用,因此高韧性聚酰亚胺复合材料逐渐成为近年来研究的热点。综述了热固性聚酰亚胺树脂基复合材料增韧改性方法的研究现状与发展趋势,涉及基于分子主链结构的增韧改性方法、热塑性聚合物共混增韧热固性聚酰亚胺、热塑性聚合物层间增韧改性聚酰亚胺复合材料等一系列方法。

复合材料非热压罐成型孔隙率研究

通过非热压罐预浸料成型过程中的影响因素分析,开展预浸料、成型工艺及封装方法对非热压罐成型零件孔隙率的影响研究。结果表明:非热压罐成型过程中,预浸料覆膜方式对成型零件的孔隙率有较大影响,单面覆膜制得的预浸料与双面覆膜制得的预浸料相比,成型零件的孔隙率较低;适当增加保温平台有利于气体在树脂凝胶前排出,制得的零件孔隙率较低;采用增加导气条的封装方法更加有利于铺贴过程夹裹的气体、预浸料的挥发份等的排出,零件孔隙率较低。