真空成型與熱壓罐成型復合材料的性能對比

馬如飛， 李 嘉， 桂佳俊， 石峰暉， 張寶艷

(1.成都飛機設計研究所，成都 610091； 2.中航復合材料有限責任公司，北京 101300)

真空成型與熱壓罐成型復合材料的性能對比

馬如飛1， 李 嘉2， 桂佳俊2， 石峰暉2， 張寶艷2

(1.成都飛機設計研究所，成都 610091； 2.中航復合材料有限責任公司，北京 101300)

針對一種碳纖維單向預浸料ZT7G/LT-03A及碳纖維平紋織物預浸料ZT7G3198P/LT-03A，采用熱壓罐成型工藝和真空成型工藝各制備了3批次復合材料，測試預浸料的物理性能以及復合材料層合板的力學性能，通過對兩種制備工藝得到的復合材料力學性能、纖維體積含量及孔隙率的對比分析發現，該體系真空成型復合材料性能的保持率均在75%以上，有的甚至超過100%。對于碳纖維單向預浸料來說，層間剪切的保持率最低，0°拉伸強度的保持率最高；對于織物復合材料來說，0°壓縮強度的保持率最低，0°拉伸的保持率最高。同時真空成型復合材料纖維體積含量較低，孔隙率較高，是影響其性能的主要原因。

真空成型；熱壓罐成型；復合材料；性能對比

碳纖維復合材料因其質輕、高強、高模、耐腐蝕等特點已經在航空航天及武器裝備等軍用技術領域得到了廣泛的應用，傳統的高性能復合材料為了保障其強度要求及孔隙率要求，大多采用熱壓罐成型工藝。熱壓罐成型的優點是可制造各類復雜構件，零件質量優異，成型精度高，制件厚度均勻；但同時，熱壓罐設備投資大，生產效率低，不利于復合材料的推廣應用及連續化制造。為降低復合材料成本，提高復合材料生產效率，產生了所謂的復合材料“非熱壓罐-OOA”(Out of autoclave)制造技術[1-3]，如樹脂傳遞模塑(RTM)、電子束和射線固化、樹脂膜浸滲(RFI)和預浸料/真空成型技術等。

本研究中使用的預浸料真空成型工藝也是一種低成本化成型工藝[4]，這種工藝方法是對熱壓罐工藝的一種擴展，它的預浸料鋪疊、組裝方式與熱壓罐工藝完全相同，唯一的區別在于該工藝僅在真空壓力條件下，在烘箱或其他加熱設備中下固化，替代了熱壓罐這種高能耗設備。傳統意義上認為真空固化成型壓力低，制件精度不高，力學性能較差，但是通過對樹脂黏度、流動性以及固化工藝歷程的不斷研究和控制，真空成型技術已在各類飛機的主承力構件中得到了應用，例如美國Hexcel公司的HexPly?M56預浸料、ACG公司(隸屬Umeco公司，2012年被Cytec收購)的MTM?44-1、MTM?45-1預浸料以及Cytec的CYCOM?5320-1預浸料等，都具備不亞于熱壓罐成型的力學性能，MTM?44-1預浸料更是被GE公司用于制造空客A350 XWB飛機的機翼[5-8]。

LT-03A樹脂是中航復合材料有限責任公司自主研發的一種中低溫環氧樹脂體系，可以采用真空成型或熱壓罐成型兩種工藝制備復合材料零件。本工作針對碳纖維單向預浸料ZT7G/LT-03A及碳纖維平紋織物預浸料ZT7G3198P/LT-03A，在真空成型和熱壓罐成型兩種固化工藝下各制備的3批次試驗件，系統地比較了真空成型與熱壓罐成型復合材料性能的優劣，評價真空成型工藝對于航空主承力構件的適用性。

1 實驗材料及方法

預浸料的纖維使用T700級3K碳纖維ZT7G，織物采用纖維單位面積質量為198 g/m2的碳纖維平紋織物ZT7G3198P，纖維及織物均由中簡科技有限公司提供。預浸料由中航復合材料有限責任公司制備，預浸料物理性能按照HB7736進行測試，測試結果見表1。

表1 預浸料物理性能

預浸料的鋪貼以及組裝方式見圖1，真空成型工藝及熱壓罐成型工藝鋪貼組裝方式相同。復合材料固化工藝如圖3，熱壓罐固化工藝為：室溫下抽真空，真空壓強不小于0.095 MPa，以1～3 ℃/min升溫，在60 ℃時加壓0.6 MPa，繼續升溫至125℃，保溫2 h后，以不大于2 ℃/min的速率冷卻至室溫，取出制件。真空固化工藝與熱壓罐固化工藝基本相同，只是去除了加壓的過程。

復合材料固化成型后，按照ASTM相關標準進行試片的加工和測試工作，拉伸強度按照ASTM D3039測試，壓縮強度按照ASTM D6641測試，彎曲強度按照ASTM D790測試，短梁剪切強度按照ASTM D2344測試，測試環境和條件包括-55 ℃干態、室溫干態、80 ℃濕態(濕態是指復合材料制件在溫濕度箱中達到吸濕平衡的狀態)3種條件。

2 結果與分析

2.1 纖維體積含量及孔隙率

圖3中(a)和(b)分別為熱壓罐成型及真空成型ZT7G/LT-03A單向復合材料在金相顯微鏡下的圖片。對于真空成型復合材料圖3(b)，由于成型加載壓力較熱壓罐成型降低了0.6 MPa，真空成型復合材料中孔隙率相應的增加，導致纖維體積含量降低，真空成型復合材料的纖維體積含量為45%，熱壓罐成型復合材料的纖維體積分數為50%。相比之下，兩種工藝成型復合材料纖維體積含量相差僅5%，表明真空成型工藝較好的控制了復合材料的孔隙率，可有效地保持復合材料的性能，減少復合材料制件成型質量對熱壓罐的依賴，大大降低制件的生產成本。

圖4顯示的是對復合材料進行超聲C掃后得到的測試結果，(a)和(b)復合材料板材分別為熱壓罐成型及真空成型復合材料。從C掃圖中可以看出，熱壓罐成型復合材料基本不存在孔隙，真空成型復合材料中存在孔隙較多，尤其是集中在板材邊緣位置。但是，整體來說，真空成型復合材料板材的孔隙率滿足使用要求。

結合纖維體積含量和孔隙率的對比實驗結果，也可以看出，真空成型復合材料相對于熱壓罐成型復合材料而言，纖維體積含量較低，孔隙率較高，這些都是對復合材料的力學性能產生影響的因素。復合材料的0°拉伸強度主要取決于纖維的強度，因此真空成型對于沿纖維方向的拉伸強度影響不是很大，相反，單向復合材料的90°拉伸強度主要取決于樹脂的強度，真空成型復合材料的孔隙主要集中在樹脂層及界面區域，因此對于復合材料的90°拉伸強度、層間剪切強度等影響較大。

2.2 力學性能

按照ASTM相關測試標準，每批次試樣測試6根，3批次試樣平均值對比結果如表2。表中列舉了在-55 ℃干態、室溫干態及80 ℃濕態測試條件下，3批次復合材料力學性能的平均值，通過3批次數據測試，是為了消除試樣制備及測試過程中的偶然性，能較真實的反應出材料具體性能指標。通過對比數據，可以看出以下特點。

表2 復合材料力學性能測試結果(單位：MPa)Table 2 Mechanical tests results of composites(Unit:MPa)

(1)真空成型制備復合材料相對于熱壓罐成型材料的力學性能保持率=真空成型性能/熱壓罐成型性能。通過表2中的對比可以看出，真空成型的保持率均在75%以上，有的甚至超過100%。對于碳纖維單向復合材料來說，層間剪切的真空保持率最低，0°拉伸強度的保持率最高；對于織物復合材料來說，0°壓縮強度的真空保持率最低，0°拉伸的保持率最高。

(2)圖5反映的是不同工藝條件下復合材料在3種環境條件下的層間剪切強度性能，由于真空袋成型壓力低，復合材料層間剪切強度的下降尤為明顯，單向復合材料的保持率僅有77%，織物復合材料的保持率卻高達93%。相同工藝條件下ZT7G3198P織物復合材料層板的層間剪切強度明顯優于ZT7G/LT-03A單向層板，表明織物復合材料層板的孔隙率含量明顯低于單向層板, 即真空袋工藝下平紋織物纖維網絡結構對孔隙形成有更大的抑制作用。對于復合材料而言，通常吸濕平衡測試條件下，高溫濕態時復合材料力學性能會有一定的下降。這是由于層間剪切強度(IFSS)在一定程度上反映的是纖維與樹脂的界面結合強度，真空成型時碳纖維與樹脂間的結合力弱，尤其在真空成型時復合材料界面對濕熱等條件更為敏感，在濕熱條件下更容易出現損傷。

2.3 與東麗2510預浸料性能對比

東麗2510樹脂及其預浸料已經廣泛應用于通用飛機的主承力結構，為了更加直觀的體現ZT7G/LT-03A真空成型復合材料性能數據，表3中概括了ZT7G/LT-03A復合材料與日本東麗T700/2510復合材料的力學性能對比，因為高溫濕態的測試條件不同，因此沒有進行比對。由于兩種復合材料使用的纖維種類不同，因此與纖維強度相關的0°拉伸強度及0°壓縮強度等存在一定的差異，與樹脂強度相關的性能如90°拉伸強度等，ZT7G/LT-03A與T700/2510性能相當。層間剪切強度ZT7G/LT-03A復合材料雖相對較低，但是真空成型工藝下仍然達到了65.2 MPa，可承受較大的剪切載荷。整體來說，ZT7G/LT-03A真空成型復合材料的性能具備在民用航空領域應用的空間和潛力。

表3 ZT7G/LT-03A與T700/2510復合材料力學性能對比(單位：MPa)

3 結 論

(1)真空成型相對于熱壓罐成型復合材料而言，真空成型復合材料纖維體積含量較低，孔隙率較高，對復合材料的力學性能產生影響的因素。復合材料的0°拉伸強度主要取決于纖維的強度，因此真空成型對于沿纖維方向的拉伸強度影響不大；相反，單向復合材料的90°拉伸強度主要取決于樹脂的強度，真空成型復合材料的孔隙主要集中在樹脂層及界面區域，因此對于復合材料的90°拉伸強度、層間剪切強度等影響較大。

(2)ZT7G/LT-03A及ZT7G3198P/LT-03A復合材料通過真空成型與熱壓罐成型性能測試結果表明：真空成型復合材料性能的保持率均在75%以上，有的甚至超過100%。對于碳纖維單向復合材料來說，層間剪切強度的保持率最低，0°拉伸強度的保持率最高；對于織物復合材料來說，0°壓縮強度的保持率最低，0°拉伸的保持率最高，層間剪切強度的保持率達到了93%。

(3)針對真空成型復合材料出現的纖維體積含量較低，孔隙率較高的現象，在復合材料制備的過程中，應注意層壓板的密實性，預浸料鋪敷過程中要注意每鋪幾層預浸料需及時抽真空，同時在制備工程中要注意控制烘箱的升溫速率等條件，有效控制樹脂流動和孔隙的產生。

(4)綜合分析，真空成型復合材料總體性能優異，材料性能保持較好，基本滿足主承力結構部件的使用要求。真空成型工藝簡單，成本低，貼合復合材料低成本化的發展需求，是預浸料及復合材料將來的發展趨勢之一。

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(責任編輯：張 崢)

Comparison of Composites Properties Manufactured by Vacuum Process and Autoclave Process

MA Rufei1， Li Jia2， GUI Jiajun2， SHI Fenghui2， ZHANG Baoyan2

(1 Chengdu Aircraft Design Institute, Chengdu 610091, China； 2 AVIC Composite Co. Ltd, Beijing 101300, China)

Two kinds of prepregs ZT7G/LT-03A(unidirectional carbon fiber prepreg) and ZT7G3198P/LT-03A(plain carbon fabric prepreg) were used to manufacture three Bateches of composites by vacuum process and autoclave process respectively. The physical properties of the prepregs and mechanical properties of composite were tested. The performance, fiber volume content and porosity of composites manufactured by vacuum cure and autoclave process show that the physical property retention rates of vacuum cured composites are all over 75%, some even more than 100%. Interlaminar shear strength keeps the lowest retention rate and warp tensile strength keeps the highest retention in unidirectional carbon fiber composites. For fabric composite material, compression strength keeps the lowest and warp tensile strength keeps the highest retention. Vacuum cured composites perform lower fiber volume content and higher porosity, which are the main reasons of the lower performance.

vacuum process; autoclave process; physical properties; composite

2015-10-26；

2016-04-15

馬如飛(1982—)，男，碩士，工程師，主要從事復合材料研究，(E-mail)ccjmxm@163.com。

10.11868/j.issn.1005-5053.2015.000206

TB322

A

1005-5053(2017)01-0099-05