一種VARI工藝成型用樹脂及其復合材料的研究

梁鳳飛，金 迪，何 勇

(中航西飛民用飛機有限責任公司 工程技術中心，西安 710089)

0 引言

復合材料的比強度、比剛度大，結構可設計性強，能有效地減輕結構重量、提高結構效率，同時具有良好的耐腐蝕性能和抗疲勞性能，可降低飛機結構的維護成本[1]，在飛機上的應用越來越廣[2]。在復合材料總成本中，制造成本約占60%～70%[3]。目前飛機結構使用的復合材料構件大多采用熱壓罐成型工藝，該工藝居高不下的制造成本制約了復合材料在船舶、汽車、建筑等領域的應用。因此，復合材料的低成本應用，已經(jīng)成為新一代復合材料的發(fā)展方向[4]。近年來，真空輔助樹脂滲透成型(VARI)作為一種典型的高性能、低成本的液體成型工藝，已廣泛應用于飛機復合材料零件制造，被認為是最有發(fā)展?jié)摿Φ膹秃喜牧系统杀局圃旃に囍籟5]。

VARI工藝是將按照結構和性能要求制備好的纖維預成型體放置在模具上，在真空作用下使液態(tài)樹脂在預成型體內(nèi)流動，浸潤纖維，并在相應的工藝溫度條件下固化成一定纖維/樹脂比例復合材料的成型工藝方法[6]，工藝過程如圖1所示。

圖1 VARI成型工藝過程示意圖

與傳統(tǒng)的熱壓罐工藝及RTM工藝相比，VARI工藝優(yōu)點主要體現(xiàn)在：

首先，無需熱壓罐的投入，僅需要一個單面的剛性模具用來放置纖維增強體，簡化了模具，設備投入及制造成本較低；

其次，不受熱壓罐尺寸的限制，VARI工藝更適合成型大厚度、大尺寸的制件，產(chǎn)品的纖維含量高，孔隙率低(孔隙率是目前所有復合材料成型工藝中最低的)；

第三，大大降低能源消耗及有害氣體(VOC)的排放；

最后，VARI工藝可設計性好，可以進行縫合、編織等，實現(xiàn)復雜結構的整體成型。

本文以某型飛機擾流板VARI成型工藝所選用的環(huán)氧樹脂RTM6-2及碳纖維緞紋織物G0926為載體，研究了樹脂體系的固化特性，并運用VARI成型工藝，制作了復合材料層合板結構，研究了復合材料的性能。

1 試驗材料及試驗設備

試驗所用主要原材料如表1所示，試驗所用設備如表2所示。

表1 試驗材料

表2 試驗設備

2 實驗結果與分析

由于工藝過程的特殊性，VARI工藝對所用樹脂體系有著特定的要求：首先，樹脂在對應施工溫度范圍下有一定的粘度，最佳粘度范圍為100～300mPa·s；其次，樹脂凝膠前的低粘度持續(xù)時間要長，保證施工者有充裕操作時間；此外，對于在高溫環(huán)境下使用的制件，樹脂需有較高的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度(Tg)[7]。基于此，對RTM6-2樹脂體系及其復合材料展開以下研究：

2.1 樹脂粘度研究

樹脂粘度是樹脂實際使用過程中的重要指標之一，對工藝操作有重要影響。按照ASTM D 4287試驗方法，采用旋轉(zhuǎn)粘度計，分別在80±2℃、100±2℃、120±2℃、140±2℃、160±2℃、180±2℃條件下測試樹脂體系的粘度變化，得到樹脂體系的粘度-時間曲線(見圖2)。

圖2 樹脂粘度研究

由圖2可見，在80℃、100℃、120℃條件下，樹脂粘度在100min內(nèi)基本保持不變，處于平臺區(qū)；在140℃條件下，粘度平臺可持續(xù)60min；160℃條件下，30min內(nèi)粘度基本不變，30min后粘度迅速上升；180℃條件下，15min內(nèi)，粘度基本不變。體系粘度急劇上升，表示樹脂開始凝膠，該時間即為樹脂體系在該溫度下的凝膠時間。凝膠時間是重要的工藝參數(shù)。在凝膠之前，樹脂具有流動性，可以進行澆注、浸潤等。凝膠后，樹脂分子量迅速上升，形成三維網(wǎng)絡結構致使分子運動能力降低，喪失工藝操作性能。綜合考慮樹脂粘度及凝膠時間，確定樹脂的工藝操作溫度為100±10℃。

2.2 適用期

所謂適用期，就是指環(huán)氧樹脂加入固化劑時起至不能使用時止的時間。試驗過程中將環(huán)氧樹脂的粘度較起始粘度增加一倍的時間定義為適用期。按照GB/T7123.1-2002方法，工藝溫度設定為100℃，采用旋轉(zhuǎn)粘度計，測試不同時間(20、40、60、80、100、120min)的樹脂體系的粘度，繪制粘度-溫度-時間曲線(見圖3)，計算樹脂的適用期。

圖3 樹脂適用期研究

通過對樹脂體系粘度變化的測量，可以得到：在120min內(nèi)，體系粘度基本保持不變。經(jīng)連續(xù)測量研究，得到三批樹脂樣本在100℃下的適用期分別為8.93h、7.76h、8.83h，平均值為8.51h。

2.3 固化時間

未固化的環(huán)氧樹脂是黏性液體或者脆性固體，沒有實用價值，只有與固化劑進行固化，生成三維交聯(lián)網(wǎng)絡結構，才能使其力學性能、熱穩(wěn)定性和化學穩(wěn)定性等都有顯著提高。本試驗采用差示掃描量熱分析法(DSC，見圖4)，以50℃/min速率對樣品升溫，做出180℃±2℃的恒溫DSC曲線，在放熱-時間曲線中，求出樹脂體系的放熱峰從開始到結束的時間，即為體系的理論固化時間。

圖4 DSC測試儀器

通過測試，三批樹脂樣品的固化時間分別為43.4min、41.2min、46.9min，平均值為43.9min，偏差較小。

2.4 玻璃化轉(zhuǎn)變溫度

玻璃化轉(zhuǎn)變溫度是聚合物的特征溫度之一。聚合物在玻璃化轉(zhuǎn)變時，對力學性質(zhì)如形變、模量有明顯影響，并對許多其他物理性質(zhì)如比熱容、熱導率、介電常數(shù)、膨脹系數(shù)等都有重要影響。動態(tài)力學熱分析法(DMA)是一種高精度的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度測量方法。DMA測試將會得到如圖5所示的聚合物儲能模量、線性坐標正切δ與坐標溫度的關系曲線。其中玻璃化轉(zhuǎn)變溫度發(fā)生在復合材料的儲能模量顯著降低區(qū)域，儲能模量兩條切線的交點即為材料的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度。

圖5 玻璃化轉(zhuǎn)變溫度的測試曲線

2.4.1 澆注體

按照ASTM D 4065要求，自制澆鑄環(huán)氧樹脂板材，在180℃±2℃下固化2h，然后切割成為56mm×12mm×2mm的標準試樣，采用DMA法進行澆鑄體玻璃化轉(zhuǎn)變溫度測試(見圖6)。

圖6 RTM6-2樹脂澆鑄體DMA測試曲線

試驗測得樹脂澆鑄體的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度在203℃～207℃之間，數(shù)據(jù)離散很小。

2.4.2 層合板

按照ASTM D 7028測試方法規(guī)定，采用動態(tài)力學分析儀器進行纖維增強聚合物基復合材料玻璃化轉(zhuǎn)變溫度(Tg)的測試(見圖7)。

試驗測得樹脂澆鑄體的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度在160℃～167℃之間，數(shù)據(jù)離散很小。

圖7層合板干態(tài)試樣DMA測試曲線

2.5 孔隙率

孔隙是復合材料成型過程中形成的空洞，孔隙缺陷的存在會降低復合材料的力學性能和濕熱性能，嚴重影響到復合材料的可靠性。按照ASTM D2734中方法A測試層合板的孔隙率，其基本原理是單獨測量樹脂、增強材料和復合材料的密度，然后測量樹脂含量并計算復合材料理論密度，并與測量得到的真實密度對比，密度的差異表明孔隙率的存在。試驗結果如表3所示：

表3 層合板孔隙率測試結果表(%)

在樹脂基纖維增強復合材料中，當孔隙率低于某個臨界值時，孔隙率對碳纖維復合材料的層間剪切強度、彎曲強度和拉伸強度等性能無明顯影響[8]。依據(jù)以往研究經(jīng)驗，引起材料力學性能下降的臨界孔隙率是1%，本試驗測得的三個批次的層合板的孔隙率均小于1%，孔隙缺陷很小。

2.6 纖維體積含量

碳纖維復合材料層合板不能采用馬弗爐中灼燒法去除樹脂，該過程會造成碳纖維損失，按照ASTM D3171方法要求，采用溶液萃取法將層合板中的樹脂去除，進行層合板纖維體積含量的測定，結果如表4所示。

表4 層合板纖維體積含量測試結果(%)

在樹脂基纖維增強復合材料中，纖維體積含量決定著復合材料的力學性能。纖維體積含量過低會導致復合材料力學性能的降低；過高則又容易導致纖維與樹脂基體脫粘，同樣造成復合材料力學性能的降低。同時，為了保證復合材料力學性能的穩(wěn)定性，纖維體積含量的偏差也應盡可能小。試驗測得層合板的纖維體積含量在56%～57%之間，數(shù)據(jù)離散性小。

2.7 力學性能

按照ASTM相關標準要求，制作試驗試樣，采用Instron 8801、8804、5966型微機控制萬能拉力機對試樣進行測試，計算得到層合板的性能數(shù)據(jù)如表5所示。

表5 層合板力學性能

試驗中，試驗件的破壞模式均滿足正常破壞要求，試驗數(shù)據(jù)離散較小。表明復合材料的加工制造工藝穩(wěn)定，可以用于制造飛機結構件，試驗的結果數(shù)據(jù)可以用作強度分析。

3 結語

環(huán)氧樹脂RTM6-2適合于VARI成型工藝，通過VARI成型工藝得到的復合材料層合板孔隙率極低，小于1%，纖維體積含量可達55%。通過對復合材料層合板的力學性能分析，數(shù)據(jù)離散均小于10%。表明RTM6-2及G0926材料工藝性能穩(wěn)定，可以通過VARI工藝制造飛機復合材料結構件。

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