樹脂基復合材料濕熱壓縮性能研究

曹景斌＊，王松，章強

哈爾濱飛機工業集團有限責任公司，黑龍江 哈爾濱 150066

先進樹脂基復合材料是一種在20世紀60年代中期崛起并發展起來的新型材料,由于其諸多優勢以及低成本技術發展，飛機上已大量采用了先進復合材料結構[1]。如波音787復合材料用量50%,NH-90直升機復合材料用量約為95%。當今復合材料用量已經成為衡量飛機先進性的重要指標[2]。然而，相比于金屬材料，復合材料對環境十分敏感，特別在濕熱聯合作用下力學性能下降明顯，嚴重影響了復合材料的使用范圍和結構效率[3-5]。特別當碳纖維增強樹脂基復合材料應用于主承力結構時，復合材料吸濕和高溫條件下會對其耐力學性能產生不利影響，尤其對復合材料層壓板靜壓縮強度影響顯著，甚至對飛機結構安全帶來威脅[6-10]。因此，有必要對先進樹脂基復合材料的濕熱壓縮性能開展深入研究。

樹脂基復合材料包含層壓結構和蜂窩夾層結構兩類。本文通過對兩類復合材料在室溫（溫度23℃±2℃，相對濕度50%±10%。）和濕熱狀態（溫度為70℃±3℃，相對濕度為85%±5%的環境下吸濕至平衡狀態）兩種環境條件壓縮性能研究，對比室溫和濕熱狀態時兩類復合材料的宏觀壓縮性能，考察濕熱環境對復合材料壓縮性能的影響，為將來復合材料設計許用值的確定提供依據，并為兩類復合材料在結構設計和使用性提供一定的指導意義。

1 試驗

1.1 試驗規劃

為了考察濕熱環境對復合材料結構壓縮性能的影響，選取典型結構進行室溫和濕熱兩種狀態試驗。層壓結構選擇某型飛機梁緣條典型結構鋪層及材料，蜂窩夾層選擇某型飛機下蒙皮典型結構鋪層及材料，通過對室溫狀態和濕熱狀態試驗結果進行對比，來驗證復合材料濕熱壓縮性能。層壓結構試驗驗證規劃見表1，蜂窩夾層結構試驗規劃見表2。

表1 層壓結構試驗規劃Table 1 Test plan of laminate

表2 蜂窩夾層結構試驗規劃Table 2 Test plan of honeycomb

表中，core指Nomex紙蜂窩，Q/2AJ630‐2007 TypeⅤ,Class4，Grade3.0；中溫碳纖維T300編織物預浸料Q/2AJ631TypeⅡ，Class2，3K‐70‐PW；中溫碳纖維T300單向帶預浸料Q/2AJ631TypeⅡ，Class1，Grade95。

1.2 試驗方法

1.2.1 層壓結構側壓試驗方法

層壓結構側壓試驗方法參考相關標準[11]，在試件上下面板中心位置粘貼應變片，Z向位移測量采用設備夾頭自帶位移傳感器測量，Y向位移測量采用外接交流位移傳感器測量。位移測量點示意如圖1所示，試驗安裝如圖2所示。

圖1 位移測量點示意Fig.1 Displacement measurement

圖2 試驗安裝圖Fig.2 Test installaction

1.2.2 蜂窩夾層結構側壓試驗方法

蜂窩夾層結構側壓試驗方法參考相關標準[12]，在試件上下面板中心位置粘貼應變片，Z向位移測量采用設備夾頭自帶位移傳感器測量，Y向位移測量采用外接交流位移傳感器測量，試驗安裝如圖3所示。

為防止試驗時試驗件端部破壞，在試驗件切割后兩端加凝固性填料加固。先將切割試驗件兩端的蜂窩各去掉20mm，然后將去掉部位用填料加固（兩端要壓平），最后在試件兩端粘貼加強片，試件加固如圖4所示。

圖3 試驗安裝圖Fig.3 Test installation

圖4 試件加固示意Fig.4 Specimen enhancement

1.2.3 試驗件制備

試驗件制備按照常規的復合材料層壓結構和蜂窩夾層結構制造工藝和質量控制程序，分別單獨制造兩塊大板。根據試驗規劃要求，每一大板須切割6個試件，其中5件用于試驗，1件作為備件，用于進行室溫和濕熱狀態壓縮試驗。試件經無損檢測合格后方可用于試驗。試驗件制備流程如圖5所示。層壓板壓縮試驗大板切割示意圖如圖6所示，夾層結構側壓試驗大板切割示意圖如圖7所示。

2 試驗結果及分析

2.1 試驗數據

層壓結構壓縮試驗現場圖片和試驗件破壞照片如圖8和圖9所示。層壓結構室溫試驗破壞載荷見表3，對應應力、應變見表4；層壓結構濕熱試驗破壞載荷見表5，對應應力、應變見表6。

蜂窩夾層結構側壓試驗現場圖片和試驗件破壞照片如圖10和圖11所示。蜂窩夾層結構室溫試驗破壞載荷見表7，對應應力、應變見表8；蜂窩夾層結構濕熱試驗破壞載荷見表9，對應應力、應變見表10。

圖5 試驗件制備流程Fig.5 Manufacture process

圖6 層壓結構試驗大板切割示意圖(單位:mm)Fig.6Laminate cut（Unit:mm）

圖7 夾層結構試驗大板切割示意圖(單位:mm)Fig.7Honeycomb cut（Unit:mm）

圖8 試驗現場照片Fig.8 Test photo

圖9 試驗件破壞圖片Fig.9 Specimen broken

表3 室溫試件試驗破壞載荷Table 3 Specimen broken load at room temperature

表4 室溫試件應力、應變Table 4 Specimen stress and strain at room temperature

表5 濕熱試件試驗破壞載荷Table 5 Hydrothermal specimen broken load

表6 濕熱試件應力、應變Table 6 Hydrothermal specimen stress and strain

2.2 試驗數據分析

根據試驗數據，擬合室溫和濕熱狀態下層壓結構載荷-位移曲線圖和試件破壞載荷分布圖，載荷-位移如圖12所示,試件破壞載荷分布如圖13所示。

圖10 試驗現場照片Fig.10 Test photo

圖11 試驗件破壞圖片Fig.11 Specimen broken

表7 室溫試件試驗破壞載荷Table 7 Specimen broken load at room temperature

表8 室溫試件應力、應變Table 8 Specimen stress and strain at room temperature

表9 濕熱試件試驗破壞載荷Table 9 Hydrothermal specimen broken load

表10 濕熱試件應力、應變Table 10 Hydrothermal specimen stress and strain

圖12 層壓結構載荷-位移Fig.12 Laminate load displacement

圖13 層壓結構試件破壞載荷分布Fig.13 Laminate specimen broken load

從層壓結構載荷—位移曲線可以看出，載荷—位移曲線基本呈線性分布；濕熱狀態對于層壓結構壓縮強度有較大影響，相對于室溫狀態層壓結構承載能力下降23%。層壓結構試件破壞載荷分布圖顯示試件破壞基本圍繞中值附近,個別由于分散性導致破壞偏離,但不影響整個試驗結果。

根據試驗數據，擬合室溫和濕熱狀態下蜂窩夾層結構載荷—位移曲線圖，載荷—位移如圖14所示，試件破壞載荷分布如圖15所示。

圖14 蜂窩夾層結構載荷-位移Fig.14 Honeycomb load displacement

從蜂窩夾層結構載荷—位移曲線可以看出，載荷—位移曲線基本呈線性分布；濕熱狀態對于蜂窩夾層結構壓縮強度有較大影響，相對于室溫狀態蜂窩夾層結構承載能力下降29%。夾層結構試件破壞載荷分布圖顯示試件破壞基本圍繞中值附近，個別由于分散性導致破壞偏離，但不影響整個試驗結果。

圖15 蜂窩夾層結構試件破壞載荷分布Fig.15 Honeycomb specimen broken load

3 結論

通過對兩類復合材料結構在室溫和濕熱狀態下壓縮性能研究，考察濕熱環境對復合材料壓縮性能的影響得出如下結論：

（1）室溫狀態和濕熱狀態下，層壓結構和蜂窩夾層結構載荷-位移曲線基本呈線性分布。

（2）濕熱條件對于層壓結構壓縮強度和蜂窩夾層結構側壓強度都有較大影響，濕熱環境是造成結構承載能力下降的重要因素。

（3）本試驗中濕熱條件下層壓結構壓縮強度相對于室溫條件壓縮強度下降23%；濕熱條件下蜂窩夾層結構側壓強度相對于室溫條件側壓強度下降29%。

（4）濕熱條件是造成復合材料設計許用值不高的重要原因，在確定設計結構許用值時要重點關注。