熱/自然交變環境下玻璃纖維增強SiO2氣凝膠 復合材料模擬使役工況試驗研究

彭星，孫彩云，叢大龍，陳漢賓，吳永鵬，周富，唐晶晶，董玲抒，高詩情

（西南技術工程研究所，重慶 400039）

隨著我國武器裝備的升級換代，高機動裝備動力艙面臨越來越嚴酷的熱/自然交變環境，特別是作為現代空地一體戰紐帶的航空裝備，由于其動力艙熱/自然交變環境效應加劇，導致航空裝備的機動反應靈活、作戰功能全面、攻擊火力精確和生存能力強大等優點難以充分發揮[1-3]。由于裝備動力系統的功率不斷提高，裝備動力艙內熱/自然交變環境效應持續加劇，導致整流罩、電子元器件、儀器設備等艙內關鍵零部件出現性能退化或功能喪失，嚴重影響了裝備的戰技指標[4-7]。多種航空裝備均采用低導熱系數的纖維增強氣凝膠復合材料來實現動力艙熱/自然交變環境效應的有效控制，保證艙內各零部件的正常工作[8-9]。

氣凝膠是指以納米量級顆粒相互聚集構成納米多孔網絡結構的輕質固態材料，其骨架顆粒直徑為4～20 nm，孔隙尺寸為20～500 nm，孔隙率高達90%以上，被譽為“藍煙”[10]。氣凝膠在熱學、光學、電學、聲學等方面都表現出獨特的性質，尤其是在熱學方面，具有極低的導熱系數，可低至5 mW/(m·K)，能有效地阻隔熱的傳導和輻射，是一種超級絕熱材料，但其力學性能較低[11]。在纖維增強氣凝膠復合材料中，纖維的加入可產生裂紋偏轉、纖維脫粘、纖維拔出、纖維橋聯等增韌機制，增加復合材料破壞前所吸收的能量，從而提高材料的力學性能，同時氣凝膠復合材料還具有較好的成形性[12]。

在裝備動力艙熱/自然交變環境效應的持續影響下，纖維增強氣凝膠復合材料也會出現性能退化的現象，會隨使役時間的增加而發生變化[13]。由于模擬使役工況的試驗難度大，國內對裝備動力艙熱/自然交變環境下纖維增強氣凝膠復合材料的性能退化研究較少，少有明確的退化規律提出[14]。

本文以玻璃纖維增強SiO2氣凝膠復合材料為研究對象，以濕熱、鹽霧和高溫試驗為裝備動力艙熱/自然交變環境試驗譜，以振動試驗為加速因子，開展5 個周期的實驗室模擬使役工況加速試驗。對比分析樣件初始狀態和每一個周期試驗后的宏觀形貌、微觀形貌、元素組成、導熱系數、隔熱性能等，研究纖維增強氣凝膠復合材料的性能隨模擬使役工況試驗時間的退化規律，提升裝備動力艙熱/自然交變環境效應控制水平，支撐高機動裝備在熱/自然交變環境效應控制領域的發展。

1 試驗

1.1 試樣制備

以玻璃纖維預制體為增強體，以正硅酸乙酯（TEOS）為硅源，采用溶膠-凝膠法和超臨界流體干燥工藝，將SiO2溶膠與玻璃纖維預制體混合，加入玻璃纖維的質量分數為44%，形成凝膠混合體。然后將混合體經老化和干燥后，即制備得到玻璃纖維增強SiO2氣凝膠復合材料[15-17]。試樣編號和對應的設計參數見表1，制備了3 種規格的樣件，每一類樣件并制備了1 組平行樣。200 mm×200 mm 的樣件用于宏觀形貌觀察、微觀形貌觀察、元素組成測試和25/80 ℃當量導熱系數測試，φ200 mm 的樣件用于300 ℃當量導熱系數測試，300 mm×400 mm 的樣件用于熱面溫度200 ℃時的隔熱性能測試，共計8 件樣件。

表1 試樣編號及設計參數 Tab.1 Sample numbers and design parameters

1.2 方法

按照如圖1 所示的動力艙熱/自然交變環境效應試驗譜開展模擬使役工況試驗。首先是開展樣件的初始狀態性能測試；然后開展第一周期的濕熱試驗、鹽霧試驗、高溫試驗、振動試驗及性能測試；最后按此循環完成樣件5 個周期的模擬使役工況試驗。模擬使役工況的試驗方法見表2，主要包括濕熱試驗、鹽霧試驗、高溫試驗和振動試驗。

圖1 模擬使役工況試驗譜 Fig.1 Test spectrum of service condition simulation

表2 試驗方法 Tab.2 Tests methods

1.3 測試方法

采用Sirion200 型場發射掃描電鏡觀察樣品的微觀形貌，加速電壓為20 kV。采用EDS 能譜分析儀分析樣件熱阻層微區的元素組成。采用HFM446 耐馳熱流法導熱儀和 CHY-200 測厚儀測試樣件熱阻層25/80 ℃的當量導熱系數。采用WNK-200G 型智能型高溫雙平板導熱系數測定儀和CHY-200 測厚儀測試樣件300 ℃的當量導熱系數。采用平板型隔熱性能測試系統測試樣件熱面溫度為200 ℃時的隔熱性能。

2 結果與討論

2.1 宏觀形貌分析

裝備動力艙在熱/自然交變環境下的纖維增強氣凝膠復合材料，經濕熱、鹽霧、高溫、效應影響后變化明顯，其模擬使役工況試驗后的宏觀形貌可以定性反映其受到的環境損傷[18-20]。樣件模擬使役工況試驗后的宏觀形貌如圖2 所示。樣件整體為白色，隨著模擬使役工況試驗的進行，樣件顏色逐漸變黃；在4、5 周期試驗后，顏色明顯全面變黃，但表面平整無破損。分析原因是，樣件在4、5 周期試驗后，受到的環境損傷很大，導致表面顏色發生明顯變化，會導致其微觀形貌也發生明顯變化。

圖2 樣件在模擬使役工況試驗后的宏觀形貌 Fig.2 Macroscopic morphology of samples after service condition simulation tests: a) initial;b) 1 cycle;c) 2 cycles;d) 3 cycles;e) 4 cycles;f) 5 cycles

2.2 微觀形貌分析

樣件模擬使役工況試驗后的微觀形貌如圖3 所示。玻璃纖維直徑為13.5～17.5 μm，其形狀清晰，作為骨架支撐整體的熱阻層，SiO2氣凝膠呈顆粒狀或塊 狀，分布在玻璃纖維的間隙中，減少了玻璃纖維之間在熱傳導中產生的熱橋效應，有利于降低該熱阻層或樣件的導熱系數[16,21-22]。隨著模擬使役工況試驗的進行，SiO2氣凝膠逐漸減少，在4、5 周期試驗后，SiO2氣凝膠明顯減少。分析原因是，SiO2氣凝膠在經歷了相當于7 500、9 375 Fh 的使役工況試驗后，其納米多孔結構已經被破壞，導致其坍塌和脫落，出現明顯減少的現象。這表明樣件的SiO2氣凝膠在4、5 周期試驗后，受到的環境損傷很大，會導致其性能發生明顯退化。

圖3 樣件在模擬使役工況試驗后的微觀形貌 Fig.3 Microscopic topography of samples after service condition simulation tests: a) initial;b) 1 cycle;c) 2 cycles;d) 3 cycles;e) 4 cycles;f) 5 cycles

2.3 元素組成分析

纖維增強氣凝膠復合材料中的玻璃纖維在模擬使役工況試驗后，其元素組成變化情況可以反映纖維受到的環境損傷程度[23]。樣件玻璃纖維在模擬使役工況試驗后的元素組成如圖4 所示，玻璃纖維元素主要由O、Mg、Al、Si、K、Ca 組成。隨著模擬使役工況試驗的進行，玻璃纖維元素組成沒有明顯的變化趨勢，表明樣件中玻璃纖維受環境效應的損傷較小，未導致其性能發生退化。因此，纖維增強氣凝膠復合材料的性能退化僅是SiO2氣凝減少導致，與玻璃纖維的關系不大。

圖4 樣件在模擬使役工況試驗后的纖維組成 Fig.4 Fiber element compositions of samples after service condition simulation tests

2.4 導熱系數分析

纖維增強氣凝膠復合材料的導熱系數是評判其性能好壞的關鍵性能指標之一，導熱系數越低，說明其控制裝備動力艙熱/自然交變環境效應的效果越好[24]。樣件在模擬使役工況試驗后的導熱系數測試結果如圖5 所示。隨著模擬使役工況試驗的進行，其在25、80、300 ℃的當量導熱系數均呈增大趨勢，而且均在4 周期試驗后升高幅度較大。樣件25 ℃當量導熱 系數由初始的0.018 9 W/(m·K)升高至0.026 4 W/(m·K)，80 ℃當 量 導 熱 系 數 由 0.028 2 W/(m·K)升 高 至0.039 7 W/(m·K)，300 ℃當 量 導 熱 系 數 由0.040 6 W/(m·K)升高至0.082 5 W/(m·K)。在4 周期試驗后，樣件中的SiO2氣凝膠明顯減少，使得其導熱系數在4 周期試驗后出現明顯的增大現象。此外，測試溫度越高，樣件導熱系數在4 周期試驗后的增幅也越大。這是因為玻璃纖維的紅外遮光性較差，SiO2氣凝膠明顯減少后，對熱量的阻隔和反射也明顯減弱，隨著溫度的升高，減弱的趨勢更為明顯。

圖5 樣件在模擬使役工況試驗后的導熱系數 Fig.5 Thermal conductivity of samples after service condition simulation tests

2.5 隔熱性能分析

纖維增強氣凝膠復合材料的隔熱性能是衡量其裝備動力艙熱/自然交變環境效應控制效果的關鍵性能參數[7]。樣件在模擬使役工況試驗后，熱面溫度為200 ℃時的隔熱性能如圖6 所示。隨著試驗時間的延長，樣件熱面溫度和冷面溫度在30 min 之后趨于穩定，保溫60 min 后結束試驗。結果表明，當樣件熱面溫度為200 ℃、環境溫度為25 ℃時，其初始狀態至5 周期試驗后的冷面溫度分別為51.0、52.5、56.3、58.1、66.2、68.5 ℃。隨著模擬使役工況試驗的進行，樣件冷面溫度呈升高趨勢。某型航空裝備動力艙對隔熱材料的隔熱要求是“熱面溫度為200 ℃時，冷面溫度不超過75 ℃”。因此，雖然玻璃纖維增強SiO2氣 凝膠復合材料隔熱性能下降，但在5 周期模擬試驗后，其隔熱性能仍能滿足裝備要求，該材料具有良好的環境適應性。

圖6 樣件在模擬使役工況試驗后熱面溫度 為200 ℃時的隔熱性能 Fig.6 Thermal insulation performance of samples after service condition simulation tests at hot surface temperature 200 ℃

樣件模擬使役工況試驗后，熱面溫度為200 ℃時的冷面平均溫度與環境溫度的交變溫差如圖7 所示，用于表示樣件對熱/自然交變環境效應的控制效果。未采用玻璃纖維增強SiO2氣凝膠復合材料控制時，其熱/自然交變溫差為樣件熱面溫度與環境溫度之間的差值，即175 ℃；采用纖維增強氣凝膠復合材料控制后，其熱/自然交變溫差為26.0 ℃，大幅降低了動力艙的熱/自然交變溫差。隨著模擬使役工況的進行，其熱/自然交變溫差呈升高趨勢，1—5 周期試驗后的交變溫差分別為27.5、31.3、33.1、41.2、43.5 ℃。樣件的交變溫差在4 周期試驗后的升高幅度最大，經5 個周期模擬使役工況試驗后，樣件的熱/自然交變溫差升高了67.31%。樣件交變溫差、隔熱性能與其導熱系數具有一致的變化規律，因為樣件的隔熱性能由其導熱系數決定，其導熱系數保持較低取決于SiO2氣凝膠納米結構不被破壞。

圖7 樣件在模擬使役工況試驗后熱面溫度為 200 ℃時的交變溫差 Fig.7 Alternating temperature differences of samples after service condition simulation tests at hot surface temperature 200 ℃

結合以上試驗結果得出，濕熱試驗的相對濕度（95%±5%）和溫度（65 ℃）對玻璃纖維增強SiO2氣凝膠復合材料的影響不明顯，鹽霧試驗的中性鹽霧對玻璃纖維增強SiO2氣凝膠復合材料的影響也不明顯。高溫試驗的溫度（200 ℃）對玻璃纖維增強SiO2氣凝膠復合材料有一定影響，高溫會使氣凝膠中的納米孔徑被放大，甚至破壞，導致其可能大于空氣的自由程，使材料內部的零對流被破壞，增大內部的傳熱，從而導致該材料的導熱系數增大。振動試驗的隨機振動對玻璃纖維增強SiO2氣凝膠復合材料有明顯的影響，劇烈的機械振動會破壞SiO2氣凝膠復合材料的納米多孔結構，復合材料內部的零對流、低傳導和低輻射都會被打破，增大內部的傳熱，從而導致其導熱系數增大。

綜上所述，減小玻璃纖維的直徑，優化SiO2氣凝膠的溶膠配比和干燥工藝，從而提高玻璃纖維SiO2氣凝膠的結合力，強化SiO2氣凝膠的納米多孔結構，減少氣凝膠的原始孔徑，降低復合材料的導熱系數，最終提高其性能保持率。

3 結論

針對裝備動力艙熱/自然交變環境下玻璃纖維增強SiO2氣凝膠復合材料，開展了模擬使役工況試驗和性能功能測試分析，得出以下主要結論。

1）經模擬使役工況試驗后，玻璃纖維增強SiO2氣凝膠復合材料的顏色由白色逐漸變成黃色，SiO2氣凝膠含量逐漸減少，纖維元素組成變化不明顯，導熱系數升高，隔熱性能降低。

2）玻璃纖維增強SiO2氣凝膠復合材料在前3 個周期模擬使役工況試驗后，性能退化不明顯，在4 周期模擬使役工況試驗后，出現了明顯的性能退化。

3）玻璃纖維增強SiO2氣凝膠復合材料經5 個周期的模擬使役工況試驗后，其常溫導熱系數僅為0.026 4 W/(m·K)，熱面溫度為200 ℃時，冷面平均溫度僅為68.5 ℃，熱/自然交變溫差為43.℃，具有良好的環境適應性。