真空成型復合材料層壓板固化工藝研究

摘 要 真空成型復合材料不同于熱壓罐成型復合材料，固化時無需使用熱壓罐，僅需對預浸料預制件施加一個真空壓力，通過熱補儀或烘箱完成固化過程，具有生產成本低、適用范圍廣、生產效率高等優點。本文將單向帶和織物兩種真空成型復合材料采用熱補儀和烘箱兩種工藝固化的層壓板的孔隙率進行對比，金相檢測結果表明熱補儀成型層壓板的孔隙率略高于烘箱成型層壓板，但兩者的差異不大，并通過試驗進一步研究了熱補儀和烘箱兩種固化工藝對真空成型復合材料層壓板層間剪切性能的影響，試驗結果表明熱補儀和烘箱成型層壓板的層間剪切強度差異很小， 烘箱成型層壓板的層間剪切強度略高。本文證明了熱補儀對文中兩種單向帶和織物真空成型復合材料的固化效果很好，可以達到接近烘箱的固化效果。

關鍵詞 真空成型；復合材料；熱補儀；烘箱；層間剪切

Research on Curing Process of Vacuum Molding

Composite Laminates

LIU Lu1， ZENG Xiaomiao1， LIANG Yijun1， YU Hongbin2， BI Hongyan2

（1. AVIC GA Huanan Aircraft Industry Co.， Ltd.， Zhuhai 519040；2. AVIC Composite

Corporation Ltd.， Beijing 101300）

ABSTRACT Vacuum molding composites are different from autoclave molding composites. During the curing of vacuum molding composites， there is no need to use an autoclave. Only a vacuum pressure needs to be applied to the prepreg preform， and the curing process is completed through the hot bonder or oven. Vacuum molding composites have the advantages of low production cost， wide applicability， and high production efficiency. This paper compares the porosity of laminates cured by two vacuum molding composites， unidirectional tape and fabric， using hot bonder and oven curing processes. The metallographic examination results indicate that the porosity of the hot bonder formed laminate is slightly higher than that of the oven formed laminate， but the difference is not significant. The effects of two curing processes， hot bonder and oven， on the interlaminar shear properties of vacuum molding composite laminates are further studied through experiments. The test results show that there is little difference in interlaminar shear strength between the hot bonder and the oven formed laminates， and the interlaminar shear strength of the oven formed laminates is slightly higher. In this paper， it is proved that the curing effect of the hot bonder on the two types of unidirectional tape and fabric vacuum molding composites is very good， and it can achieve the curing effect close to the oven.

KEYWORDS vacuum molding； composites; hot bonder; oven; interlaminar shear

1 引言

復合材料因其比強度、比模量高，抗疲勞、耐腐蝕性能好，可設計性強等優點，在現代大型民用飛機中被廣泛應用。然而在飛機制造和使用過程中，由于意外事故或者其他原因難免會出現損傷，需要對復合材料部件進行修理，因此需要一種效率高、易操作、成本低的復合材料外場修補工藝［1-2］。飛機復合材料結構外場維修時通常采用熱補儀進行修理［3］，且一般不宜選用原結構材料，因為大多數原結構材料要在熱壓罐中以較高壓力成型，熱壓罐成型復合材料使用熱補儀修補時的固化效果并不理想［4］，真空成型復合材料相比于熱壓罐成型復合材料更適用于熱補儀外場維修［5］。真空成型復合材料可以選用熱補儀或烘箱進行固化。熱補儀具有溫度可控可監測、成本低、操作簡單、便于攜帶等優點。但熱補儀固化復合材料時存在材料內部溫度分布不均勻的現象，靠近電熱毯一側的復合材料表面溫度較高，會比遠離電熱毯一側先達到固化溫度，復合材料導熱系數較低，熱量由高溫端向低溫端傳遞過程中會損失一部分，在材料厚度方向上會產生溫度梯度，導致材料厚度方向上固化不均勻，易產生孔隙，影響復合材料的固化質量和力學性能［6］。烘箱可以實現均勻加熱但存在體積龐大、外場無法攜帶的缺點。在復合材料部件生產過程中可以選用烘箱或熱壓罐成型，但在某些外場維修的情況下，無法使用烘箱和熱壓罐只能使用熱補儀，因此熱補儀的固化效果與烘箱、熱壓罐固化效果的差異是關鍵問題。目前對于熱補儀成型和熱壓罐成型復合材料性能的對比研究較多［3、7-9］，對熱補儀和烘箱固化工藝對復合材料性能影響的研究較少。

本文對真空成型復合材料層壓板的固化工藝進行研究，通過金相檢測對比了熱補儀和烘箱兩種不同工藝對單向帶和織物兩種真空成型復合材料的固化效果，并通過短梁剪切試驗進一步研究了兩種固化工藝對真空成型復合材料層壓板層間剪切性能的影響。

2 試驗

2.1 試驗材料與設備

（1）試驗件材料

120 ℃固化碳纖維單向帶預浸料，GW300 2-3K-5-8/AC313，中航復合材料有限責任公司；

120 ℃固化碳纖維織物預浸料，GW3011-2-5-8/AC313，中航復合材料有限責任公司。

（2）主要設備

HEATCON HCS9200熱補儀，FRANCE ETUVES固化爐，金相顯微鏡，電子萬能材料試驗機。

2.2 層壓板試驗件制備

真空成型復合材料層壓板試驗件參數如表1所示，試驗件公差及其他要求符合ASTM D 2344。

2.2.1 固化曲線

采用熱補儀和烘箱兩種固化設備制作A和B兩種類型的試驗件，熱補儀和烘箱成型的試驗件均按圖1所示曲線固化成型。固化過程全程抽真空，真空度不低于-0.095 MPa，升溫速率和降溫速率均設定為1 ℃/min。為提高固化的均勻性，在固化曲線80 ℃的位置設置一個60 min的平臺，通過保溫的方式使熱量由高溫區域向低溫區域擴散，降低固化過程中厚度方向上的溫度梯度，使溫度分布相對均勻。當溫度達到120 ℃時保溫120 min，隨后降溫，當溫度降到50 ℃以下后卸壓。試驗件真空成型固化曲線如圖1所示。

2.2.2 熱補儀固化

采用標準熱補儀封裝工藝進行封裝，封裝示意如圖2所示。為減少電熱毯加熱過程中的熱量損失，在工裝下放置一塊隔熱墊，可以有效的將熱量保留在封裝內部，減少了固化過程中產生的孔隙。

2.2.3 烘箱固化

采用標準烘箱封裝工藝進行封裝，封裝示意如圖3所示。

2.3 試驗方法

2.3.1 金相檢測

對熱補儀和烘箱固化后的層壓板進行機械切割，采用金相顯微鏡觀察截面的微觀結構并計算孔隙率。

2.3.2 力學性能測試

按照ASTM D 2344試驗標準，在溫度23 ℃±3 ℃、濕度50 %RH±10 %RH的環境條件下，對熱補儀和烘箱固化成型的碳纖維單向帶預浸料GW300 2-3K-5-8/AC313試驗件和碳纖維織物預浸料GW3011-2-5-8/AC313試驗件進行短梁剪切試驗。試驗裝置如圖4所示。

試驗步驟如下：

（1）試驗件狀態調節：試驗前將試件在溫度為23 ℃±3 ℃，濕度為50 %RH±10 % RH的環境條件下至少放置24 h；

（2）測量試驗件尺寸：測量并記錄試驗件工作段內3個不同位置的寬度和厚度，并計算平均值；

（3）試件安裝：調整試驗夾具支座間的跨距，使得跨距與每組試件平均厚度之比為 4.0，精度為±0.3 mm。將試件放入試驗夾具中，將試樣貼模面置于支座上，使其長軸與加載頭和支座垂直，加載頭與兩側支座等距；

（4）按ASTM D 2344進行試驗，以1.0 mm/min 的加載速率對試驗件施加壓縮載荷，當載荷下降了超過最大載荷的30 %時，停止試驗，記錄最大載荷和失效模式；

（5）層間剪切強度計算如公式（1）所示。

Fsbs=0.75×Pmaxwt（1）

式中，Fsbs為層間剪切強度（MPa）；Pmax為最大載荷（N）；w為試驗件工作段內3個不同位置寬度的平均值（mm）；t為試驗件工作段內3個不同位置厚度的平均值（mm）。

3 結果與討論

3.1 金相檢測結果

材料GW300 2-3K-5-8/AC313采用熱補儀固化的試板切割截面如圖5（a）所示，采用烘箱固化的試板切割截面如圖5（b）所示。采用熱補儀和烘箱兩種工藝固化的單向帶層壓板的內部質量都很好，孔隙率均不到0.2 %，熱補儀固化單向帶層壓板的孔隙率為0.13 %，略高于烘箱固化單向帶層壓板的孔隙率0.11 %，可見烘箱固化單向帶層壓板產生的孔隙略少于熱補儀，但兩者的固化效果差異不大。

材料GW3011-2-5-8/AC313采用熱補儀固化的試板切割截面金相圖如圖6（a）所示，采用烘箱固化的試板切割截面金相圖如圖6（b）所示。采用熱補儀和烘箱兩種工藝固化的織物層壓板的內部質量良好，孔隙率均不到1 %，熱補儀固化織物層壓板的孔隙率為0.84 %，略高于烘箱固化織物層壓板的孔隙率0.7 %，可見烘箱固化織物層壓板產生的孔隙略少于熱補儀，但兩者的固化效果差異不大。

3.2 短梁剪切試驗結果

真空成型復合材料的孔隙主要集中在樹脂層及界面區域，對于復合材料的層間剪切強度影響較大［7，10］，因此為進一步研究熱補儀和烘箱兩種固化工藝對真空成型復合材料層間剪切性能的影響，對單向帶和織物兩種材料的真空成型層壓板進行了短梁剪切強度試驗，試驗結果如表2所示。短梁剪切試驗后試件出現目視可見損傷，試驗件發生彎曲，靠近加載頭的表面發生壓縮破壞，屬于短梁剪切試驗典型破壞模式。所有試件的破壞模式基本相同，試驗數據可以用于復合材料性能的比較［11］。由表2可知，對于文中選用的單向帶和織物兩種真空成型復合材料，采用烘箱固化工藝的試驗件的層間剪切強度略高于采用熱補儀固化工藝的試驗件，織物的較為明顯，但兩種固化工藝的結果很接近。結合金相檢測結果，雖然熱補儀在固化過程中存在一定的溫度不均勻性，但仍可對單向帶和織物兩種真空成型復合材料起到很好的固化效果。

4 結語

（1）對于GW300 23K58/AC313和GW3011258/AC313兩種真空成型復合材料，熱補儀和烘箱固化成型的層壓板孔隙率差異不大，熱補儀成型層壓板的孔隙率略高于烘箱成型層壓板。

（2）對于兩種真空成型復合材料，熱補儀和烘箱成型層壓板的層間剪切性能十分接近，烘箱成型層壓板的層間剪切強度略高于熱補儀成型層壓板。

（3）結合金相檢測和短梁剪切試驗結果，雖然熱補儀在固化過程中存在一定的溫度不均勻性，但采用增加固化曲線保溫平臺和增加隔熱墊等措施后，可對真空成型復合材料起到接近烘箱的固化效果。

參 考 文 獻

［1］矯桂瓊， 賈普榮. 復合材料力學［M］. 西安：西北工業大學出版社， 2008.

［2］KEITH A．Civil aircraft composite structure repair technology［J］．Material Technology，1999，14（4）：198-210.

［3］楊龍英. 修補固化方式對樹脂基復合材料修補性能的影響研究［J］.塑料工業， 2015， 43（9）：83-86.

［4］王宇光，江璐霞，黎觀生，張慶茂，李黎. 復合材料結構修理研究現狀［J］. 航空維修與工程，2003（3）：31-34.

［5］董柳杉，孫凱，孔嬌月，晏冬秀，劉衛平. 大厚度復合材料層板結構損傷的熱補儀修補工藝研究［J］. 航空維修與工程，2016（1）：69-72.

［6］田鶴. 樹脂基復合材料固化過程中的溫度場及熱應力分析［D］.中國民用航空飛行學院，2014.

［7］馬如飛，李嘉，桂佳俊，石峰暉，張寶艷. 真空成型與熱壓罐成型復合材料的性能對比［J］. 航空材料學報，2017（1）：99-103.

［8］龐傘傘，閻建華，俞建勇.增強體結構對縫合編織復合材料剪切性能影響的實驗研究［J］.纖維復合材料，2015，32（1）：37-40+44.

［9］張揚，王峰，張一川，趙子豪，魏剛. 中溫透波環氧樹脂/高強玻璃纖維復合材料的性能研究［J］. 玻璃纖維，2022（1）：11-15.

［10］楊慧，劉興宇，史俊偉，程超. 孔隙率對復合材料層壓板層間剪切力學性能影響研究［J］. 應用力學學報，2020（3）：1191-1195+1399.

［11］Cui W， Wisnom M R， Jones M. Effect of specimen size on interlaminar shear strength of unidirectional carbon fibre-epoxy［J］. Composites Engineering， 1994， 4（3）：299-307.