田 桂

（上?？臻g推進(jìn)研究所，上海201112）

0 引言

復(fù)合材料具有很多優(yōu)點：高的比強度、比剛度；良好的抗疲勞性能、減振性能；很好的破損安全性；具有可設(shè)計性和簡單的制造工藝。尤其是其高的比強度和比剛度，使得復(fù)合材料在航空航天工業(yè)上得到了廣泛的應(yīng)用，并帶來了很明顯的減重效果[1-4]。現(xiàn)在航空航天領(lǐng)域使用較普遍的是輕質(zhì)、高比模量、高比強度的夾芯結(jié)構(gòu)復(fù)合材料。傳統(tǒng)的夾芯結(jié)構(gòu)復(fù)合材料通常是將面板和芯材粘結(jié)在一起，夾芯結(jié)構(gòu)芯材與面板的界面性能薄弱，主要體現(xiàn)在抗剝離、抗剪切能力差，從而制約了該種材料的廣泛應(yīng)用[5-6]。

縫紉增強泡沫夾芯結(jié)構(gòu)復(fù)合材料采用一體化成型工藝，無需膠粘，這使得該類夾芯材料除了具有一般復(fù)合材料的優(yōu)點外，還具有超輕、保溫及抗進(jìn)水性能等優(yōu)點，通過一體化成型，從根本上解決了傳統(tǒng)復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)界面薄弱的缺點，使之具有更高的抗彎曲、抗平壓及抗剝離性能?？p紉泡沫夾芯結(jié)構(gòu)復(fù)合材料是紡織復(fù)合材料的一種，其預(yù)成體由穿透鋪層厚度的纖維縫紉而成。被縫紉的鋪層一般是由單向板或者多軸編織物疊合而成，然后經(jīng)過樹脂傳遞模塑成型（RTM）工藝最后形成制件[7]?？p紉復(fù)合材料由于在厚度方向有縫紉線的增強作用，能夠明顯地提高在Ⅰ型載荷 (拉應(yīng)力垂直于裂紋擴展面)作用下的層間分層容限。例如，Jain指出：縫紉復(fù)合材料單層板開始分層破壞時，Ⅰ型應(yīng)變能比沒有縫紉提高了15.0～80.3倍，穩(wěn)態(tài)裂紋擴張韌性提高了2.9～15.7倍[8]。試驗和數(shù)值模擬表明一些復(fù)合材料通過縫紉工藝也可以提高在Ⅱ型載荷（切應(yīng)力平行于裂紋面并垂直于裂紋線）作用下的分層容限[9]。Jain在試驗中測量到縫紉可以輕微地增加碳纖維增強復(fù)合材料的橫向楊氏模量[8]。由于縫紉復(fù)合材料具有較高的Ⅰ型和Ⅱ型斷裂韌性，其在低能、高能、彈道沖擊以及動態(tài)載荷作用下的分層容限也較高，所以縫紉復(fù)合材料比未縫紉的復(fù)合材料具有較高的沖擊力學(xué)性能，尤其是沖擊后的壓縮性能。縫紉可以提高重疊連接的拉伸強度，提高角連接的脫落強度，有利于阻礙復(fù)合材料結(jié)構(gòu)自由表面、空洞周圍分層的擴展。同時在降低成本方面具有很大的潛力。由于眾多的優(yōu)點，縫紉復(fù)合材料在航天航空工業(yè)具有廣闊的應(yīng)用前景[10]。本文通過自行設(shè)計的模具，利用真空輔助樹脂傳遞模塑成型工藝，其基本原理是將玻璃纖維增強材料鋪放到閉模的模腔內(nèi)，將模腔抽真空后將樹脂膠液注入其中，浸透玻璃纖維增強材料，然后固化，脫模成型），制作了縫紉泡沫夾芯結(jié)構(gòu)復(fù)合材料，并且對其力學(xué)性能進(jìn)行了試驗和研究。

1 縫紉增強泡沫夾心板的制備

1.1 試驗材料

試驗所采用的原材料：1）樹脂為RTM專用不飽和聚酯樹脂；2）泡沫芯材選擇線性聚氯乙烯 (PVC)泡沫；3）纖維選擇RTM專用無堿玻璃纖維，縫線為玻璃纖維，以及固化劑、促進(jìn)劑和脫模劑。

1.2 板材試樣的制備

將模具清理干凈，然后在模具表面涂上脫膜劑，靜置半小時，在模具表面可形成一層脫模層。將PVC泡沫板安放到泡沫數(shù)控打孔機上，根據(jù)試驗需要設(shè)置好打孔間距打孔，之后切出一塊300 mm×300 mm的正方形PVC泡沫板。將已打好孔的泡沫板兩面鋪上RTM專用玻璃纖維氈，鋪設(shè)的厚度和層數(shù)可以根據(jù)實際需要而定。本試驗一般是鋪設(shè)2層或者4層。然后采用手工縫紉，手工縫紉所得坯料如圖1所示。將縫紉坯料放入已清理干凈并涂上脫模劑的模具中，合模夾緊。打開動力裝置和RTM注射系統(tǒng)，用循環(huán)的方式預(yù)先排出RTM注射機中的空氣，時間大約為10 min。將已配好促進(jìn)劑的不飽和聚酯樹脂和固化劑通過RTM注射機按比例的注入密封的模具中，注射時間為10 min。將模具靜置2 h，待樹脂固化后，脫模。對所得夾芯板的邊角等進(jìn)行處理，得到試驗成品如圖2所示。

2 縫紉增強泡沫夾心板的力學(xué)性能

2.1 三點彎曲試驗

參照國標(biāo)GB/T 1456-2005《夾層結(jié)構(gòu)彎曲性能試驗方法》。通過縫紉泡沫夾芯結(jié)構(gòu)短梁試樣的三點彎曲測定泡沫夾芯結(jié)構(gòu)的最大彎曲破壞載荷和芯子的剪切強度。圖3為試樣的三點彎曲試驗載荷位移曲線圖。試樣1縫紉間距為20 mm，試樣2縫紉間距為15 mm，試樣3未縫紉。

2.2 平壓試驗

參照國標(biāo)GB/T 1453-2005《夾層結(jié)構(gòu)或芯子平壓性能試驗方法》。通過壓縮夾具沿垂直夾層結(jié)構(gòu)面板方向施加壓縮載荷，使芯子破壞，測出平壓強度和芯子平壓彈性模量。圖4為試樣平壓試驗載荷位移曲線圖。試樣1縫紉間距為20 mm，試樣2縫紉間距為15 mm，試樣3未縫紉。

2.3 側(cè)壓試驗

參照國標(biāo)GB/T 1454-2005《夾層結(jié)構(gòu)側(cè)壓性能試驗方法》。通過試樣兩端的支承夾具對試樣沿面板方向施加壓縮載荷，調(diào)整試驗機的球形支座使載荷均勻地分布在面板上，使面板發(fā)生折斷，皺曲破壞，或與芯子分離破壞。圖5為試樣側(cè)壓載荷位移曲線圖。試樣1縫紉間距為20 mm，試樣2縫紉間距為15 mm，試樣 3未縫紉。

3 結(jié)果分析及討論

縫紉增強泡沫夾心板力學(xué)系能試驗結(jié)果見表1。由表1可以看出，縫紉密度對夾芯結(jié)構(gòu)的彎曲力學(xué)性能有著顯著的影響。試樣2與試樣3（未縫紉）相比，試樣2最大彎曲載荷較未縫紉試樣提高了44%，其芯子剪切強度提高51%；試樣1與未縫紉試樣相比，試樣1最大彎曲載荷較未縫紉試樣提高了10%，其芯子剪切強度提高了14%；試樣2與試樣1相比，最大彎曲載荷和芯子剪切強度均較高。由此可看出，縫紉能增大夾芯結(jié)構(gòu)的最大彎曲載荷同時能提高芯子的剪切強度。而且隨著縫紉密度的增加（縫紉間距減?。瑠A芯結(jié)構(gòu)的最大彎曲載荷和芯子剪切強度均有不同程度的提高。

表1 試樣力學(xué)性能比較Tab.1 Comparison of mechanical properties of specimens

縫紉對試樣的平壓性能有顯著的影響。比較試樣1和試樣3（未縫紉），可以看出縫紉使試樣1的最大平壓載荷比試樣3的最大平壓載荷提高了181%，平壓強度提高了187%。芯子平壓模量提高了452%；試樣2與試樣3相比，試樣2的最大平壓載荷比未縫紉試樣提高了235%，平壓強度提高了230%,芯子平壓模量提高了447%；試樣2與試樣1相比，試樣2的最大平壓載荷比試樣1提高了19%，平壓強度提高了15%，芯子平壓模量降低了1%。對于試樣的側(cè)壓試驗，比較試樣2和試樣3，經(jīng)縫紉后試樣的最大側(cè)壓載荷提高了24%，夾芯結(jié)構(gòu)的側(cè)壓強度提高了22%，面板的側(cè)壓強度提高了23%。

由此可以看出，縫紉對夾芯結(jié)構(gòu)的側(cè)壓破壞載荷、夾芯結(jié)構(gòu)的側(cè)壓強度以及面板的側(cè)壓強度均有不同程度的增強作用，尤其是縫紉對試樣彎曲性能和平壓性能的提高較顯著。隨著縫紉密度的增加，試樣的三點彎曲，平壓和側(cè)壓性能均有不同程度的提高。因此，采用一體化成型工藝制備的縫紉增強夾芯結(jié)構(gòu)復(fù)合材料，其力學(xué)性能有較大幅度的提高，能有效地提高復(fù)合材料的抗剝離，抗剪切的性能。

4 結(jié)論

利用VARTM一體化成型工藝，制備了縫紉泡沫夾芯結(jié)構(gòu)復(fù)合材料，對其力學(xué)性能進(jìn)行了試驗和研究，得到以下結(jié)論：

1)縫紉泡沫夾芯結(jié)構(gòu)復(fù)合材料具有較低的密度、較高的比強度和比剛度，是制造對剛度和重量要求較高的飛行器尾翼、尾梁、機身等部件和艦船殼體的理想材料。

2)縫紉泡沫夾芯結(jié)構(gòu)復(fù)合材料具有較高的可設(shè)計性，可以根據(jù)需要改變原材料的種類（RTM專用纖維氈、泡沫板或樹脂），也可以改變纖維氈的厚度和層數(shù)以及泡沫板的厚度和尺寸。成型工藝靈活，對設(shè)備和試驗條件要求較低。

3)縫紉泡沫夾芯結(jié)構(gòu)與傳統(tǒng)的未縫紉夾芯結(jié)構(gòu)相比較，其各方面的力學(xué)性能均有很大的提高，可克服傳統(tǒng)夾芯結(jié)構(gòu)的缺點，體現(xiàn)出縫紉夾芯結(jié)構(gòu)的良好性能。

4)隨著縫紉的間距減小，夾芯結(jié)構(gòu)的各種力學(xué)性能均有不同程度的提高，且縫紉密度同樣影響面板和芯子的力學(xué)性能。

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