顧善群，張代軍，劉燕峰，鄒 齊，陳祥寶，李 軍，付善龍

(1 中國航發(fā)北京航空材料研究院 軟材料技術研究中心，北京 100095；2 中國航發(fā)北京航空材料研究院 先進復合材料國防科技重點實驗室，北京 100095)

渦扇發(fā)動機風扇機匣作為航空發(fā)動機重要部件，需要對風扇轉子葉片起到有效包容。風扇轉子葉片在高速旋轉工作時，遭受冰雹、砂石、飛鳥撞擊或轉子葉片內部缺陷作用下，很可能發(fā)生斷裂失效飛出，需要風扇包容機匣有效包容，否則會擊穿機體而危及飛行安全[1-4]。目前，傳統(tǒng)渦扇發(fā)動機風扇包容機匣采用密度較高的鈦合金(約4.52 g/cm3)、鋁合金(約2.7 g/cm3)或結構鋼(約7.85 g/cm3)等金屬材料作為包容材料，存在質量重、耐腐蝕性差等缺點。相比于鈦合金、鋁合金和結構鋼等金屬材料，芳綸纖維復合材料具有密度(約1.4 g/cm3)低、斷裂伸長率高、結構性能可設計、耐疲勞等特點[5-7]，目前民用渦扇發(fā)動機主要采用芳綸纖維復合材料代替金屬作為風扇包容機匣的包容材料，例如RR公司的BR710,RB211,Trent700,Trent800發(fā)動機，PW公司的PW4084發(fā)動機和GE公司的CF34,CF-80C2,GE90等渦扇發(fā)動機均采用芳綸纖維復合材料制備風扇包容機匣[8]。但芳綸纖維分子結構的酰胺鍵易吸水，在包容機匣使用過程中芳綸纖維層間易產生界面分層，影響包容機匣結構整體性。

高強度聚酰亞胺纖維作為一種新型芳雜環(huán)高性能有機纖維，具有比模量高、比強度高、斷裂伸長率高、耐高低溫(-260～300 ℃)和吸水率低等特點[9-12]。與目前市場的芳綸纖維、高分子量聚乙烯(UHMWPE)纖維和苯并雙惡唑(PBO)纖維等有機纖維相比，聚酰亞胺纖維能夠彌補芳綸纖維吸水率高和耐熱性差等缺點，彌補UHMWPE纖維的耐熱性差、抗蠕變性差和樹脂界面黏結性低等缺點，彌補PBO纖維的樹脂界面黏結性低等缺點，其制備的聚酰亞胺纖維復合材料具有斷裂伸長率高、耐高溫和成型性能優(yōu)異特點，密度(約1.4 g/cm3)與芳綸纖維復合材料相當，其有望代替芳綸復合材料用作未來渦扇發(fā)動機包容機匣包容材料。

雙馬樹脂具有力學性能優(yōu)異、耐高溫、耐濕熱和高韌性等優(yōu)點[13-16]，可滿足未來渦扇發(fā)動機風扇包容機匣使用溫度越來越高的技術發(fā)展需求。因此，本工作選用新型高強度聚酰亞胺纖維與自制的雙馬樹脂熱熔復合，制備聚酰亞胺纖維預浸料，并采用熱壓罐工藝制備聚酰亞胺纖維復合材料，分析聚酰亞胺纖維復合材料高速沖擊破壞模式，研究聚酰亞胺纖維體積分數和環(huán)境溫度對抗高速沖擊性能的影響。

1 實驗材料與方法

1.1 原材料

TC4鈦合金為北京航空材料研究院自制的航空級鈦合金，EC240A雙馬樹脂為北京航空材料研究院自制的耐高溫韌性雙馬樹脂，S35聚酰亞胺纖維為江蘇先諾新材料科技有限公司生產，其性能實測值見表1。

表1 聚酰亞胺纖維基本性能

1.2 預浸料制備

將EC240A雙馬樹脂置于95～100 ℃烘箱預熱約30 min，在膠膜機刮制適當面密度的EC240A樹脂膠膜，刮膜溫度控至在(98±3) ℃，再通過熱熔法在預浸機上復合膠膜和S35聚酰亞胺纖維，制備固化后理論單層厚度為0.125 mm的預浸料(見表2)，復合溫度為100～105 ℃。

表2 預浸料物理性能

1.3 復合材料層合板和鈦合金板的制備

將預先裁剪好的預浸料按照所需鋪層形式鋪疊得到預制體，再經熱壓罐固化制得復合材料層板(表3)。固化工藝為：室溫下抽真空，真空度(真空袋內氣體壓強-大氣壓強)不高于-0.095 MPa，室溫加壓至(0.6±0.02) MPa，升至(180±5) ℃，恒溫2 h；升溫至(208±3) ℃，恒溫6 h；升溫至(250±3) ℃，恒溫4 h(升溫速率1～1.5 ℃/min)，以不大于2 ℃/min的降溫速率，降至60 ℃以下卸壓出罐，復合材料固化工藝曲線如圖1所示。

表3 熱壓罐成型工藝制備的復合材料層板

圖1 復合材料熱壓罐固化工藝曲線

采用線切割工藝將3 mm厚TC4板材加工成尺寸長100 mm×寬100 mm×厚1.1 mm，面重約為5 kg/m2的鈦合金板，試樣編號TC4。

1.4 性能測試

復合材料的耐熱性能：采用242E型動態(tài)力學分析(DMA)測試儀表征復合材料的玻璃化轉變溫度，測試標準為ASTM D7028。

復合材料的抗高速沖擊性能：采用南京航空航天大學能源與動力學院的空氣炮實驗裝置對復合材料試樣進行高速沖擊實驗，試樣尺寸為100 mm×100 mm或150 mm×100 mm，實驗裝置如圖2所示[17]。實驗時，將所測試樣裝于夾具，將試樣加熱至所測溫度，保溫0.5 h，采用2.52 g直徑為9 mm、長為5 mm的45鋼制圓柱形沖擊塊裝于0.85 g直徑12 mm的尼龍彈托中，并一起放入空氣炮裝彈處，調節(jié)氣室氣壓，打開開關，在氣室里的壓縮空氣作用下，子彈(含彈托)以一定的沖擊速率垂直沖擊試樣中心，通過改變氣室中氣體的壓力從而改變沖擊塊飛出的速率。按參考文獻[17]推算的式(1)和式(2)分別計算得到所測溫度下的彈道極限V50和彈道吸能EA。

(1)

式中：vi為第i發(fā)有效命中測點彈速，包括3發(fā)最高阻斷速率和3發(fā)最低穿透速率(最高阻斷速率和最低穿透速率的速率差≤38 m/s)。

(2)

圖2 空氣炮實驗裝置示意圖[17]

2 結果與分析

2.1 復合材料高速沖擊破壞模式分析

分別選用面重均為5 kg/m2的TC4鈦合金板、S35-60%和S35-73%復合材料層板進行室溫下空氣炮沖擊實驗，其沖擊后試樣照片見圖3～5，可以看出，沖擊速率較低時，TC4鈦合金彈擊面出現(xiàn)金屬擠壓變形形成的圓形凹坑，背彈面出現(xiàn)鼓包；隨著沖擊速率的增加，TC4鈦合金彈擊面金屬擠壓變形嚴重，彈擊面的圓形凹坑逐漸變深，背彈面鼓包嚴重，當鈦合金的擠壓變形超過其自身的斷裂伸長率，局部區(qū)域發(fā)生拉伸失效斷裂開裂，裂紋向四周方向擴展，直至無法包覆沖擊塊，發(fā)生沖擊塊穿透，在TC4鈦合金彈擊面形成撕裂斷口通孔，背彈面形成不規(guī)則撕裂斷口。

聚酰亞胺纖維復合材料破壞模式與TC4鈦合金不同，沖擊速率較低時，復合材料彈擊面出現(xiàn)纖維剪切斷裂和樹脂壓縮破裂形成的周圍含纖維分層開裂的圓形凹坑，同時層內纖維斷裂和樹脂壓縮破裂擠出導致背彈面表面聚酰亞胺纖維層內在瞬時拉應力作用下產生面內拉伸應變，而背彈面聚酰亞胺纖維層內沿纖維方向斷裂伸長率較高，垂直纖維方向的斷裂伸長率較低，當垂直纖維方向的斷裂伸長率低于面內拉伸應變時，在背彈面出現(xiàn)沿纖維方向的纖維分層開裂；隨著沖擊速率的增加，復合材料彈擊面的圓形凹坑逐漸變深，且凹坑周圍纖維分層開裂區(qū)域增多，背彈面沿纖維方向的纖維分層開裂區(qū)域擴大；沖擊速率進一步增加，復合材料彈擊面的圓形凹坑變深至擊穿，在彈擊面形成周圍含纖維分層開裂的圓形通孔，背彈面形成沿纖維方向大面積纖維分層開裂。這與參考文獻[17]中碳纖維復合材料的高速沖擊破壞模式不一樣，這是因為S35聚酰亞胺纖維斷裂伸長率(3.4%)(表1)遠大于T700S碳纖維(2.1%)和T800H碳纖維(1.9%)，這可以使聚酰亞胺纖維復合材料層板在遭受外物高速沖擊時抵抗更大的瞬時拉應力作用下產生面內拉伸應變，使其背彈面的聚酰亞胺纖維難以發(fā)生拉伸破壞，僅在背彈面形成大面積纖維分層。

圖3 室溫高速沖擊后TC4鈦合金板的彈擊面(a)與背彈面(b)光學照片

圖4 室溫高速沖擊后S35-60%復合材料層板的彈擊面(a)與背彈面(b)光學照片

圖5 室溫高速沖擊后S35-73%復合材料層板的彈擊面(a)與背彈面(b)光學照片

2.2 纖維體積分數對復合材料抗高速沖擊性能影響

復合材料抗高速沖擊性能通常從彈道極限速率V50、彈道吸能EA進行評價。圖6顯示了TC4鈦合金板、S35-60%和S35-73%復合材料層板的抗高速沖擊性能。其中，彈道極限速率V50是通過將圖3～5分別確定的有效命中測點彈速vi代入式(1)計算得到；彈道吸能EA是通過將對應的V50值代入式(2)計算得到。由圖6可知，相對于等面重下的TC4鈦合金相比，S35-60%的彈道吸能(146.6 J)比TC4(66.7 J)提高120%，這表明與鈦合金相比，聚酰亞胺纖維復合材料抗高速沖擊性能比鈦合金更優(yōu)。這是因為TC4鈦合金板高速沖擊破壞模式主要是金屬擠壓變形形成撕裂斷口破壞(圖3)，破壞面積小，彈道吸能較小，導致其抗高速沖擊性能較低。而S35-60%高速沖擊破壞模式主要是纖維剪切斷裂、樹脂壓縮破裂、纖維擠出和大面積纖維分層開裂形成的含大面積纖維分層開裂的圓形通孔破壞(圖4)，破壞面積大，彈道吸能高，其抗高速沖擊性能更高。此外，S35-73%的彈道吸能(227.0 J)比S35-60%(146.6 J)提高55%，比TC4(66.7 J)提高240%，高體積分數的聚酰亞胺纖維復合材料有望作為風扇包容機匣包容材料使用。這是由于聚酰亞胺纖維體積分數越高，復合材料層間粘接強度越低，在遭受外物沖擊時高體積分數的聚酰亞胺纖維復合材料層板更易產生層間分層損傷，其抗高速沖擊性能更高。同時，這與室溫高速沖擊后S35-73%復合材料層板彈擊面和背彈面的纖維分層開裂區(qū)域大于S35-60%(圖4與圖5)實驗結果一致。

圖6 室溫下不同聚酰亞胺纖維體積分數的復合材料層板抗高速沖擊性能

2.3 環(huán)境溫度對復合材料抗高速沖擊性能影響

未來渦扇發(fā)動機風扇包容機匣工作時具有較寬溫度區(qū)間，這需要其材料在不同環(huán)境溫度下仍具有優(yōu)異的抗高速沖擊性能。圖7為S01復合材料DMA曲線，其玻璃化轉變溫度(tanδ峰值)為312 ℃，這表明聚酰亞胺纖維/雙馬樹脂復合材料具有優(yōu)異的耐溫性能，可在200 ℃使用，滿足未來渦扇發(fā)動機風扇包容機匣使用溫度越來越高的技術發(fā)展需求。

圖7 S01復合材料DMA曲線

同時，為了進一步考察復合材料抗高速沖擊性能隨溫度的穩(wěn)定性，對在不同溫度保溫0.5 h的S35-73%復合材料層板進行空氣炮沖擊實驗，高速沖擊后復合材料的試樣照片見圖8和圖9，可以看出，S35-73%復合材料層板高溫沖擊的破壞模式與室溫高速沖擊一致(圖5)，復合材料的破壞模式與沖擊速率有關，沖擊速率較低時，復合材料彈擊面出現(xiàn)周圍含纖維分層開裂的圓形凹坑，背彈面出現(xiàn)沿纖維方向的分層開裂；沖擊速率較高時，復合材料層板彈擊面出現(xiàn)周圍含纖維分層開裂的圓形通孔，背彈面出現(xiàn)沿纖維方向大面積纖維分層開裂。

圖8 160 ℃高速沖擊后S35-73%復合材料層板的彈擊面(a)與背彈面(b)光學照片

圖9 200 ℃高速沖擊后S35-73%復合材料層板的彈擊面(a)與背彈面(b)光學照片

圖10為不同環(huán)境溫度下S35-73%復合材料層板抗高速沖擊性能變化曲線。其中，彈道極限速率V50是通過將圖8和圖9分別確定的有效命中測點彈速vi代入式(1)計算得到；彈道吸能EA是通過將對應的V50值代入公式(2)計算得到?？芍?，隨環(huán)境溫度升高，S35-73%復合材料層板抗高速沖擊性能下降，但在200 ℃下，S35-73%復合材料層板的彈道吸能(155.7 J)仍比室溫下TC4(66.7 J，圖6)高133%，這表明聚酰亞胺復合材料層板具有優(yōu)異的高溫抗高速沖擊性能，可滿足未來渦扇發(fā)動機包容機匣不同使用溫度包容性能需求。

圖10 不同環(huán)境溫度下的S35-73%復合材料層板抗高速沖擊性能

3 結論

(1)采用熱壓罐成型工藝制備聚酰亞胺纖維/雙馬樹脂復合材料。與等面重下TC4鈦合金相比，S35聚酰亞胺纖維復合材料抗高速沖擊性能更優(yōu)，且具有優(yōu)異的高溫抗高沖擊性能。

(2)聚酰亞胺纖維體積分數越高，復合材料層板抗高沖擊性能越高，其中73%體積分數的復合材料層板室溫彈道吸能可達227.0 J，比等面重下TC4鈦合金高240%。

(3)聚酰亞胺纖維復合材料的破壞模式與沖擊速率有關，沖擊速率較低時，復合材料彈擊面出現(xiàn)周圍含纖維分層開裂的圓形凹坑，背彈面出現(xiàn)沿纖維方向的分層開裂；沖擊速率較高時，復合材料層板彈擊面出現(xiàn)周圍含纖維分層開裂的圓形通孔，背彈面出現(xiàn)沿纖維方向大面積纖維分層開裂。