雷 帥, 劉 暢, 賈林江, 付善龍, 林立志, 李永瑞,李 軍, 張代軍, 陳祥寶

（1．中國(guó)航發(fā)北京航空材料研究院, 北京 100095；2．先進(jìn)復(fù)合材料國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 北京 100095；3．中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院, 成都610500；4．中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所, 西安710065）

碳纖維增強(qiáng)樹(shù)脂基復(fù)合材料具有高比強(qiáng)度、高比模量、抗腐蝕、抗疲勞、阻尼減震性好、可設(shè)計(jì)性強(qiáng)等特點(diǎn)[1-2]，應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)冷端部件，可有效地減輕發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量，提高推重比。其中聚酰亞胺復(fù)合材料具有突出的耐高溫性能，長(zhǎng)期使用溫度可達(dá)350 ℃以上[3-5]，被廣泛應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)外涵道機(jī)匣，例如F404（美國(guó)GE）、F119（美國(guó)普惠）、F135（美國(guó)普惠）和M88（法國(guó)斯奈克瑪）等[6]。與鈦合金機(jī)匣相比，在保證承載能力滿足要求的前提下，能夠明顯減輕發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量，降低制造成本[7]。

復(fù)合材料機(jī)匣安裝邊結(jié)構(gòu)主要有兩種，一種是鉚接金屬安裝邊結(jié)構(gòu)，另一種是整體復(fù)材安裝邊結(jié)構(gòu)[8]；其中后者具有結(jié)構(gòu)整體性更高、質(zhì)量更輕、機(jī)加工成本更低的優(yōu)勢(shì)，但對(duì)復(fù)合材料的成型工藝水平要求更高。熱壓罐成型是一種比較成熟的復(fù)合材料外涵機(jī)匣制造工藝方法，但由于真空袋膜在安裝邊轉(zhuǎn)角處難以保證均勻壓實(shí)，容易導(dǎo)致制品表面不平整、纖維屈曲，甚至在內(nèi)部出現(xiàn)分層、架橋等缺陷[9-10]。與熱壓工藝相比，RTM 成型工藝更適合于成型機(jī)匣安裝邊R 角結(jié)構(gòu)，具有以下優(yōu)點(diǎn)[11]：（1）采用閉合模具，轉(zhuǎn)角區(qū)域的成型質(zhì)量可通過(guò)液體樹(shù)脂充模內(nèi)壓保障；（2）不需要制備纖維織物預(yù)浸料，成型過(guò)程不需要使用昂貴設(shè)備，可有效降低工藝成本；（3）成型尺寸精度高，表面質(zhì)量高。

在20 世紀(jì)90 年代，NASA 就已經(jīng)開(kāi)始了適用于RTM 成型的聚酰亞胺樹(shù)脂及復(fù)合材料的研究，PETI-5 是第一個(gè)樹(shù)脂產(chǎn)品[12-13]，后經(jīng)過(guò)幾次優(yōu)化迭代研制了PETI-330，其成型工藝性和耐溫性均有大幅提升[14]。有報(bào)道稱，羅羅（Rolls-Royce）開(kāi)發(fā)的發(fā)動(dòng)機(jī)中介機(jī)匣和普惠公司的F119 發(fā)動(dòng)機(jī)外涵機(jī)匣，均對(duì)RTM 成型聚酰亞胺復(fù)合材料進(jìn)行了驗(yàn)證，但鮮見(jiàn)成熟應(yīng)用報(bào)道。國(guó)內(nèi)在21 世紀(jì)初也開(kāi)展了RTM 成型聚酰亞胺樹(shù)脂及復(fù)合材料相關(guān)技術(shù)的研究，目前已開(kāi)發(fā)出滿足350 ℃長(zhǎng)期使用的復(fù)合材料體系[4]。本工作以T800 級(jí)碳纖維增強(qiáng)RTM 成型聚酰亞胺復(fù)合材料機(jī)匣安裝邊結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象，開(kāi)展試件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、強(qiáng)度仿真、R 區(qū)超聲無(wú)損檢測(cè)和強(qiáng)度考核實(shí)驗(yàn)研究。

1 實(shí)驗(yàn)材料及方法

1.1 原材料

T800 級(jí)碳纖維（TG800H-6k），山西鋼科碳材料有限公司；適用于RTM 成型的聚酰亞胺樹(shù)脂為北京航空材料研究院自制，該樹(shù)脂在270 ℃左右達(dá)到最低的熔體黏度≤1.0 Pa·s，270 ℃下工藝期≥4 h，固化后的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度Tg≥380 ℃。復(fù)合材料層合板力學(xué)性能見(jiàn)表1。

1.2 試件制備

RTM 工藝成型模具如圖1 所示，設(shè)計(jì)毛坯規(guī)格為一?？煞智? 個(gè)試樣。通過(guò)一臺(tái)50 噸的高溫?zé)釅簷C(jī)給模具加熱、加壓，最高加熱溫度500 ℃；模具預(yù)熱至一定溫度后，通過(guò)高溫注射機(jī)將樹(shù)脂注入模具，注射機(jī)儲(chǔ)料筒最高加熱溫度300 ℃，最大注射壓力3.0 MPa，最大注射流速1400 mL/min。具體制備工藝過(guò)程如下：（1）清理模具，并均勻涂上高溫脫模劑；（2）在下模上鋪貼纖維織物；（3）合上模預(yù)定型，并沿模具邊緣修齊預(yù)制體；（4）模具密封，并用壓機(jī)加壓合模；（5）模具預(yù)熱至（275±10） ℃，并保持抽真空；（6）樹(shù)脂粉末加入注射機(jī)儲(chǔ)料筒，加熱至（275±10） ℃，待全部熔融后，抽真空排氣30 min；（7）將樹(shù)脂注入模具，注射壓力0.8 MPa，注射流速50 mL/min；（8）樹(shù)脂注射完成后，將模具升溫至（365±10） ℃，保溫保壓2 h 完成固化；（9）模具溫度降至室溫后拆模。

1.3 測(cè)試分析

試件超聲C 掃描采用水浸式超聲反射法，檢測(cè)設(shè)備水浸式超聲掃描檢測(cè)系統(tǒng)，2.25 M 水平探頭，水距55 mm，增益為79 dB。圖2 為復(fù)合材料安裝邊轉(zhuǎn)角區(qū)超聲檢測(cè)對(duì)比試樣示意圖，采用與試件相同的鋪層結(jié)構(gòu)和RTM 成型工藝制備復(fù)合材料超聲檢測(cè)對(duì)比試樣，在試樣近上表層、中間層和近下表層分別預(yù)制3 mm、6 mm 和10 mm 的模擬分層缺陷，預(yù)制缺陷采用兩層聚酰亞胺高溫膠帶中間夾兩層脫模布的形式。

試樣顯微分析采用ZW-H3800 型顯微鏡。動(dòng)態(tài)熱機(jī)械分析（DMA）采用NETZSCH DMA242 型熱分析儀，以5 ℃/min 的升溫速率從40 ℃升溫至500 ℃。試件的強(qiáng)度實(shí)驗(yàn)由中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所完成，靜力拉伸和疲勞實(shí)驗(yàn)在同一臺(tái)設(shè)備上進(jìn)行。靜力拉伸實(shí)驗(yàn)采用位移控制的方式，以1 mm/min 的速率加載至試件破壞；疲勞實(shí)驗(yàn)設(shè)定為破壞載荷的25%，加載頻率2～5 Hz，循環(huán)24000 次后，再開(kāi)展剩余強(qiáng)度實(shí)驗(yàn)，以1 mm/min 的速率加載至試件破壞。實(shí)驗(yàn)過(guò)程中采集各點(diǎn)應(yīng)變數(shù)據(jù)，貼片位置如圖3所示，每個(gè)位置分別測(cè)量0°、45°和90°三個(gè)方向的應(yīng)變。

2 結(jié)果與討論

2.1 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

在發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工作中，安裝邊轉(zhuǎn)角區(qū)主要承受軸向的拉升或壓縮載荷。根據(jù)其承載特性，綜合考慮復(fù)合材料鋪層設(shè)計(jì)對(duì)稱性等通用性原則[15]、纖維織物特性和RTM 成型工藝特性等，設(shè)計(jì)復(fù)合材料安裝邊結(jié)構(gòu)試件鋪層結(jié)構(gòu)如表2 所示。碳纖維織物鋪層總計(jì)16 層，采用T800 級(jí)碳纖維單向織物A 和平紋織物B 進(jìn)行鋪貼，固化后單層厚度約0.24 mm，試件上、下表面各增加一層約0.1 mm 厚的玻璃布，轉(zhuǎn)角直角區(qū)域采用碳纖維絲束填塞。

表2 試件鋪層結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)Table 2 Layer structure design of sample

為模擬航空發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料機(jī)匣安裝邊實(shí)際連接裝配情況，設(shè)計(jì)復(fù)合材料安裝邊結(jié)構(gòu)試件如圖4 所示。圖4 左邊部分為復(fù)合材料安裝邊結(jié)構(gòu)試件，右邊部分為鈦合金安裝邊與復(fù)合材料板鉚接件；左、右兩部分的安裝邊通過(guò)3 顆螺栓連接。

2.2 數(shù)值仿真

采用ANSYS Workbench 中的ACP（ANSYS Composite PrePost）模塊對(duì)復(fù)合材料機(jī)匣安裝邊R 角結(jié)構(gòu)試件進(jìn)行有限元仿真分析，有限元模型如圖5（a）所示，包括復(fù)材安裝邊和金屬安裝邊兩部分，因主要關(guān)注復(fù)材安裝邊結(jié)構(gòu)受力情況，故對(duì)金屬安裝邊部分簡(jiǎn)化處理，僅保留金屬支架。在金屬安裝邊鉚釘孔處施加位移約束，在復(fù)合材料安裝邊一端施加單向拉伸載荷，最大應(yīng)變出現(xiàn)在轉(zhuǎn)角處，如圖5（b）所示，表明轉(zhuǎn)角區(qū)為安裝邊結(jié)構(gòu)承受拉伸載荷時(shí)的薄弱區(qū)域。計(jì)算得到破壞載荷為21.7 kN。圖5（c）和（d）分別為計(jì)算提取的“位移-載荷”曲線和“載荷-應(yīng)變”曲線，試件拉伸破壞時(shí)的最大位移約2 mm，試件中心位置沿拉伸方向最大應(yīng)變?yōu)?271 με。

2.3 試件RTM 成型質(zhì)量

試件通過(guò)RTM 工藝注射成型，固化完成后，截取邊緣部分進(jìn)行DMA 測(cè)試，試樣的DMA 曲線如圖6 所示。試件固化后損耗因子峰值溫度（tanδ）為419 ℃，儲(chǔ)能模量拐點(diǎn)為382 ℃，與純聚酰亞胺樹(shù)脂澆注體的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度基本一致，表明復(fù)合材料試件的成型工藝參數(shù)能夠保證樹(shù)脂基體充分固化，繼承了樹(shù)脂基體的高耐熱性。

圖7（a）為復(fù)合材料安裝邊轉(zhuǎn)角區(qū)超聲檢測(cè)對(duì)比試塊的C 掃描圖像，從圖像中可以清晰直觀地看出黑色位置所代表的預(yù)埋分層缺陷，與圖2 相對(duì)應(yīng)。將對(duì)比試塊預(yù)制中間層分層缺陷位置解剖，其橫截面可見(jiàn)明顯的分層，如圖7（c）所示。圖7（b）為典型的具有超聲檢測(cè)異常信號(hào)試件的超聲C 掃描圖像，與圖7（a）相比可知，試件整體內(nèi)部質(zhì)量良好，未出現(xiàn)明顯的分層缺陷，局部藍(lán)色區(qū)域代表異常信號(hào)，可能會(huì)有孔隙缺陷。采用顯微鏡觀察試件超聲C 掃圖像綠色和藍(lán)色區(qū)橫截面，如圖7（d）和（e）所示。試樣檢測(cè)信號(hào)正常區(qū)域（綠色）未見(jiàn)缺陷，檢測(cè)信號(hào)異常區(qū)域（藍(lán)色）存在百微米級(jí)小孔隙，主要集中在近表面和直角填塞區(qū)，主要承載的纖維鋪層區(qū)域未見(jiàn)缺陷，可以認(rèn)為所見(jiàn)孔隙對(duì)試件的承載能力影響不大。

2.4 強(qiáng)度實(shí)驗(yàn)

制備10 件復(fù)合材料機(jī)匣安裝邊結(jié)構(gòu)試件（結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖4），試件編號(hào)為R-1～R-10，其中R-1～R-5 直接進(jìn)行拉伸實(shí)驗(yàn)，試件破壞后，采用超聲波A 掃描對(duì)復(fù)合材料部分進(jìn)行無(wú)損檢測(cè)；R-6～R-10 先進(jìn)行循環(huán)疲勞實(shí)驗(yàn)，疲勞實(shí)驗(yàn)后對(duì)復(fù)合材料部分進(jìn)行一次超聲波A 掃描檢測(cè)；然后再進(jìn)行拉伸實(shí)驗(yàn)，試件破壞后再次對(duì)復(fù)合材料部分進(jìn)行超聲A 掃檢測(cè)。試件兩端通過(guò)上下兩塊轉(zhuǎn)接板夾持，轉(zhuǎn)接板一端與試件采用螺栓連接固定，另一端中間墊一塊墊板并用兩個(gè)螺栓定位，對(duì)中夾持在試驗(yàn)機(jī)上。試件的破壞載荷和破壞模式列于表3。

從表3 數(shù)據(jù)可知，5 件試件（R-1～R-5）拉伸破壞載荷平均值為19.81 kN，與數(shù)值仿真結(jié)果21.7 kN相近，離散系數(shù)為0.65%，試樣破壞形式一致，均為鉚釘破壞，復(fù)合材料安裝邊結(jié)構(gòu)未見(jiàn)損傷。圖8 為靜力拉伸和疲勞實(shí)驗(yàn)典型的位移-載荷和時(shí)間-應(yīng)變曲線。由圖8（a）和（b）看出，拉伸最大位移約2.6 mm，高于仿真計(jì)算結(jié)果2.0 mm；Y1、Y2 和Y3 三個(gè)應(yīng)變測(cè)量點(diǎn)均沿0°方向拉伸應(yīng)變最大，約為1400 με，同樣略高于仿真計(jì)算結(jié)果1271 με。根據(jù)仿真計(jì)算模型，拉伸位移和應(yīng)變實(shí)測(cè)值與數(shù)值仿真結(jié)果的偏差可能是由于計(jì)算模型并未考慮整個(gè)試驗(yàn)機(jī)和夾持工裝系統(tǒng)的位移和應(yīng)變而導(dǎo)致。

表3 強(qiáng)度實(shí)驗(yàn)結(jié)果Table 3 Results of strength test

試件（R-6～R-10）經(jīng)24000 次循環(huán)疲勞實(shí)驗(yàn)后，外觀無(wú)明顯損傷，采用超聲波A 掃描檢測(cè)試件內(nèi)部質(zhì)量，結(jié)果未見(jiàn)異常，隨后進(jìn)行拉伸實(shí)驗(yàn)。拉伸破壞載荷平均值仍為19.94 kN，離散系數(shù)1.01%，5 件試樣鉚釘均破壞，其中有3 件出現(xiàn)了復(fù)合材料安裝邊R 區(qū)分層損傷，其余2 件未見(jiàn)異常。疲勞實(shí)驗(yàn)后，典型的拉伸位移-載荷曲線和時(shí)間-應(yīng)變曲線見(jiàn)圖8（c）和（d）。拉伸最大位移約2.7 mm；Y1、Y2 和Y3 三個(gè)應(yīng)變測(cè)量點(diǎn)均沿0°拉伸方向應(yīng)變最大，約為1250 με。

試件在靜力拉伸和疲勞實(shí)驗(yàn)后再拉伸兩種情況下破壞載荷基本一致，且離散系數(shù)較小，表明RTM 工藝成型的聚酰亞胺復(fù)合材料機(jī)匣安裝邊結(jié)構(gòu)具有良好的承載能力和抗疲勞性能，且成型質(zhì)量均勻穩(wěn)定。所有試件均出現(xiàn)鉚釘破壞，但復(fù)合材料安裝邊結(jié)構(gòu)未出現(xiàn)目視可見(jiàn)損傷，如圖9（a）所示；其中3 件疲勞后拉伸試件超聲檢測(cè)顯示R 區(qū)有分層損傷，圖9（b）為實(shí)驗(yàn)后R 區(qū)的顯微圖像，可見(jiàn)沿層間的分層和裂紋損傷，損傷范圍在毫米級(jí)。據(jù)此可認(rèn)為復(fù)合材料試件的承載能力不低于金屬安裝邊鉚接結(jié)構(gòu)的承載能力，在20 kN 左右試件內(nèi)部會(huì)出現(xiàn)分層損傷，但仍具有承受更高載荷的潛力。

3 結(jié)論

（1）復(fù)合材料安裝邊結(jié)構(gòu)在承受拉伸載荷時(shí)最大應(yīng)變發(fā)生在拐角處，故R 區(qū)是結(jié)構(gòu)受拉伸時(shí)的薄弱區(qū)域，應(yīng)在鋪層設(shè)計(jì)時(shí)優(yōu)化加強(qiáng)。

（2）采用RTM 工藝制備的聚酰亞胺復(fù)合材料機(jī)匣安裝邊R 角結(jié)構(gòu)試件繼承了樹(shù)脂基體的高耐熱性，試件整體內(nèi)部質(zhì)量良好，無(wú)分層、架橋和孔洞缺陷，偶見(jiàn)百微米級(jí)孔隙，主要集中在近表面和填塞區(qū)。

（3）試件的拉伸破壞載荷實(shí)測(cè)值與數(shù)值仿真結(jié)果相近，靜力拉伸和疲勞后再拉伸兩種情況下的破壞載荷基本一致，數(shù)據(jù)之間離散系數(shù)較小，表明采用RTM 工藝制備的聚酰亞胺復(fù)合材料機(jī)匣安裝邊R 角結(jié)構(gòu)具有良好的承載能力和抗疲勞性能，且成型質(zhì)量均勻穩(wěn)定。

（4）拉伸實(shí)驗(yàn)后所有試件的鉚釘均發(fā)生破壞，部分試件復(fù)合材料安裝邊R 區(qū)出現(xiàn)輕微分層，表明采用RTM 工藝制備的聚酰亞胺復(fù)合材料機(jī)匣安裝邊R 角結(jié)構(gòu)承載能力不低于金屬安裝邊鉚接結(jié)構(gòu)的承載能力。