司誠 張亮 余晶晶 肖光明

摘要：采用層間涂層法+模壓工藝制備了航空零部件用預浸料層合板，研究了BN 含量對預浸料層合板物相組成、顯微組織、導熱和力學性能的影響。結果表明，預浸料層間涂層有良好結晶性，C、O、N 和B 元素都在層間樹脂中均勻分布，未見明顯偏聚現(xiàn)象。添加BN的預浸料層合板的導熱系數(shù)都高于未添加BN 的預浸料層合板，且溫度越高，相同BN 含量下預浸料層合板的導熱系數(shù)越大。添加BN的預浸料層合板的固化反應起始溫度、峰值溫度和結束溫度都高于未添加BN 的預浸料層合板，且添加7%BN時預浸料層合板的峰值溫度和結束溫度最高。隨著BN 含量增加，預浸料層合板的彎曲強度和沖擊強度先增加后減小，在BN 質(zhì)量分數(shù)為7%時取得最大值。

關鍵詞：碳纖維復合材料；預浸料層合板；BN含量；導熱性能；力學性能

中圖分類號：V250.3；TQ342+.742???? 文獻標志碼：A????????? 文章編號：1001-5922（2023）03-0086-04

Application of carbon fiber composite prepreg in aviation parts

SI Cheng，ZHANG Liang，YU Jingjing，XIAO Guangming

（AVIC Xi an Aircraft Industry Group Co.，Ltd.，Xi an 710089，China）

Abstract： Prepreg laminates with different BN contents were prepared by interlayer coating method and molding? process. The effects of BN content on the phase composition，microstructure，thermal conductivity and mechanical? properties of prepreg laminates were studied. The results showed that the interlayer coating of prepreg hadgoodcrys- tallinity，and the elements C，O，N and Bwereuniformly distributed in the interlayer resin，without obvious segrega- tion. The thermal conductivity of prepreg laminates with BN was higher than that of prepreg laminates without BN， and the higher the temperature was，the greater the thermal conductivity of prepreg laminates with the same BN con- tent was.The starting temperature，peak temperature and end temperature of curing reaction of prepreg laminates? with BN addition were higher than those of prepreg laminates without BN addition，and the peak temperature and? end temperature of prepreg laminates with 7% BN addition were the highest. With the increase of BN content，the? flexural strength and impact strength of prepreg laminates first increased and then decreased，and reached the maxi- mum when the BN content was 7%.

Keywords： carbon fiber composite；prepreg laminates；BN content；thermal conductivity；mechanical property

碳纖維/環(huán)氧樹脂（CF/EP）復合材料預浸料在航空航天領域一直都有著廣泛應用，這主要是因為碳纖維復合材料預浸料層合板有著質(zhì)量輕、比強度高、彈性模量高等優(yōu)點[1]，尤其是隨著近年來航空航天事業(yè)的快速發(fā)展和對復合材料應用需求的提高，越來越多的零部件逐漸向碳纖維復合材料預浸料演變，由此也給碳纖維復合材料預浸料的質(zhì)量提出了更高的要求[2-3]。對于航空零件用碳纖維復合材料預浸料，由于服役過程中需要經(jīng)歷高溫、輻射等異常復雜環(huán)境[4]，因此，碳纖維復合材料預浸料需要具有良好的導熱性能、力學性能等，而傳統(tǒng)的碳纖維復合材料預浸料雖然在一定程度上能夠滿足使用要求，但是由于導熱系數(shù)相對較低等仍然限制了其應用，需要對預浸料層合板進行改性處理[5-9]。通過在航空零部件用預浸料層間涂抹導熱系數(shù)較高的導熱材料，采用模壓成形工藝制備了航空零部件用碳纖維復合材料預浸料層間板，并考察了氮化硼（BN）含量對層合板導熱性能、力學性能的影響，結果有助于航空零部件用高性能碳纖維復合材料預浸料層間板的開發(fā)與應用。

1 材料與方法

試驗原料包括 USN20000型碳纖維/環(huán)氧樹脂（厚度0.2 mm、纖維單位面積150 g/m2、拉伸強度113 MPa、彈性模量219 GPa）、純度99%BN、KH550型硅烷偶聯(lián)劑、自制去離子水。

以體積比1∶4∶35的比例將硅烷偶聯(lián)劑、酒精和去離子水混合均勻后，加入到磁力攪拌機中進行38℃、30 min攪拌處理，然后加入一定含量的BN粉末，升溫至58℃攪拌30 min制成懸濁液。將帶有BN 粉末的懸濁液用軟毛刷涂抹在預浸料表面，采用模壓工藝制作航空零部件用預浸料層合板[10]，固化工藝為128℃/1 h+155℃/0.5 h、壓力為5 MPa。

物相分析采用德國D8 ADVANCE X射線衍射儀進行分析，銅靶 Kα輻射，掃描速度2°/min；采用 JSM-6800型掃描電鏡觀察顯微形貌、斷口形貌，并用附帶能譜儀進行元素成分測試[11]；采用NETZSCH激光法導熱分析儀LFA 427進行熱擴散系數(shù)和導熱系數(shù)測試；采用 DSC-750L差示掃描量熱儀進行熱重分析-差熱分析測試[12]；采用Olymplus GX51型光學顯微鏡進行組織觀察；采用MTS-809型萬能材料試驗機進行彎曲強度測試[13]，結果為5組試樣平均值；采用XJJ-5型沖擊試驗機測試無缺口室溫沖擊強度，結果為5組試樣平均值。

2 結果與分析

圖1為航空零部件用預浸料層間涂層的X射線衍射圖譜。

從圖1可以看出，預浸料層間涂層XRD圖譜中可見較為尖銳的衍射峰，分別位于（002）、（100）、（101）、（102）和（004）晶面，未見非晶饅頭峰出現(xiàn)，表明預浸料層間涂層有良好結晶性[14]。

圖2為航空零部件用預浸料層間涂層的能譜分析和元素面掃描。

從圖2可以看出，預浸料層間涂層主要含有 C、 O、N和B元素，質(zhì)量分數(shù)分別為50.94%、7.8%、25.96%和15.3%；從元素面掃描分析結果看，C、O、N和B元素都在層間樹脂中均勻分布，未見明顯偏聚現(xiàn)象。

圖3為航空零部件用預浸料層合板的顯微形貌，分別列出了平行纖維方向和垂直纖維方向層合板的顯微形貌。

從圖3（a）、（b）對比分析可知，無論是平行纖維方向，還是垂直纖維方向，BN顆粒都呈現(xiàn)均勻分布在預浸料里的特征，且整個預浸料層合板較為致密，未見異常氣孔、裂紋等缺陷存在。選取20個BN涂層進行厚度測量[15-16]，結果表明其平均厚度為35μm。

圖4為航空零部件用預浸料層合板的熱擴散率和導熱系數(shù)。

從圖4（a）、（b）熱擴散率測試結果看，隨著BN質(zhì)量分數(shù)增加，預浸料層合板的熱擴散率先增加后減小，在BN質(zhì)量分數(shù)為7%時取得最大值，繼續(xù)增加BN 質(zhì)量分數(shù)預浸料層合板的熱擴散率反而減??；此外，添加BN的預浸料層合板的熱擴散率都高于未添加 BN的預浸料層合板，且溫度越高，相同BN質(zhì)量分數(shù)下預浸料層合板的熱擴散率越小。從導熱系數(shù)測試結果看，隨著BN質(zhì)量分數(shù)增加，預浸料層合板的導熱系數(shù)先增加后減小，在BN質(zhì)量分數(shù)為7%時取得最大值，繼續(xù)增加BN質(zhì)量分數(shù)預浸料層合板的導熱系數(shù)反而減?。淮送?，添加BN的預浸料層合板的導熱系數(shù)都高于未添加BN的預浸料層合板，且溫度越高，相同BN質(zhì)量分數(shù)下預浸料層合板的導熱系數(shù)越大。整體而言，隨著BN質(zhì)量分數(shù)增加，預浸料層合板的熱擴散率和導熱系數(shù)隨著BN質(zhì)量分數(shù)的變化趨勢基本相同。

表1為航空零部件用預浸料層合板的熱重分析-差熱分析結果。從熱降解角度看，未添加BN的預浸料層合板的起始溫度、峰值溫度和結束溫度分別為371、431和804℃ ， 當添加7%BN時預浸料層合板的起始溫度、峰值溫度和結束溫度分別為376、431和801℃;當添加10%BN時預浸料層合板的起始溫度、峰值溫度和結束溫度分別為381、430和803℃;從固化反應角度看，未添加BN的預浸料層合板的起始溫度、峰值溫度和結束溫度分別為156、173和185℃ ， 當添加7%BN時，預浸料層合板的起始溫度、峰值溫度和結束溫度分別為166、181和191℃ ， 當添加10% BN時預浸料層合板的起始溫度、峰值溫度和結束溫度分別為169、179和189℃。對比分析可知，添加BN 的預浸料層合板的熱降解起始溫度高于未添加BN 的預浸料層合板，而峰值溫度和結束溫度低于未添加BN的預浸料層合板；添加BN的預浸料層合板的固化反應起始溫度、峰值溫度和結束溫度都高于未添加BN的預浸料層合板，且添加7%BN時預浸料層合板的峰值溫度和結束溫度最高。

表2為航空零部件用預浸料層合板的彎曲強度和沖擊強度測試結果。當 BN質(zhì)量分數(shù)分別為0%、3%、5%、7%和10%時，預浸料層合板的彎曲強度分別為1378、1210、1323、1346和1283 MPa，沖擊強度分別為195、215、220、225和180 MPa?？梢?，添加 BN的預浸料層合板的彎曲強度都低于未添加BN的預浸料層合板的彎曲強度，且隨著 BN 質(zhì)量分數(shù)增加，預浸料層合板的彎曲強度先增加后減小，在BN 質(zhì)量分數(shù)為7%時取得最大值；添加BN的預浸料層合板的沖擊強度都低于未添加 BN 的預浸料層合板，且隨著BN質(zhì)量分數(shù)增加，預浸料層合板的沖擊強度先增加后減小，在BN質(zhì)量分數(shù)為7%時取得最大值。

圖5為航空零部件用預浸料層合板的裂紋擴展形貌。對于未添加BN的預浸料層合板，沖擊斷口較為平整，呈現(xiàn)脆性斷裂的特征；而添加7%BN的預浸料層合板，在層合板截面可以觀察到裂紋斜向擴展的特征，這主要是因為 BN顆粒均勻分散在層合板中，可以起到抑制裂紋擴展的作用，在沖擊過程中有助于吸收更多的能力而提高沖擊強度[17-19]。航空零部件用預浸料層合板的沖擊斷口中裂紋形貌觀察結果與表2的測試結果相吻合。

3 結語

（1）隨著BN質(zhì)量分數(shù)增加，航空零部件用預浸料層合板的熱擴散率先增加后減小，在BN質(zhì)量分數(shù)為7%時取得最大值，繼續(xù)增加BN質(zhì)量分數(shù)預浸料層合板的熱擴散率反而減??；添加BN的預浸料層合板的熱擴散率都高于未添加BN的預浸料層合板，且溫度越高，相同BN質(zhì)量分數(shù)下預浸料層合板的熱擴散率越小。隨著BN質(zhì)量分數(shù)增加，預浸料層合板的導熱系數(shù)先增加后減小，在BN質(zhì)量分數(shù)為7%時取得最大值，繼續(xù)增加 BN質(zhì)量分數(shù)預浸料層合板的導熱系數(shù)反而減??；添加 BN的預浸料層合板的導熱系數(shù)都高于未添加 BN的預浸料層合板，且溫度越高，相同 BN質(zhì)量分數(shù)下預浸料層合板的導熱系數(shù)越大；

（2）添加BN的預浸料層合板的熱降解起始溫度高于未添加BN的預浸料層合板，而峰值溫度和結束溫度低于未添加 BN 的預浸料層合板；添加 BN 的預浸料層合板的固化反應起始溫度、峰值溫度和結束溫度都高于未添加 BN的預浸料層合板，且添加7%BN 時預浸料層合板的峰值溫度和結束溫度最高；

（3）當 BN 質(zhì)量分數(shù)分別為0%、3%、5%、7%和10%時，航空零部件用預浸料層合板的彎曲強度分別為1378、1210、1323、1346和1283 MPa，沖擊強度分別為195、215、220、225和180 MPa。

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