先進樹脂基復合材料簡介

先進樹脂基復合材料是以有機高分子材料為基體、高性能連續纖維為增強材料、通過復合工藝制備而成,具有明顯優于原組分性能的一類新型材料[1-2]。目前廣泛應用的先進樹脂基復合材料主要包括高性能連續纖維增強環氧、雙馬和聚酰亞胺復合材料。先進樹脂基復合材料具有高比強度和比模量、抗疲勞、耐腐蝕、可設計性強、便于大面積整體成型以及具有特殊電磁性能等特點,已經成為繼鋁合金、鈦合金和鋼之后的最重要航空結構材料之一[3] 。先進樹脂基復合材料在飛機上的應用,可以實現15%～30%減重效益,這是使用其它材料所不能實現的。因此,先進樹脂基復合材料的用量已經成為航空結構先進性的表現。圖1 為復合樹脂模具和鋁合金、鈦合金等輕質金屬材料的比強度和比模量。

圖1　先進樹脂基復合材料和輕質金屬材料的比強度和比模量

玻璃纖維(GF)、碳纖維(CF)、玄武巖纖維(BF)以及芳給纖維(AF)是最常見的纖維品種。各種增強纖維各有優點,可以根據不同場合的需要選擇合適的纖維或者混雜纖維進行增強,賦予材料優良的力學性能以及不同的功能。表1是各種增強纖維常見性能的比較。

表1 各種增強纖維常見性能的比較

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纖維增強樹脂基復合材料的增強機理

纖維增強樹脂基復合材料的復合不是簡單的將各種組分材料組合在一起,而是一種包括了化學的、物理的、力學的、甚至生物的相互作用的復雜結合程[4]。對于短纖維增強復合材料的增強機理,首先要了解應力傳遞理論。

因為復合材料在受力時,所受載荷或外力一般都應是直接作用在基體上,然后再過一定的方式傳遞到纖維上,使纖維承受載荷。與長纖維的增強相比較,短纖維所具有的末端效應不可忽略, 如纖維各個部分受力不均,變形不均勻。

從微觀上看,基體相和纖維相的彈性模量不同。如果當所受到的外力與纖維方向平行時,基體的變形量將大于纖維的變性量,原因是,一般的纖維的彈性模量(Ef)大于基體的彈性模量(Em) 。當基體相與纖維相結合程度非常緊密時,纖維將抑制基體產生過大變形,于是,在基體與之纖維之間形成的界面層部分便出現了剪切應變和剪切應力,并且,將載荷合理分配在基體和纖維這兩種組分上。

纖維通過界面層,沿著纖維軸向的剪切應力來傳遞載荷,這會受到比在基體中傳遞時的更大拉伸應力,這就是纖維能達到增強基體的原因。在沿軸向的末端部分和中間部分,因纖維限制基體的過度變形條件不相同,所以基體的各部分變形呈現不同的狀態,不存在長纖維增強復合材料在受力時的等應變條件,因此,界面處的剪切應力,在沿纖維方向各處呈現出大小不一。

增強相材料一般具有強結合鍵。對于硬質材料,如陶瓷、玻璃等,因其內部常含裂紋,易斷裂,脆性較強,所以,不能較好的發揮結合鍵較強的特點。如果把這些硬質材料制成具有一定長度的、細長的纖維,則裂紋的出現幾率及其長度,都會因纖維具有較小的尺寸而有所下降,而且,脆性和強度都會因此而改善。

另外,增強纖維的表面會因有基體的保護,而不易損傷,甚至在受載時,裂紋也較難產生,所以復合材料的承載能力會得到明顯提高。當受到較大應力作用時,復合材料中某些已有裂紋產生的纖維可能會因此而斷裂,但對于朝性或塑性較好的基體材料,裂紋的發展可以被防止。復合材料在受力發生斷裂后,其斷裂面常常并不處在同一平面,因此,若使復合材料發生斷裂,則須將大量纖維絲從基體中拔出才可, 這就需克服掉纖維與基體間的粘結力,即界面結合力。所以,復合材料的斷裂強度明顯被增強。

特定工程工業對材料的目標要求,可以通過選擇正確的復合材料的組分和生產制備工藝來設計制備所需要的復合材料。目前航空航天領域復合樹脂模具主要成型工藝包括:熱壓罐成型技術、RTM成形技術、纏繞成型技術、拉擠成型技術、熱壓成型技術、自動鋪放技術等。本文將詳細介紹RTM成型技術。