縫紉泡沫夾心復合材料的制備及力學性能表征

田 桂

（上?？臻g推進研究所，上海201112）

0 引言

復合材料具有很多優(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，使得復合材料在航空航天工業(yè)上得到了廣泛的應用，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)復合材料。傳統(tǒng)的夾芯結(jié)構(gòu)復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用[5-6]。

縫紉增強泡沫夾芯結(jié)構(gòu)復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合材料的優(yōu)點外，還具有超輕、保溫及抗進水性能等優(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)復合材料是紡織復合材料的一種，其預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]。縫紉復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：縫紉復合材料單層板開始分層破壞時，Ⅰ型應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)值模擬表明一些復合材料通過縫紉工藝也可以提高在Ⅱ型載荷（切應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合材料的橫向楊氏模量[8]。由于縫紉復合材料具有較高的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，所以縫紉復合材料比未縫紉的復合材料具有較高的沖擊力學性能，尤其是沖擊后的壓縮性能?？p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，縫紉復合材料在航天航空工業(yè)具有廣闊的應用前景[10]。本文通過自行設計的模具，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)復合材料，并且對其力學性能進行了試驗和研究。

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)的方式預先排出RTM注射機中的空氣，時間大約為10 min。將已配好促進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性能

2.1 三點彎曲試驗

參照國標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?。?，夾芯結(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)復合材料，其力學性能有較大幅度的提高，能有效地提高復合材料的抗剝離，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)復合材料，對其力學性能進行了試驗和研究，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)復合材料具有較高的可設計性，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性能。

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