發動機用耐高溫聚酰亞胺樹脂基復合材料的研究進展

包建文， 陳祥寶

(北京航空材料研究院先進復合材料重點實驗室，北京 100095)

高推重比、低油耗和高可靠性是大涵道比渦扇發動機發展的主要目標，戰斗機用小涵道比加力渦扇發動機還提出了隱身的要求。為進一步改善航空發動機性能，有效地提高發動機推重比，國外越來越多地用復合材料取代金屬材料應用在航空發動機上。聚酰亞胺就是含有酰亞胺重復單元的聚合物，若聚合物分子端基為反應性基團，經過化學交聯則形成熱固性聚酰亞胺。熱固性聚酰亞胺活性端基包括降冰片烯、乙炔基、苯乙炔基、氰基、馬來酰胺、苯乙烯、苯丙環丁烯、雙苯撐、異氰酸酯、苯基三氮烯等。其中，最重要和使用最廣泛的熱固性聚酰亞胺是降冰片烯封端聚酰亞胺和苯乙炔封端聚酰亞胺。熱固性聚酰亞胺樹脂基復合材料以其優異的耐熱氧化性能、力學性能、介電性能、良好的耐溶劑性能等，在航空(尤其是航空發動機)、航天等領域得到了廣泛的應用［1］。

經過近四十年的發展，耐高溫樹脂基復合材料已經發展到了耐溫450℃的第四代聚酰亞胺復合材料(表1)，形成了耐溫從280～450℃涵蓋四代的耐高溫樹脂基復合材料體系。

表1 聚酰亞胺樹脂基體的代次Table 1 Four generation polyimides resin matrix

1 降冰片烯酸酐封端聚酰亞胺樹脂復合材料

1.1 PMR-15聚酰亞胺樹脂基體及其復合材料

PMR(Polymerization of Monomer Reactants)型聚酰亞胺源于20世紀70年代，是一種以降冰片烯為封端基的聚酰亞胺預聚物，在固化過程中降冰片烯發生Revers Diels-Alder反應生成熱固性聚酰亞胺［2，3］。P13N就是最早研制的PMR聚酰亞胺樹脂，但其樹脂黏度大，加工困難，使P13N并未得以廣泛應用。在此基礎上，美國NASA Lewis中心的Serafini等人改進了PMR聚酰亞胺復合材料的制備方法［4］，將二酯化的芳香四酸和芳香二胺以及封端劑(5-降冰片烯-2，3-二羧酸單甲酯，NE)溶解在低沸點的醇類溶劑中形成單體混合物的溶液，然后浸漬增強纖維制備預浸料，固化成型。

PMR方法逐漸成為制備熱固性聚酰亞胺復合材料的重要方法之一。經過多年的發展，PMR-15成為PMR型聚酰亞胺樹脂中最成功的產品，逐步形成了以PMR-15為代表的第一代聚酰亞胺樹脂復合材料體系。PMR-15樹脂由 3，3'，4，4'-二苯甲酮四甲酸二甲酯、4，4'-二氨基二苯甲烷(MDA)和5-降冰片烯-2，3-二羧酸單甲酯按摩爾比 2.087∶3.087∶2合成分子量為1500g/mol的聚酰亞胺預聚物(也因此稱之為PMR-15)(圖1)。

在PMR-15聚酰亞胺樹脂及預浸料制備過程中，先將酸酐單體在甲醇中回流反應生成其甲酯，并與MDA的甲醇溶液混合形成濃度約50%的聚酰亞胺樹脂溶液。增強材料浸漬聚酰亞胺樹脂溶液后，溶劑揮發至5%左右時，覆蓋上聚乙烯薄膜，然后裁剪預浸料鋪貼成型。在預浸料中保留5%的溶劑是為了讓預浸料具有一定的黏性，以便預浸料的裁剪與鋪貼。但是，甲醇的沸點很低(64.5℃)，很容易揮發，使PMR-15預浸料黏性的控制非常困難。為了解決預浸料殘留、甲醇易揮發問題，在樹脂溶液中加入適量沸點較高的溶劑(如沸點為 97.4℃的丙醇)［5］。

圖1 PMR-15聚酰亞胺樹脂化學反應過程Fig.1 Synthesis of PMR-15

PMR-15樹脂的反應過程具有以下幾個特點［6，7］:(1)其酰胺酸的生成反應溫度及其熔融溫度低于100℃;(2)其齊聚物的亞胺化反應溫度低于140℃;(3)亞胺化齊聚物的流動溫度范圍為176～254℃，流動溫度取決于PMR-15樹脂的分子量和分子量分布;(4)加成交聯反應溫度為343℃。根據以上特點，將PMR復合材料成型的加壓溫度設置在200℃左右。可見，PMR-15樹脂各反應階段溫度范圍有明顯的界線，這些特點有利于PMR-15復合材料成型工藝的制定，說明PMR-15樹脂具有較寬的成型工藝窗口。

PMR-15聚酰亞胺樹脂是第一個廣泛使用的PMR聚酰亞胺高溫復合材料樹脂，其復合材料具有優異的力學性能及良好的熱氧化穩定性，可在288～316℃使用1000～10000h。PMR-15碳纖維復合材料在335℃老化1000h后，雖然其室溫彎曲強度有所下降，但其在316℃下的彎曲強度反而有所增加，相對保持率也大大提高，如表2所示［8，9］。

表2 PMR-15碳纖維織物復合材料335℃等溫老化后的彎曲強度Table 2 Flexural strength of PMR-15/CF fabric after aging at 335℃

PMR-15碳纖維復合材料已經應用于F404、F414、F110-GE-132、 GE90-115B、 GenX、 F136、JTAGG、BR710和M88-2發動機的外涵機匣，以及CF6發動機芯帽、F119導流葉片、M88噴口調節片、PW4000高壓壓氣機可動葉片、GE90發動機高壓冷卻管、F100發動機尾噴管外調節片、RB211-524渦輪機匣等結構。

1.2 改性PMR聚酰亞胺樹脂基體及其復合材料

盡管獲得廣泛應用，PMR-15復合材料仍然存在一些問題。其中主要是固化成型工藝問題，雖然PMR-15最后固化交聯反應為加成反應，但其酰亞胺化反應為縮合反應，產生大量的低沸點的水和甲醇，導致其復合材料成型壓力大，內部質量可控性差，而亞胺化反應后樹脂的黏度卻很大。同時，在PMR-15中的MDA被高度懷疑具有致癌性，使用的溶劑甲醇和固化釋放的甲醇對環境和操作人員的健康具有很大的危害。因此，不少機構研制了非MDA的PMR型聚酰亞胺樹脂，采用對苯醚二胺、雙酚A二苯醚二胺、對苯二胺等替代 MDA［10～13］，并使用幾乎無毒的乙醇替代甲醇［14］。

作為第一代聚酰亞胺復合材料，其耐熱性尚不能滿足不斷發展的發動機技術的需求。在PMR-15的原理及技術基礎上，各國研究人員研究了大量比PMR-15耐溫更高的復合材料。

PMR-Ⅱ是NASA最早研制的可在371℃下長期使用的第二代PMR聚酰亞胺樹脂，采用熱穩定更好的4，4-(六氟異丙基)雙鄰苯二甲酸二酐(6FDA)和對苯二胺(P-PDA)分別替代PMR-15的BTDA和MDA，封端劑仍為降冰片烯酸酐(NA)［15］。

在PMR-II樹脂體系中，增加預聚物分子量，減少封端劑含量可以提高材料的熱氧化穩定性，但是預聚物分子量增加，樹脂的流動性降低，復合材料成型工藝變差。目前使用最多的預聚物分子量為5000g/mol的樹脂簡稱為PMR-II-50。PMR-II-50樹脂基復合材料在371℃下具有非常優異的熱氧化穩定性，但其復合材料在室溫和高溫下的力學性能不夠理想，需要進一步提高。表3是PMR-II復合材料的力學性能［16］。

表3 PMR-II/C-3000碳布復合材料力學性能Table 3 Mechanical properties of PMR-II/C-3000 fabric composites

Scola等通過改變預聚物分子量的大小和優化樹脂預處理工藝改善PMR-II樹脂基復合材料的成型工藝性能，并通過調節單體的化學結構改善聚酰亞胺樹脂及復合材料的抗熱氧化穩定性［17］。Sutter等［18］對T650-35纖維增強的PMR-II復合材料的熱穩定性和濕熱穩定性研究表明，復合材料在482℃下的拉伸強度損失為20%，而在371℃時損失僅為4.5%。Allred 等［19］采用 M40J和 M60J纖維、脫上漿劑M40J和M60J及其脫漿后再采用其自制的上漿劑處理的纖維制備了PMR-II樹脂基復合材料，復合材料在343℃下的熱穩定性差別很大，纖維經過脫漿后再處理的復合材料的熱氧化穩定性明顯提高，抗濕熱性能也提高。

美國空軍研究中心的AFR-700是另一種在PMR-15基礎上改進的聚酰亞胺樹脂基體，其預聚物的分子量為4400g/mol，預聚物的一端是降冰片烯酸酐封端，另一端為氨基(AFR-700B)或酐基(AFR-700A)(圖2)，高溫下單封端樹脂中一端的氨基和降冰片烯端基的雙鍵發生熱交聯，生成具有共軛結構的化學鍵，這種共軛鍵比飽和的脂肪鍵的剛性更高，使材料的Tg大幅度提高。但是，氨基與降冰片烯雙鍵的交聯需要更高的溫度和更長的時間，使其固化工藝周期比PMR長。AFR-700的化學結構如圖2所示。AFR-700B樹脂比PMR-II具有更好的熔體流動性，工藝性更好，AFR-700B樹脂基復合材料在371℃時具有良好的熱氧化穩定性，Tg達到400℃以上，力學性能優于PMR-II復合材料，在371℃下的剪切強度保持率達到88%(如表4所示)，可在371℃以上溫度長期使用［20］。

圖2 AFR-700聚酰亞胺樹脂基體的化學結構Fig.2 Chemical structure of AFR-700 polyimide resin

表4 AFR-700B與PMR-Ⅱ的耐熱性比較Table 4 Comparison of AFR-700B and PMR-Ⅱ composites properties at 371℃

NASA Glenn研究中心 Chuang等［21］采用側甲基取代聯苯二胺替代MDA合成DMBZ-15聚酰亞胺樹脂，采用與PMR-15樹脂基復合材料類似的加工工藝，制備了T650-35增強的DMBZ-15樹脂基復合材料，復合材料的 Tg(Tanδ)達到了 418℃，可在400℃下長期使用，其耐熱性和耐熱氧化穩定性均明顯高于PMR-15。表5是PMR-15和DMBZ碳纖維復合材料玻璃化溫度數據，表6是T650-35碳纖維織物增強DMBZ-15和PMR-15復合材料力學性能數據。

表5 PMR-15和DMBZ碳纖維復合材料玻璃化溫度比較Table 5 Tgof PMR-15 and DMBZ carbon fiber composites

表6 T650-35碳纖維織物增強DMBZ-15和PMR-15復合材料力學性能［21］Table 6 Mechanical properties of DMBZ-15 and PMR-15 composites reinforced by T650-35 fabric

采用3，4-二胺基二苯醚替代 PMR-15中的MDA，采用與 PMR-15幾乎相同的合成工藝合成RP-46聚酰亞胺樹脂，其避免了使用具有致癌風險的MDA，同時其玻璃化溫度顯著提高，經過合理的固化成型工藝后，其Tg可達394℃。表7是IM7/RP46與IM7/PMR-15復合材料力學性能比較。由于采用3，4-二胺基二苯醚替代MDA，聚酰亞胺復合材料的韌性提高，其復合材料沖擊后的壓縮強度提高了 25%［11］。

表7 IM7/RP46與IM7/PMR-15復合材料力學性能Table 7 Mechanical properties of IM7/RP46 and IM7/PMR-15

總體來說，針對PMR-15聚酰亞胺樹脂的改性主要集中在改進其耐熱性和工藝性。在上述幾種PMR改性聚酰亞胺樹脂體系中，AFR-700B和RP-46樹脂基復合材料具有優異的力學性能、較高的耐熱性和良好的工藝性能。PW公司在研究采用AFR700B聚酰亞胺復合材料制造發動機多用途噴管、F119發動機推力矢量噴管和IHPTET計劃JTDE驗證發動機的球形收斂調節片等。RP-46復合材料也正在考核驗證研究中。PMR-Ⅱ-50復合材料也已應用于發動機導向葉片襯套。

2 苯乙炔基封端聚酰亞胺樹脂基復合材料

乙炔基也是聚酰亞胺樹脂的封端基之一，但是乙炔基封端基的起始交聯溫度約為190～220℃，與聚酰亞胺齊聚物的熔融流動溫度(195～200℃)非常接近，使這類聚酰亞胺樹脂(Thermid)的工藝窗口很窄。針對乙炔基封端聚酰亞胺樹脂的這一問題，和PMR型聚酰亞胺樹脂的成型工藝性較差和耐熱性不能滿足更高使用溫度要求的問題，20世紀90年代，NASA開發了以苯乙炔苯酐(4-PEPA)封端的樹脂基體。苯乙炔基封端聚酰亞胺樹脂相對于PMR聚酰亞胺樹脂，具有以下優點:①樹脂交聯反應溫度高，遠高于樹脂的流動溫度，使樹脂具有較寬的工藝窗口;②固化反應過程中無揮發性產物逸出，使其復合材料孔隙率低;③苯乙炔基的分子結構的熱穩定性高于降冰片烯，使得苯乙炔基封端聚酰亞胺的熱氧化穩定性明顯提高［22～24］。PETI-5是第一個研發成功的苯乙炔基封端聚酰亞胺(PETI)樹脂(圖3)［25］，在此基礎上相繼研究了適合于液態成型工藝的PETI-330，PETI-375，TriA-PI等樹脂，以及適合于熱壓成型的HFPE，AFRPE-4等樹脂。

圖3 PETI-5的單體組成和反應過程Fig.3 Synthesis of PETI-5

2.2 液態成型苯乙炔基封端聚酰亞胺樹脂基體及其復合材料

為了滿足RTM工藝的黏度要求，將PETI-5中的二胺 1，3，3-APB(85%)∶3，4-ODA(15%)調整為1，3，3-APB(75%)∶3，4-ODA(25%)，二酐 4，4-BPDA和封端劑PEPA不變，同時將分子量由5000g/mol降低到750g/mol，其在280℃下保溫2h后的黏度為0.6Pa·s，該樹脂基本可滿足RTM工藝的要求(PETI-RTM)，但其耐熱性較低［26］。

為了進一步提高PETI-RTM樹脂的耐熱性，用剛性更好的二胺1，3，4-APB取代PETI-RTM中的二胺1，3，3-APB，其他單體不變，并維持分子量為750g/mol不變的情況下，樹脂的黏度不變，但該樹脂固化后的玻璃化轉變溫度(Tg)提高了52℃，達到298℃，形成了PETI-298聚酰亞胺樹脂［27］。

但是，PETI-298樹脂的黏度仍然難滿足復雜大尺寸結構的RTM工藝要求，其耐熱性也滿足不了300℃以上的使用溫度要求。因此，在PETI-298樹脂的基礎上，采用非對稱性結構分子量較小、剛性更大的m-PDA取代柔性的3，4-ODA，非對稱結構的α-BPDA替代對稱結構的s-BPDA，保持分子量為750g/mol不變，樹脂固化后的Tg約為330℃(圖 4)［27］。PETI-330 在 280℃ 時黏度達到 0.06～0.09Pa·s，并能維持 2h 以上(圖 5)［28］，可滿足復雜外形高體積含量復合材料RTM成型工藝的要求，也可滿足工藝成本更低的真空輔助樹脂浸滲工藝成型(VARI或 VaRTM)。PETI-330與 PETIRTM和PETI-298相比而言，其黏度降低一個數量級，耐熱性提高40℃。這也說明，在維持分子量不變的情況下，改變二胺的種類以及比例，可以實現降低樹脂黏度的同時提高復合材料的耐熱性能［29，30］。表 8 是 PETI-330 復合材料經熱老化后的室溫和高溫下的力學性能。圖6和圖7是VARI成型復合材料的力學性能［31］。

圖4 PETI-330的單體組成和反應過程Fig.4 Synthesis of PETI-330

圖5 PETI-330聚酰亞胺樹脂的黏溫曲線Fig.5 Viscosity of PETI-330 resins held for 2 hours at 280℃

利用異構聯苯二酐α-BPDA的特性，在PETI-330的基礎上，引入剛性更好的二胺TFMBZ(鄰三氟甲基聯苯二胺)取代m-PDA，該樹脂固化后的玻璃化轉變溫度為375℃［32］。因此，將其命名為PETI-375。表9是 PETI-298、PETI-330 和 PETI-375 樹脂的性能［33］。從表9可以看出，利用異構聯苯二酐3，4-BPDA的特性，將二胺TFMBZ引入樹脂體系后，PETI-375樹脂具有更高的固化后玻璃化轉變溫度，280℃保溫2h后，樹脂的黏度由0.1 Pa·s升高為0.4Pa·s，體現了良好的RTM工藝性和耐熱性能。PETI-375樹脂是目前耐熱性最高的RTM樹脂。表10是PETI-375/T650-8HS(未上漿)復合材料力學性能。

表8 PETI-330復合材料耐環境力學性能Table 8 SBS strength of PETI-330 composites after aging at 315℃

Yakota 等將3，4-ODA 、4，4-ODA 二胺和 3，4-BPDA同時引進到分子鏈上，研究了一系列的新型非對稱、芳香族、無定型的聚酰亞胺(Asymmetric Aromatic Amorphous-PI，TriA-PI)［34～36］。這種新型的 TriA-PI具有優異的工藝性能、高韌性、耐熱和耐氧化性能，可適用于RTM工藝。TriA-PI的玻璃化轉變溫度與PMR-15基本相同，但是其斷裂伸長率大于14%，遠大于PMR-15的1.1%，具有良好的韌性。

表9 PETI-RTM樹脂黏度Table 9 Viscosity of PETI RTMable resin

表10 PETI/T650-8HS(未上漿)復合材料性能Table 10 Properties of PETI/T650-8HS(un-sizing)

2.3 熱壓成型苯乙炔基封端聚酰亞胺樹脂基體及其復合材料

PETI-5是第一個研發成功的苯乙炔基封端聚酰亞胺(PETI)樹脂，由于分子量高，黏度大，它主要適合于熱壓成型工藝。PETI-5樹脂的耐熱性隨分子量增大而有所下降，但熱穩定性較差的封端劑比例降低，其熱氧化穩定性則隨分子量的增加而增加。同時，樹脂的工藝性能因樹脂分子量的增加而下降。熱壓罐成型PETI-5復合材料具有優異的抗沖擊損傷能力，其抗沖擊損傷能力也隨分子量的增大而提高(表11)，PETI-5復合材料可在177℃下長期使用(60000h)［37］。

表11 PETI-5/IM7復合材料沖擊后壓縮強度Table 11 Compressive strength after impact of PETI-5/IM7 composites

由于良好的熱氧化穩定性，苯乙炔基封端劑也被用于耐溫371℃以上聚酰亞胺樹脂的制備。Meyer等使用3-苯乙炔基苯胺代替PMR-II中的NA，制備了PMR型聚酰亞胺的低聚物，樹脂固化后 Tg約 382℃［38］。Chuang 等［39］使用 4-苯乙炔基苯酐封端劑代替PMR-II中的降冰片烯酸酐制備了HFPE聚酰亞胺樹脂(圖7)，HFPE比PMR-Ⅱ具有更好的工藝性和熱氧化穩定性，復合材料具有良好的抗分層和耐熱性能。表12是PMRII-50復合材料與HFPE-50復合材料的力學性能。總體來說，雖然HFPE-50的玻璃化溫度稍遜于PMR-II-50，但其在室溫及315℃的力學性能好于PMR-II-50復合材料。在343℃，HFPE的剪切強度、壓縮強度及開孔壓縮強度等力學性能保持率均在50%以上(表13)，可完全滿足343℃的使用要求［39，40］。

圖7 HFPE聚酰亞胺樹脂的單體結構Fig.7 Monomers of HFPE polyimide resin

表12 HFPE-50/T650-35-8HS復合材料力學性能Table 12 Mechanical properties of HFPE-50/T650-35-8HS composites

在HFPE及PMR-Ⅱ樹脂的基礎上，采用4-苯乙炔苯酐作為封端劑，并采用耐熱性高的2，2-雙(3，4-二甲酸)六氟丙烷二酐單體和其他耐熱改性單體(AFRPE-4的具體化學結構見圖8)，通過單體配比的優化，研制了樹脂重復單元數為4的AFRPE聚酰亞胺樹脂，命名為AFRPE-4。AFRPE-4的玻璃化溫度可達445℃，并可采用溶液輔助RTM工藝制造復合材料構件［41，42］。表14為 AFRPE-4碳纖維復合材料力學性能。

總之，在以苯乙炔苯酐作為封端基的前提下，改變各種二胺和酸酐的化學結構和化學配比，可合成改性PETI系列液態成型和熱壓成型聚酰亞胺樹脂，改善其工藝性、韌性、耐熱性和熱氧化穩定性等［12，13］。

相對PMR復合材料，乙炔基封端聚酰亞胺復合材料屬于更新的復合材料，這類材料尚未大量應用，僅有AFR-PE-4聚酰亞胺復合材料用于制造B-2隱形轟炸機的發動機尾噴管上部的機身尾緣蒙皮。但乙炔基封端聚酰亞胺復合材料已經在美國多個軍工用戶中進行廣泛的考核試驗。隨著考核驗證的完成和PETI聚酰亞胺樹脂原材料成本的不斷降低，乙炔基封端聚酰亞胺復合材料可能會逐步替代PMR型聚酰亞胺復合材料。

表13 HFPE碳纖維復合材料開孔壓縮強度Table 13 Open hole compressive strength of HFPE carbon fiber composites

圖8 AFRPE-4聚酰亞胺樹脂的合成［43］Fig.8 Synthesis of AFRPE-4 resin

表14 AFRPE-4復合材料力學性能［44］Table 14 Mechanical properties of AFRPE-4 carbon fiber composites

3 其他封端聚酰亞胺

降冰片烯酸酐和苯乙炔苯酐是熱固性聚酰亞胺樹脂的主要封端劑，NASA也使用對氨基苯乙烯代替PMR-II中的NA作為封端劑合成了V-CAP-75聚酰亞胺，如圖9所示。由于采用對氨基苯乙烯為封端劑，固化樹脂Tg較PMR-II低，但高于PMR-15。將V-CAP-75在371℃空氣中后固化20h，然后在氮氣中399℃再后固化20h可以得到較高的Tg和良好的力學性能，而在氮氣中399℃后固化40h聚酰亞胺則開始分解，材料的力學性能有所下降。對氨基苯乙烯交聯溫度比較低，交聯反應在130℃左右開始與酰亞胺化的溫度發生重疊，因此工藝窗口很窄，復合材料內部質量較差。但碳纖維增強的V-CAP-75樹脂基復合材料已制備了PLT- 210壓氣機機匣和F-100的分流環［44，45］。

圖9 V-CAP-75樹脂的化學結構Fig.9 Chemical structure of V-CAP-75 resin

4 有機無機雜化耐高溫聚酰亞胺樹脂基體及其復合材料

由于受到C，H，O，N等元素組成的有機化學鍵鍵能的影響，有機聚酰亞胺樹脂的起始熱分解溫度一般都小于500℃，樹脂的玻璃化溫度也很難提高到450℃以上，其長期使用溫度也難以提高到425℃以上。為了突破有機聚酰亞胺樹脂的這些局限性，并保持聚酰亞胺樹脂的工藝性，研究人員開始研究有機無機雜化聚酰亞胺樹脂［47］。

在美國小企業技術轉移計劃(Small Business Technology Transfer，STTR)的支持下，發展了第四代耐溫450℃的有機無機雜化聚酰亞胺復合材料樹脂基體［48］。通常情況下，將硅烷、硅氧烷或碳硼烷等具有無機特性的結構引入聚酰亞胺分子鏈，以提高聚酰亞胺樹脂的熱分解溫度、玻璃化轉變溫度和電性能等［49］。目前，主要有兩種方法將硅烷引入聚酰亞胺分子。一是將氨基丙烯封端的硅氧烷與酸酐單體反應，使硅氧烷鏈段引入聚酰亞胺分子骨架中;二是將甲氧基或乙氧基硅烷封端的聚酰亞胺齊聚體水解并縮合交聯，從而合成含硅的有機無機雜化聚酰亞胺樹脂［50］。Lee［51］合成了含POSS結構的聚酰亞胺樹脂，并將這種具有籠狀結構的聚酰亞胺樹脂添加(3%)到常規的有機聚酰亞胺(HFPE-II-52)中，樹脂的熱分解溫度即提高了100℃以上。

目前，第四代有機無機雜化聚酰亞胺樹脂的研究剛剛開始，其中只有P2SI 900HT初步形成了材料牌號，其基本化學結構如圖10所示。其玻璃化溫度高達489℃(Tanδ)(表19)，可在425℃以上長期使用，可在815℃下短時使用。表16是P2SI 900HT復合材料的力學性能［52］。

圖10 P2SI 900HT化學結構Fig.10 Chemical structure of P2SI 900HT polyimide resin

表15 P2SI 900HT樹脂的物理性能Table 15 Physical properties of P2SI 900HT resin

表16 P2SI 900HT復合材料的力學性能Table 16 Mechanical properties of P2SI 900HT composites

5 結束語

經過幾十年的發展，國外已經形成了涵蓋280～450℃使用溫度范圍的系列化的四代聚酰亞胺樹脂基復合材料，第一、二代已廣泛應用，第三代已通過考核驗證。但我國聚酰亞胺復合材料的應用非常有限，僅有第一代聚酰亞胺復合材料小批量應用于發動機外涵道，遠未形成完整的材料與工藝技術體系。我國聚酰亞胺復合材料尚需按代次系列化發展，以滿足航空發動機的發展需求，并應重點關注以下幾方面的研究:熱固性聚酰亞胺關鍵單體合成制備;耐高溫聚酰亞胺樹脂的合成制備與其復合材料固化成型工藝原理基礎;聚酰亞胺樹脂復合材料低成本成型技術;耐高溫高韌性聚酰亞胺復合材料;超高溫有機無機雜化樹脂基復合材料等。

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