纖維復合材料的無紡布層間增韌性研究

沈躍風，胡美群

（禾欣可樂麗超纖皮（嘉興）有限公司，浙江嘉興 314003）

纖維復合材料的無紡布層間增韌性研究

沈躍風，胡美群

（禾欣可樂麗超纖皮（嘉興）有限公司，浙江嘉興 314003）

隨著我國快速發展的材料研究，復合材料受到各方面廣泛關注，尤其是在航空等高新科技領域應用愈加廣泛。其中較為突出的CFRP材料，即碳纖維增強樹脂基復合材料因其特殊的優勢，在航空航天器應用上，得到了大量應用，以其輕量化、強度高等優點，降低了燃油成本。在改善材料層間結構方面，由于層間力學性能和纖維鋪層性能較為薄弱，出現分層損傷概率較大，會降低整體材料的力學性能。為改善這種局面，可以引入離位增韌技術，采用尼龍無紡布（PNF）作為增韌層，可大幅度增強復合材料的韌性。

纖維復合材料；無紡布；增韌性

1 無紡布層間增韌性研究

1.1 無紡布層增韌性

1.1.1 靜電紡絲技術

PEK-C、PSF及PA-66納米纖維無紡布可以通過靜電紡絲技術獲得，這些材料可大幅增強復合材料的斷裂韌性。但在復合材料面內引入PEK-C容易導致力學性能下降。為改善上述缺點，近年來針對納米纖維無紡布的研究逐漸成為了熱點。該材料具備高孔隙率、整體性和連續性等特征，便于樹脂的流動浸漬。

1.1.2 紡黏法

紡黏法可以用來紡織尼龍無紡布。尼龍無紡布是增韌材料首要選擇。在復合材料層間引入改材料可以形成一種非反應的熱固一熱塑雙連續結構，不僅可以增強復合材料層間韌性，還可以防止出現溶解帶來的問題。對技術制備來說，北京航空材料研究院提出了一種層間“離位”增韌液態成型技術，與常用的預浸料熱壓罐工藝相比較，這種技術實現了CFRP復合材料制備技術的升級式發展，大幅度增強了復合材料層間韌性和制備工藝。

1.2 無紡布層增韌性機理

Hojo等采用掃描電子顯微鏡及光學顯微鏡研究了不同的增韌機理。在不同增韌劑環境條件下，獲得試驗環境內的裂紋路徑變化情況。與傳統的薄膜增韌法相比較，因為較為光滑的薄膜表面，導致纖維與樹脂層間的韌性較差，在純樹脂部位極易產生開裂現象。對于沒有進行增韌的纖維樹脂層間，由于該部位力學性能不強，導致該出萌生的裂紋持續變化并增長。在裂紋增長過程中，在層間纖維表面約束力作用之下，不會開裂擴散。

1.3 尼龍無紡布成型過程

尼龍無紡布由紡黏法制備而成，與傳統插層增韌原理相比較，該方法可以深入層間樹脂內部伸出，有效搭接纖維束，在纖維樹脂層間構成PNF樹脂層、CF與PNF界面的共同增韌部位，有效提高復合材料的層間韌性，提高復合材料的各項力學性能。在載荷影響作用之下，B型內部的裂縫較多位于PNF夾層及CF與PNF界面部位。A型內部裂紋較多出現在PNF樹脂夾層。

2 纖維復合材料的無紡布層間增韌性研究

2.1 A型復合材料雙懸臂梁彎曲試驗

2.1.1 試驗規范

參照國家標準GB/T1843—2008《懸臂梁沖擊強度的測定》進行A型復合材料的雙懸臂梁彎曲試驗。

2.1.2 試驗材料和設備

采用CMT4204材料試驗機研究CFRP的A型層間雙懸臂梁彎曲性能，試驗設備有試驗機、測微計、量規、模塑和擠塑材料。

2.1.3 試驗過程

通過使用CMT 4204型材料試驗機對預制裂紋端上下表面黏接的鉸鏈加載。試驗采用位移控制的加載方式，加載速率為2mm/min。在擴展裂紋約20mm時，加載停止并回車，記錄此時的載荷位移曲線及裂紋長度αi。然后，位移載荷繼續施加，當產生新的裂紋約10mm時，卸載。重復上述步驟直到裂紋擴展總長度達到100mm。試驗結果有效的標準是裂紋長度αi值位于45～100mm。

計算A型無紡布層間斷裂韌性公式如下所示：

公式（1）中：m為每個試樣的柔度曲線擬合系數；pi為加載最大載荷，i=1，2，…n；δi為位移距離，i=1，2，…n；αi為加載前的裂紋長度，i=1，2，…n。由此可得：

公式（2）中：k為有效測量單個試樣結果個數，Qi=pi/δi計算A型斷裂韌性結果如圖1所示：

2.1.4 試驗證明與分析

如圖1所示，在復合材料層中引入尼龍無紡布離位增韌層，可大幅提高復合材料層間韌性。尼龍無紡布層增韌性的較大程度增強了A型復合材料斷裂韌性能與載荷承載性能。通過采用該增韌手段，A型材料的GAC從321.1J/m2提高到670.9J/ m2，與此同時A型斷裂的峰值載荷從75.38N增加到98.54N。

圖1 試樣GAC試驗結果

2.2 B型復合材料切口韌性試驗

2.2.1 試驗規范

參照國家標準GB/T2358-1994《裂紋尖端張開位移試驗方法》進行B型復合材料的斷裂韌性試驗。裂紋尖端張開位移試驗法（CTOD）采用三點彎曲測試試樣的變形幾何關系。

2.2.2 試驗材料和設備

采用CMT4204材料試驗機研究CFRP的B型層間斷裂韌性，試驗設備有試驗機、刀口、夾式電子引伸計。

2.2.3 試驗過程

在0°的單向板內，B型層間斷裂韌性（GBC）是滑移型層間裂紋若纖維方向擴展的臨界能量釋放率。在在兩個跨距為100mm水平支座上放置試樣，左支座距預制裂紋端15mm，距離另一端右支座25mm。支座與試樣的接觸面為圓柱形，加載頭位于兩支座中間。通過控制位移加載方式，加載速率是2mm/min，設置試驗結束的條件為定力衰減40%。

計算B型斷裂韌性如公式（3）所示：

圖2 試樣GBC試驗結果

2.2.4 試驗結果與分析

CFRP的B型層間斷裂韌性的計算結果如圖2所示。尼龍無紡布層增韌性的較大程度增強了B型復合材料斷裂韌性能與載荷承載性能。通過該種增韌手段，CFRP的B型層間斷裂韌性GBC從1 293.0J/m2增加到3 945.0J/m2，峰值載荷從1 292.84N提高到2 349.61N。

[1] 朱國偉.纖維復合材料的無紡布層間增韌分析[D].濟南：山東大學，2013.

[2] 張朋，劉剛，胡曉蘭，等.結構化增韌層增韌RTM復合材料性能[J/ OL].復合材料學報，2012，（4）.

S t u d y o n T e n s i l e T o u g h n e s s o f N o n-w o v e n F a b r i c s o f F i b e r C o mp o s i t e s

Shen Yue-feng，Hu Mei-qun

With the rapid development of materials in China，composite materials are widely concerned by all aspects，especially in aviation and other high and new technology applications more widely.Among them，the more prominent CFRP materials，namely carbon fi ber reinforced resin matrix composites，have been widely used in aerospace applications because of their special advantages，and have the advantages of light weight and high strength，which reduces the fuel cost.In improving the interlayer structure of the material，due to the interlayer mechanical properties and fi ber laying performance is relatively weak，there is a greater probability of stratif i cation damage，will reduce the overall mechanical properties of the material.To improve this situation，can be introduced from the toughening technology，the use of nylon non-woven（PNF）as a toughening layer，can greatly enhance the toughness of composite materials.

f i ber composite material；nonwoven fabric；toughening property

TB33

B

1003-6490（2017）08-0068-02

2017-06-06

沈躍風（1981—），男，浙江海鹽人，工程師，主要研究方向為超細纖維皮革的研究與應用。