一種VARI工藝成型用樹脂及其復合材料的研究

梁鳳飛，金 迪，何 勇

(中航西飛民用飛機有限責任公司 工程技術中心，西安 710089)

0 引言

復合材料的比強度、比剛度大，結構可設計性強，能有效地減輕結構重量、提高結構效率，同時具有良好的耐腐蝕性能和抗疲勞性能，可降低飛機結構的維護成本[1]，在飛機上的應用越來越廣[2]。在復合材料總成本中，制造成本約占60%～70%[3]。目前飛機結構使用的復合材料構件大多采用熱壓罐成型工藝，該工藝居高不下的制造成本制約了復合材料在船舶、汽車、建筑等領域的應用。因此，復合材料的低成本應用，已經成為新一代復合材料的發展方向[4]。近年來，真空輔助樹脂滲透成型(VARI)作為一種典型的高性能、低成本的液體成型工藝，已廣泛應用于飛機復合材料零件制造，被認為是最有發展潛力的復合材料低成本制造工藝之一[5]。

VARI工藝是將按照結構和性能要求制備好的纖維預成型體放置在模具上，在真空作用下使液態樹脂在預成型體內流動，浸潤纖維，并在相應的工藝溫度條件下固化成一定纖維/樹脂比例復合材料的成型工藝方法[6]，工藝過程如圖1所示。

圖1 VARI成型工藝過程示意圖

與傳統的熱壓罐工藝及RTM工藝相比，VARI工藝優點主要體現在：

首先，無需熱壓罐的投入，僅需要一個單面的剛性模具用來放置纖維增強體，簡化了模具，設備投入及制造成本較低；

其次，不受熱壓罐尺寸的限制，VARI工藝更適合成型大厚度、大尺寸的制件，產品的纖維含量高，孔隙率低(孔隙率是目前所有復合材料成型工藝中最低的)；

第三，大大降低能源消耗及有害氣體(VOC)的排放；

最后，VARI工藝可設計性好，可以進行縫合、編織等，實現復雜結構的整體成型。

本文以某型飛機擾流板VARI成型工藝所選用的環氧樹脂RTM6-2及碳纖維緞紋織物G0926為載體，研究了樹脂體系的固化特性，并運用VARI成型工藝，制作了復合材料層合板結構，研究了復合材料的性能。

1 試驗材料及試驗設備

試驗所用主要原材料如表1所示，試驗所用設備如表2所示。

表1 試驗材料

表2 試驗設備

2 實驗結果與分析

由于工藝過程的特殊性，VARI工藝對所用樹脂體系有著特定的要求：首先，樹脂在對應施工溫度范圍下有一定的粘度，最佳粘度范圍為100～300mPa·s；其次，樹脂凝膠前的低粘度持續時間要長，保證施工者有充裕操作時間；此外，對于在高溫環境下使用的制件，樹脂需有較高的玻璃化轉變溫度(Tg)[7]。基于此，對RTM6-2樹脂體系及其復合材料展開以下研究：

2.1 樹脂粘度研究

樹脂粘度是樹脂實際使用過程中的重要指標之一，對工藝操作有重要影響。按照ASTM D 4287試驗方法，采用旋轉粘度計，分別在80±2℃、100±2℃、120±2℃、140±2℃、160±2℃、180±2℃條件下測試樹脂體系的粘度變化，得到樹脂體系的粘度-時間曲線(見圖2)。

圖2 樹脂粘度研究

由圖2可見，在80℃、100℃、120℃條件下，樹脂粘度在100min內基本保持不變，處于平臺區；在140℃條件下，粘度平臺可持續60min；160℃條件下，30min內粘度基本不變，30min后粘度迅速上升；180℃條件下，15min內，粘度基本不變。體系粘度急劇上升，表示樹脂開始凝膠，該時間即為樹脂體系在該溫度下的凝膠時間。凝膠時間是重要的工藝參數。在凝膠之前，樹脂具有流動性，可以進行澆注、浸潤等。凝膠后，樹脂分子量迅速上升，形成三維網絡結構致使分子運動能力降低，喪失工藝操作性能。綜合考慮樹脂粘度及凝膠時間，確定樹脂的工藝操作溫度為100±10℃。

2.2 適用期

所謂適用期，就是指環氧樹脂加入固化劑時起至不能使用時止的時間。試驗過程中將環氧樹脂的粘度較起始粘度增加一倍的時間定義為適用期。按照GB/T7123.1-2002方法，工藝溫度設定為100℃，采用旋轉粘度計，測試不同時間(20、40、60、80、100、120min)的樹脂體系的粘度，繪制粘度-溫度-時間曲線(見圖3)，計算樹脂的適用期。

圖3 樹脂適用期研究

通過對樹脂體系粘度變化的測量，可以得到：在120min內，體系粘度基本保持不變。經連續測量研究，得到三批樹脂樣本在100℃下的適用期分別為8.93h、7.76h、8.83h，平均值為8.51h。

2.3 固化時間

未固化的環氧樹脂是黏性液體或者脆性固體，沒有實用價值，只有與固化劑進行固化，生成三維交聯網絡結構，才能使其力學性能、熱穩定性和化學穩定性等都有顯著提高。本試驗采用差示掃描量熱分析法(DSC，見圖4)，以50℃/min速率對樣品升溫，做出180℃±2℃的恒溫DSC曲線，在放熱-時間曲線中，求出樹脂體系的放熱峰從開始到結束的時間，即為體系的理論固化時間。

圖4 DSC測試儀器

通過測試，三批樹脂樣品的固化時間分別為43.4min、41.2min、46.9min，平均值為43.9min，偏差較小。

2.4 玻璃化轉變溫度

玻璃化轉變溫度是聚合物的特征溫度之一。聚合物在玻璃化轉變時，對力學性質如形變、模量有明顯影響，并對許多其他物理性質如比熱容、熱導率、介電常數、膨脹系數等都有重要影響。動態力學熱分析法(DMA)是一種高精度的玻璃化轉變溫度測量方法。DMA測試將會得到如圖5所示的聚合物儲能模量、線性坐標正切δ與坐標溫度的關系曲線。其中玻璃化轉變溫度發生在復合材料的儲能模量顯著降低區域，儲能模量兩條切線的交點即為材料的玻璃化轉變溫度。

圖5 玻璃化轉變溫度的測試曲線

2.4.1 澆注體

按照ASTM D 4065要求，自制澆鑄環氧樹脂板材，在180℃±2℃下固化2h，然后切割成為56mm×12mm×2mm的標準試樣，采用DMA法進行澆鑄體玻璃化轉變溫度測試(見圖6)。

圖6 RTM6-2樹脂澆鑄體DMA測試曲線

試驗測得樹脂澆鑄體的玻璃化轉變溫度在203℃～207℃之間，數據離散很小。

2.4.2 層合板

按照ASTM D 7028測試方法規定，采用動態力學分析儀器進行纖維增強聚合物基復合材料玻璃化轉變溫度(Tg)的測試(見圖7)。

試驗測得樹脂澆鑄體的玻璃化轉變溫度在160℃～167℃之間，數據離散很小。

圖7層合板干態試樣DMA測試曲線

2.5 孔隙率

孔隙是復合材料成型過程中形成的空洞，孔隙缺陷的存在會降低復合材料的力學性能和濕熱性能，嚴重影響到復合材料的可靠性。按照ASTM D2734中方法A測試層合板的孔隙率，其基本原理是單獨測量樹脂、增強材料和復合材料的密度，然后測量樹脂含量并計算復合材料理論密度，并與測量得到的真實密度對比，密度的差異表明孔隙率的存在。試驗結果如表3所示：

表3 層合板孔隙率測試結果表(%)

在樹脂基纖維增強復合材料中，當孔隙率低于某個臨界值時，孔隙率對碳纖維復合材料的層間剪切強度、彎曲強度和拉伸強度等性能無明顯影響[8]。依據以往研究經驗，引起材料力學性能下降的臨界孔隙率是1%，本試驗測得的三個批次的層合板的孔隙率均小于1%，孔隙缺陷很小。

2.6 纖維體積含量

碳纖維復合材料層合板不能采用馬弗爐中灼燒法去除樹脂，該過程會造成碳纖維損失，按照ASTM D3171方法要求，采用溶液萃取法將層合板中的樹脂去除，進行層合板纖維體積含量的測定，結果如表4所示。

表4 層合板纖維體積含量測試結果(%)

在樹脂基纖維增強復合材料中，纖維體積含量決定著復合材料的力學性能。纖維體積含量過低會導致復合材料力學性能的降低；過高則又容易導致纖維與樹脂基體脫粘，同樣造成復合材料力學性能的降低。同時，為了保證復合材料力學性能的穩定性，纖維體積含量的偏差也應盡可能小。試驗測得層合板的纖維體積含量在56%～57%之間，數據離散性小。

2.7 力學性能

按照ASTM相關標準要求，制作試驗試樣，采用Instron 8801、8804、5966型微機控制萬能拉力機對試樣進行測試，計算得到層合板的性能數據如表5所示。

表5 層合板力學性能

試驗中，試驗件的破壞模式均滿足正常破壞要求，試驗數據離散較小。表明復合材料的加工制造工藝穩定，可以用于制造飛機結構件，試驗的結果數據可以用作強度分析。

3 結語

環氧樹脂RTM6-2適合于VARI成型工藝，通過VARI成型工藝得到的復合材料層合板孔隙率極低，小于1%，纖維體積含量可達55%。通過對復合材料層合板的力學性能分析，數據離散均小于10%。表明RTM6-2及G0926材料工藝性能穩定，可以通過VARI工藝制造飛機復合材料結構件。

[1] 陳祥寶. 先進復合材料低成本技術[M].北京:化學工業出版社,2004.

[2] 劉強,趙龍,曹正華.VARI工藝成型纖維增強樹脂復合材料層合板厚度和纖維體積分數的影響因素[J].復合材料學報,2013,30(6):90-95.

[3] 錢伯章.聚合物基復合材料的新進展[J].化工新型材料,2008,37(6):16-18.

[4] 胡曉睿.復合材料整體結構成形 降低飛行器制造成本[J].國防制造技術,2011(1):32-34.

[5] 劉強,趙龍,黃峰,等.仿真軟件在航空典型結構件上的應用研究[J].材料工程，2007(s1):202-206.

[6] 潘利劍,劉衛平,陳萍,等.真空輔助成型工藝中預成型體的厚度變化與過流控制[J].復合材料學報,2012，29(5):244-248.

[7] 魏俊偉,張用兵,郭萬濤.真空輔助成型(VARI)工藝研究進展[J].材料開發與應用，2010, 25(3): 99-105.

[8] 張阿櫻，張東興，李地紅，等.碳纖維/環氧樹脂層壓板的孔隙問題[J].宇航材料工藝,2011,41(3):16-19.