林 松，張 琳，高志琪，孫艷榮，李文斌

(1.北華航天工業(yè)學院 材料科學與工程，廊坊 065000；2.航天材料及工藝研究所，北京 100076)

0 引言

與傳統(tǒng)金屬材料相比，炭纖維纏繞復合材料具有高比強度與比模量，廣泛用于化學工業(yè)和航空航天等領(lǐng)域[1-3]。航天高性能復合材料發(fā)動機殼體通常采用炭纖維纏繞成型，可以極大地減少發(fā)動機消極質(zhì)量，目前大部分采用進口高性能的T700級及其以上炭纖維[4-6]，受國外進口原材料限制影響，應(yīng)用國產(chǎn)化纖維是必然趨勢。當前，國產(chǎn)T700炭纖維已經(jīng)實現(xiàn)批產(chǎn)，但其在纏繞成型發(fā)動機殼體上的報道有限，主要是由于其原材料、生產(chǎn)工藝以及上漿劑等與進口炭纖維存在差異，導致其纏繞成型的復合材料性能低于進口纖維。特別是涉及到國產(chǎn)T700纖維纏繞成型的關(guān)鍵工藝參數(shù)如：纏繞帶距、纏繞張力等需要進行重新設(shè)計[7-9]，急需開展國產(chǎn)T700炭纖維在發(fā)動機殼體上的強度設(shè)計及成型工藝研究。

本文目的在于進行國產(chǎn)T700炭纖維纏繞成型關(guān)鍵工藝參數(shù)如纏繞張力、展紗寬度、排紗均勻性以及含膠量等參數(shù)的設(shè)計及工藝優(yōu)化研究，根據(jù)設(shè)計優(yōu)化的實驗結(jié)果，采用網(wǎng)格理論進行復合材料發(fā)動機殼體的強度設(shè)計，探索國產(chǎn)T700炭纖維發(fā)動機殼體的成型工藝參數(shù)及其強度設(shè)計，制備出高結(jié)構(gòu)效率的φ150 mm發(fā)動機殼體，推進國產(chǎn)T700炭纖維在航天發(fā)動機上的應(yīng)用。

1 實驗方法

1.1 原料

纏繞樹脂體系，自制；國產(chǎn)T700炭纖維，6K，河南永煤，其基本性能如表1所示；φ150 mm發(fā)動機殼體砂芯模，自制。

表1 國產(chǎn)T700炭纖維力學性能

1.2 試樣制備

按照GB/T2578分別制備15～55 N及30～14 N遞減纏繞張力的復合材料NOL環(huán)拉伸及層間剪切試樣，其中纖維展紗寬度為3.5 mm，纏繞層數(shù)為16層；按照GB/T2578的方法，分別制備纖維展紗寬度為3.5、2.5、2、1.5、1 mm的NOL環(huán)試樣，纏繞層數(shù)分別為16、10、9、7、5層，纏繞張力為30 N；按照GB/T 6058—2005《纖維纏繞壓力容器制備和內(nèi)壓試驗方法》，將纖維浸漬過樹脂后在纏繞張力作用下，通過纏繞機纏繞成型于發(fā)動機殼體的砂芯模表面，經(jīng)過旋轉(zhuǎn)固化后，采用水沖洗內(nèi)部的砂芯模，制得φ150 mm的發(fā)動機殼體。

1.3 測試及表征

分別按照GB/T1458與GB/T1461的方法采用萬能材料試驗機測試NOL環(huán)的拉伸強度與層間剪切強度；按照GB/T 3366的方法采用金相顯微鏡法對復合材料NOL環(huán)的纖維體積含量進行測試；按照GB/T 6058《纖維纏繞壓力容器制備和內(nèi)壓試驗方法》在水壓試驗工裝內(nèi)進行φ150 mm的發(fā)動機殼體的爆破試驗，記錄爆破壓強及失效模式。

NOL環(huán)纖維強度發(fā)揮率計算公式如下：

δ=FNOL/(VfFfiber)100%

(1)

式中δ為纖維強度發(fā)揮率，%；FNOL為NOL環(huán)拉伸強度，MPa；Vf為纖維體積含量，%；Ffiber為纖維復絲強度，MPa。

2 結(jié)果與討論

2.1 纏繞樹脂力學性能

本文采用的纏繞樹脂體系的力學性能如表2所示。樹脂體系具有較高的拉伸強度，且韌性較好，可滿足國產(chǎn)T700炭纖維的匹配性要求。樹脂澆注體拉伸斷面SEM照片如圖1所示，樹脂斷面呈現(xiàn)魚鱗狀，說明此配方樹脂受力破壞呈現(xiàn)為韌性破壞，這有利于延緩氣瓶受內(nèi)壓時基體樹脂開裂的趨勢[10]，可充分發(fā)揮國產(chǎn)炭纖維的拉伸強度。

表2 纏繞樹脂力學性能

圖 1 樹脂澆注體拉伸斷面SEM照片

2.2 發(fā)動機殼體纏繞成型張力設(shè)計

發(fā)動機殼體纏繞過程中需對纖維施加一定的張力，以提高復合材料的密實度，進一步提高纖維的取向性，從而充分發(fā)揮炭纖維的拉伸性能[11-12]。但纏繞張力會使外層纖維擠壓內(nèi)層，導致內(nèi)層樹脂向外遷移，從而導致纖維體積含量沿壁厚非均勻分布，并且外層纖維會擠壓內(nèi)層纖維，導致內(nèi)層纖維張力松弛，最終對復合材料的整體性能產(chǎn)生影響[13-14]。在發(fā)動機殼體實際工藝設(shè)計中，如何確定每層纖維的纏繞張力以便獲得設(shè)計的預(yù)應(yīng)力和保證各層纖維處于等張力狀態(tài)至關(guān)重要，一般采用逐層遞減的張力制度來進行復合材料的纏繞張力設(shè)計[15]。

本文采用國產(chǎn)T700-6K炭纖維成型不同張力NOL環(huán)，進行纏繞張力的設(shè)計研究。如表3所示，復合材料NOL環(huán)的拉伸及層剪強度受纏繞張力的影響較大，均隨纏繞張力的增大均呈現(xiàn)先增大后減小的趨勢，纏繞張力為30 N時拉伸強度達到2377.7 MPa的最大值，纏繞張力為40 N時層間剪切強度達到98.8 MPa的最大值。

表3 不同纏繞張力NOL環(huán)的力學性能

不同纏繞張力會導致復合材料纖維體積含量的差異，從而造成宏觀拉伸強度的較大差異，為表征纏繞張力對纏繞成型后復合材料中炭纖維本身拉伸強度的影響，通過歸一法計算出復合材料中炭纖維在拉伸破壞過程中的強度發(fā)揮率，如式(1)所示。其結(jié)果如圖2所示，纖維強度發(fā)揮率隨著纏繞張力層現(xiàn)先增大后減小的趨勢，在纏繞張力為30 N時達到最高值77%。

對于炭纖維纏繞成型，纏繞張力不宜過大。如圖3(a)所示纏繞張力為30N時國產(chǎn)T700炭纖維被樹脂基體緊密包裹，界面結(jié)合較好。隨著纏繞張力增大，如圖3(b)所示外層纖維在纏繞張力作用下會擠壓內(nèi)部樹脂導致其向外遷移過多，使得材料局部出現(xiàn)缺膠與孔隙等缺陷，從而導致復合材料NOL環(huán)隨著纏繞張力增大拉伸強度出現(xiàn)下降。由于發(fā)動機殼體在受力過程中纖維主要承受拉伸載荷，所以可主要考慮纏繞張力對拉伸強度的影響，綜合以上NOL環(huán)試樣力學強度及微觀形貌觀察，將30 N作為復合材料發(fā)動機殼體的纖維纏繞張力的最大值。

圖2 不同纏繞張力NOL環(huán)纖維強度發(fā)揮率

(a)30 N

(b)50 N

本文在以上實驗基礎(chǔ)上制定了起始纏繞張力30 N，每層遞減0.5 N與每層遞減1 N的纏繞張力制度，依據(jù)以上2種遞減纏繞張力制度纏繞成型NOL環(huán)進行拉伸強度試驗。如表4所示，與恒定30 N纏繞張力制度相比，采用遞減張力制度制備NOL環(huán)的拉伸強度提升明顯，說明在設(shè)計的遞減張力制度下，各層纖維可以達到等張力狀態(tài)，從而提高纖維的強度發(fā)揮率。起始纏繞張力30 N每層遞減0.5 N NOL環(huán)纖維強度發(fā)揮率最高為83.2%，可作為發(fā)動機殼體的纏繞張力制度。

表4 逐層遞減纏繞張力NOL環(huán)的力學性能

2.3 發(fā)動機殼體纏繞成型展紗帶距的設(shè)計

炭纖維纏繞帶距會對發(fā)動機殼體的成型質(zhì)量造成影響[16-17]，主要是由于纏繞成型過程，為避免單一纏繞層出現(xiàn)纖維間隙，纏繞相鄰紗線之間需要進行適當搭接，搭接的寬度一方面會對纏繞層纖維厚度產(chǎn)生影響，另一方面也會對纏繞角產(chǎn)生影響，從而影響復材的性能。本文采用30 N纏繞張力，進行國產(chǎn)T700炭纖維纏繞帶距的設(shè)計優(yōu)化試驗，即采用不同設(shè)計帶距纖維纏繞成型筒形結(jié)構(gòu)件，然后加工切割成NOL環(huán)進行力學性能測試。其涉及影響宏觀力學性能的參數(shù)主要包括纏繞設(shè)計帶距b、未搭接寬度ΔM、搭接寬度ΔZ及纏繞角θ，如圖4所示。

圖4 NOL環(huán)筒形纏繞設(shè)計帶距示意圖

針對國產(chǎn)T700炭纖維的展紗特性，設(shè)計了從3.5～1 mm的展紗寬度，并對以上各個參數(shù)進行了計算，主要結(jié)果如表5所示，其中國產(chǎn)T700的理論展紗寬度取4 mm，模具直徑R=150 mm，計算公式如下：

ΔZ=4-b

(2)

ΔM=b-ΔZ

(3)

θ=arctan(R/b)

(4)

從表5可看出，纏繞設(shè)計帶距從3.5～1 mm纏繞角接近90°，所以其對復材的性能影響較小。但纏繞設(shè)計帶距的變化會導致纏繞后的實際厚度大于理論的厚度，尤其當展紗帶距為1 mm，NOL環(huán)實際厚度最大為2.11 mm遠大于理論1.71 mm厚度，這主要是由于纖維在纏繞成型過程中紗線搭接過多會導致局部纖維堆積搭接過厚。

為表征不同設(shè)計帶距對力學性能的影響，進行不同展紗寬度NOL環(huán)的拉伸性能測試。如表6所示，當纏繞設(shè)計帶距為2.5 mm時纖維的拉伸強度可達到2502.2 MPa，并且纖維強度發(fā)揮率高達78%，明顯優(yōu)于其他設(shè)計帶距NOL環(huán)性能。

表5 不同纏繞設(shè)計帶距NOL環(huán)纏繞參數(shù)計算結(jié)果

為了進一步研究其破壞機理，典型NOL環(huán)拉伸曲線與宏觀破壞形貌進行對比，如圖5所示。

圖5 不同展紗寬度NOL環(huán)拉伸/位移曲線

由圖5可見，除帶距為2.5 mm的NOL環(huán)試樣外，其余纏繞帶距試樣在拉伸過程中均出現(xiàn)提前卸載現(xiàn)象，表明復合材料在拉伸過程中出現(xiàn)局部應(yīng)力集中導致部分纖維提前出現(xiàn)斷裂破壞，其會極大地降低復合材料的拉伸載荷[18-19]。復合材料破壞的宏觀形貌如圖6(a)、(c)、(d)所示，纏繞帶距為1 mm時，復合材料NOL環(huán)呈現(xiàn)明顯間歇性局部斷裂破壞，與圖5所示的拉伸載荷出現(xiàn)多次卸載現(xiàn)象吻合。而圖6(b)所示纏繞帶距為2.5 mm時，纖維基本實現(xiàn)同時斷裂破壞，有利于充分發(fā)揮復合材料的力學性能。這主要是由于纏繞帶距選取過小時，纖維在纏繞過程中局部會大量搭界，導致纖維在厚度方向上呈現(xiàn)不均勻分布，并且內(nèi)層纖維存在曲屈現(xiàn)象，在受拉伸載荷過程中容易造成應(yīng)力集中，導致局部纖維層提前斷裂，從而降低復合材料拉伸強度。纖維設(shè)計帶距過寬，會導致纏繞過程中相鄰纖維之間出現(xiàn)縫隙，同樣會導致局部纖維受力不均，在一定程度上不利于纖維強度的發(fā)揮。

表6 不同展紗寬度NOL環(huán)的拉伸性能

(a)12#-纏繞帶距3.5 mm (b)13#-纏繞帶距2.5 mm (c)15#-纏繞帶距1.5 mm (d)16#-纏繞帶距1 mm

綜上所述，國產(chǎn)T700-6K炭纖維纏繞設(shè)計帶距的選取會在一定程度上影響復合材料的拉伸強度，經(jīng)過帶距設(shè)計及試驗驗證本文國產(chǎn)T700炭纖維發(fā)動機殼體纏繞纖維帶距可采用2.5 mm。

2.4 φ150 mm發(fā)動機殼體的纏繞和爆破性能研究

采用網(wǎng)格理論對復合材料氣瓶筒身段進行結(jié)構(gòu)設(shè)計，設(shè)計的關(guān)鍵參數(shù)如炭纖維的發(fā)揮強度、展紗寬度及單層厚度等均采用以上復合材料工藝優(yōu)化的實測值，可以極大地提高強度設(shè)計的準確性。纖維的發(fā)揮強度選取3909.1 MPa，纏繞帶距選取2.5 mm，纏繞張力采用起始為30～14 N逐層遞減，設(shè)計完成后纏繞成型φ150 mm發(fā)動機殼體并且進行爆破試驗驗證。根據(jù)網(wǎng)格理論進行發(fā)動機殼體復合材料層的強度設(shè)計[20]：

(6)

(7)

式中hf1、hf2分別為縱向、環(huán)向復合材料層厚度；ks為應(yīng)力平衡系數(shù)；α為纏繞角；p為設(shè)計爆破壓強；R為筒體半徑；σf為纖維發(fā)揮強度。

纖維纏繞角根據(jù)以下公式計算：

α=arcsin(r/R)

(8)

式中α為纖維纏繞角；r為極孔半徑；R為筒身段半徑。

纏繞采用螺旋向纏繞加環(huán)向纏繞的方式，并且為了減少纖維在封頭的堆積，提高復合材料氣瓶的結(jié)構(gòu)效率，螺旋向纏繞采用逐漸擴孔纏繞方式，纏繞極孔半徑約為54、64、79、100 mm時，纏繞角分別為21°、25°、32°、42°，環(huán)向纏繞角為89.8°。纖維紗片寬度取2.5 mm，纏繞單層厚度為0.14 mm。

本文進行筒身段強度復算。

筒身段縱向爆破壓強：

(8)

筒身段環(huán)向爆破壓強：

(9)

應(yīng)力平衡系數(shù)ks=0.8，φ150 mm發(fā)動機殼體的強度復算見表7，最終設(shè)計的縱向強度為37 MPa，環(huán)向強度為38 MPa，取小值為37 MPa。

表7 φ150mm發(fā)動機殼體爆破強度校核

纏繞成型的φ150 mm發(fā)動機殼體進行了水壓爆破試驗，如表8所示，其爆破強度與設(shè)計強度較為接近，經(jīng)過計算其容積特征系數(shù)(pV/W)高達43.6 km，纖維強度發(fā)揮率高達75.2%，從一定程度上達到并且接近進口T700炭纖維的水平，隨著表面上漿劑、纖維工藝性及拉伸強度的進一步優(yōu)化，相信在性能上還有進一步優(yōu)化提升的空間。

表8 國產(chǎn)T700炭纖維φ150 mm發(fā)動機殼體的爆破強度

φ150 mm殼體的爆破模式如圖7所示，2個殼體均在筒身段位置出現(xiàn)破壞，爆破瞬間沖擊能量較大，殼體破壞較為徹底，為典型的發(fā)動機殼體的爆破模式。表明采用國產(chǎn)T700-6K炭纖維優(yōu)化的工藝參數(shù)設(shè)計及制備的φ150 mm殼體可充分發(fā)揮炭纖維的強度，制備的殼體具有較高的結(jié)構(gòu)效率。

3 結(jié)論

本文采用國產(chǎn)T700炭纖維，開展了復合材料殼體纏繞成型張力、纏繞帶距及纖維發(fā)揮強度等關(guān)鍵參數(shù)的設(shè)計及工藝優(yōu)化試驗，用于指導高結(jié)構(gòu)效率國產(chǎn)T700炭纖維發(fā)動機殼體的制備，主要結(jié)論如下：

(1) 纏繞張力對復合材料拉伸性能影響較大，采用遞減的張力制度有利于提高纖維的強度發(fā)揮率。本文選取的國產(chǎn)T700-6K起始張力30 N，逐層遞減0.5 N的張力制度復合材料性能最優(yōu)；

(2) 纏繞成型帶距會影響纖維在纏繞過程中的搭接，搭界過多或者閃縫均會造成局部應(yīng)力集中，影響復合材料最終力學性能，本文選取的國產(chǎn)T700-6K在纏繞帶距為2.5 mm時性能最優(yōu)。

(a)1#殼體

(b) 2#殼體

(3) 采用網(wǎng)格理論，應(yīng)用設(shè)計優(yōu)化的最終參數(shù)進行φ150 mm發(fā)動機殼體的強度設(shè)計與纏繞成型制備，最后進行爆破試驗，其爆破強度接近設(shè)計值，容積特征系數(shù)高達43.6 km，具有較高的結(jié)構(gòu)效率。

以上結(jié)果表明通過國產(chǎn)T700炭纖維復合材料的纏繞工藝參數(shù)設(shè)計及優(yōu)化可用于指導φ150 mm發(fā)動機殼體的纏繞成型，提高結(jié)構(gòu)件的承壓效率，可推動國產(chǎn)T700炭纖維在發(fā)動機殼體等高壓容器上的應(yīng)用。后續(xù)隨著國產(chǎn)T700炭纖維表面上漿劑、纖維工藝性及拉伸強度的進一步優(yōu)化，相信在性能上還有進一步優(yōu)化提升的空間，并且本論文采用的為T700-6K的炭纖維成型效率較低，隨著國產(chǎn)大絲束炭纖維的研制突破，相信在未來生產(chǎn)效率上會有較大的提升空間。