先进复合材料在航空航天领域的加工和应用要点.docx

第1章 绪论
前言
复合材料（Composite Materials）,一词大约出如今20世纪50年头，由于其具有高度的困难性多样性存在着多种颇为严格的定义，国内最权威的是两院院士师昌绪给出的比拟全面完好的定义，这个定义的叙述端头和发动机喷管喉衬及耐烧蚀部件等重要防热材料，在美国侏儒、民兵、三叉戟等战略导弹上均已成熟应用，美国、日本、法国的固体发动机壳体主要接受碳纤维复合材料，如美国三叉戟-2 导弹、战斧式巡航导弹、大力神一4 火箭、法国的阿里安一2 火箭改型、日本的M-5火箭等发动机壳体， 的IM-7 碳纤维，性能最高的是东丽T-800 纤维，、杨氏模量300GPa。由于粘胶基原丝的
消费由于财经及环保危机的加剧，航天级粘胶碳丝原料的来源始终是美国及西欧的军火商们深感费事的恼头问题。［4］五年前，法国SAFRAN 公司及美国WaterburyFiberCote Industries 公司以有充分来源的非航天级粘胶原丝新原料开发成功名为RaycarbC2TM 的新型纤维素碳布，并经受了美军方包括加工、热/构造性质及火焰冲刷试验在内的全部资格测试，在固体发动机的全部静态试验中都证明该替代品合格，2004 年十一月，该碳布/酚醛复合材料已用于阿里安娜V Flight164上成功飞行。
图 4: 法国阿里安娜V 型导弹
卫星、航天飞机及载人飞船高模量碳纤维质轻，刚性，尺寸稳定性和导热性好，因此很早就应用于人造卫星构造体、太阳能电池板和天线中。现今的人造卫星上的绽开式太阳能电池板多接受碳纤维复合材料制作，而太空站和天地来回运输系统上的一些关键部件也往往接受碳纤维复合材料作为主要材料。
碳纤维增加树脂基复合材料被作航天飞机舱门、机械臂和压力容器等。美国觉察号航天飞机的热瓦，特殊关键，可以保证其能平安地重复飞行。一共有8 种：低温重复运用外表绝热材料LRSI；高温重复运用外表绝热材料HRSI；柔性重复运用外表绝热材料FRSI；高级柔性重复运用外表绝热材料AFRI；高温耐熔纤维复合材料FRIC―HRSI；增加碳/碳材料RCC；金属；二氧化硅织物。其中
增加碳/碳材料RCC，最为要的，它可以使航天飞机承受大气层所经受的最高温度1700℃。［5］
随着科学技术的进步，碳纤维的产量不断增大，质量慢慢进步，而消费本钱稳步下降。各种性能优异的碳纤维复合材料将会越来越多地出如今航空航天中,为世界航空航天技术的开展作出更大的奉献。
第2章 复合材料的真空袋成型工艺
复合材料真空袋成型
先进树脂基复合材料具有优异的性能 ,应用前景广袤 ,但是由于目前较多地接受热压罐成型工艺 制备 ,存在本钱较高、制件尺寸受限制等因素 ,因此 复合材料工作者不断讨论各种非热压罐成型工艺 , 其中真空袋成型工艺由于具灵敏 、简便 、高效等特 点得到广泛的应用。
真空袋成型工艺的主要设备是烘箱或其他能提 供热源的加热空间 ,其组装方法一般及热压罐工艺 类似。对于热压罐成型工艺 ,由于工艺过程中施加 较高的压力 (通常为 0. 3 ～0. 7M Pa ) ,大局部材料中 的孔隙通过真空系统逸出或随着多余树脂的流出而排出 ,剩余的孔隙发生压缩、裂开并溶解在基体中 , 从而得到低孔隙含量的复合材料 ,特殊是不会遗留 下大尺寸的缺陷。但是在真空袋成型工艺中 ,由于 真空压力最多为一个大气压 ,孔隙和挥发分只能通 过逸出的方式排出 ,因此及热压罐成型工艺相比 ,预浸料铺层中的孔隙和挥发分的处理是一个问题 ,所制备材料的孔隙率通常为 3 %或更高 , 而高孔隙含 量会干脆影响到复合材料的力学性能和耐湿热性 能。
针对这一问题 ,主要存在两种技术途径 ,一种是从树脂体系入手 ,调整树脂的流变特性 ,使孔隙和挥发分在预浸料凝胶前尽可能逸出 ; 另一种途径就是通过工艺措施的改进 ,使预浸料中的孔隙和挥发分在制备过程中更简洁排出 ,双真空袋 (DB )成型工艺 就是这种途径的有益尝试。
从上世纪 80 年头开始 ,美国 Naval Air Wa rfa re Cente r和 NASA Langley R esearch Center就相继开展了多种树脂体系和多种形式的双真空袋成型工艺的 讨论 [ 6～9 ] ,双真空袋成型工艺就是在预浸料毛坯上 封两层真空袋 ,两层真空袋之间放置一导气工装 ,两 层均及真空系统连接 ,其原理就是在复合材料固化 过程中 ,在预浸料处于 B 阶段时 , 使预浸料铺层暴
露在真空中但同时并不承受任何压实的作用力 ,从 而促使预浸料毛坯
中的孔隙和树脂中的挥发分可以 很简洁地逸出 。本工作将通过对双真空成型工艺的 讨论 ,对通常的真