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1、第二十五卷第三期高科技纤维与应用Vol.25,No.32000年6月Hi2TechFiber&ApplicationJun.,2000文章编号:1007-9815(2000)03-0021-08先进战斗机用复合材料树脂基体赵渠森(中国航空制造工程研究所,北京100024)+中图分类号:V2551文献标识码:A(续1)5250-4复合材料冲击特点可参见图2～图6.7kJ/mCAI值差异不大(见图4)。冲击应变亦6。图2为薄板和厚板受冲击后冲击面的陷坑,从呈此趋势(见图5)。对于复合材料,不同纤维对图中可见厚板
2、(72层)比薄板(24层)凹坑显著,受CAI值的影响,可见图6,图中显示AS-4纤维冲击后损伤面积亦是厚板严重(见图3),薄厚两(即黑方块)复合材料CAI值低于IM-7复合材板冲击后压缩强度在冲击能量大于6.7kJ/m趋料的值。于一致,而小于此能量24层薄板在4.5kJ/m～5250-4织物复合材料性能,见表14。2222高科技纤维与应用第二十五卷第三期赵渠森:先进战斗机用复合材料树脂基体2232图7177℃老化对5250-4复合材料图8老化对5250-4复合材料失重影响冲击后压缩强度的影响·在177℃温度
3、具有超常的湿热性能;·极佳的韧性;5250-4复合材料受177℃热老化试验后,·良好的耐热性;其冲击后压缩强度保持率以AS-4最高,见图·可调整的固化规范;7。试样采用SACMA-88标准,以4.5kJ/m能·杰出的冲击后压缩强度(CAI);量冲击。热老化过程中质量损失,当温度相同时,·5260预浸料室温有效期>28d;其失重趋势相似,见图8。·强的抗油料与溶剂能力。(6)5260双马树脂5260纯树脂性能见表15。5260双马来酰亚胺树脂是为超音速军输机5260/IM-7层压板等温热氧化稳定性及其上复合材
4、料结构而开发的树脂基体,它具有近似表面积质量损失(%),见表16;如果以曲线表示5250-4的使用温度,又比5250-4高出50%的则是图9。从图中可见它的质量损失略>抗损伤能力。5250-4。5260的主要特性:5260双马来酰亚胺树脂与两种碳纤维的复·最高连续使用温度177℃;合材料的干态力学性能数据见表17。·短期使用温度232℃;2242高科技纤维与应用第二十五卷第三期赵渠森:先进战斗机用复合材料树脂基体2252两种5260碳纤维复合材料的湿热性能见表18。2262高科技纤维与应用第二十五卷两种52
5、60碳纤维复合材料的韧性数据见表19。评定5260的冲击后压缩性能涉及冲击能测试值。量,层压板的夹持状态和落锤冲头的半径,表上述两组标准前者铺层为(+45°,0°,-45°,20为不同冲击能量与不同试样标准(波音标准90°)4s,试样尺寸150×100mm;后者铺层为BBS7260和航空航天局标准NASA-1092)的(+45°,-45°,90°,0°,0°,+45°,-45°,第三期赵渠森:先进战斗机用复合材料树脂基体22720°,0°,+45°,-45°,0°)2s,试样尺寸305×254聚酰亚胺PMR
6、-15具有良好的高温性能,mm。但是它的抗损伤能力较低,容易引发细微裂纹,因在复合材料受冲击剩余强度评定中,除考虑此需要采用十分谨慎的工艺过程,酰胺化、亚胺化到冲击能量外,对复合材料层压板的支撑状态与过程和所涉及的铺助材料是十分花钱的,而且原冲头种类也是非常重要因素。图10是5260树脂/材料组份中二胺的毒性也常常引人头痛。这是引IM-7碳纤维复合材料以木质材料与钢质材料发5270双马来酰亚胺树脂研究工作的源由,以支撑时所获得的CAI值,从图中可见冲头种类影试图寻找一种耐热性可与PMR-15相比,而工响不可
7、忽视,这与木质材料的阻尼作用部分吸收艺规范、抗损伤性能和操作性能可与环氧相比的了冲击能有关,层压板对冲击能吸收越多,获得的树脂。CAI值越小。5270的使用对象瞄准发动机的冷端部位。后处理温度对5260/IM-7CAI值的影响,5270纯树脂性能是十分优秀的,它的弯曲强见表21所列。从表中可见,最佳处理条件为度、模量和伸长率超过MY-720/DDS体系。表215℃/4h。22列出PMR-15和MY-720/DDS比较的纯(7)5270双马树脂树脂性能值。这是一种耐热性与工作温度均高于通常双马5270/IM-
8、7复合材料性能评定中的抗损伤来酰亚胺树脂的品种,其抗损伤能力、力学性能、特性列于表23,主要包括以4.5kJ/m能量冲击热稳定性则与普通的双马来酰亚胺树脂相当,其后的剩余压缩强度。它的抗损伤能力优于5280,-4高温状态性能已接近聚酰亚胺PMR-15,该树但低于5250。由于5270以良好热性能著称,在-4脂体系与其他双马树脂一样,在固化过程中不释湿热环境下其性能显著优于5208与5250,参放低分子物,因而可采
