（中航通飛華南飛機(jī)工業(yè)有限公司，珠海 519040）

玻璃纖維復(fù)合材料是由玻璃纖維和樹脂組成，具有較高的機(jī)械性能及低密度、低成本的特點。該材料在西銳SR2X系列飛機(jī)上得到廣泛應(yīng)用。該系列飛機(jī)設(shè)計的使用環(huán)境溫度為-53～66℃，由于在飛機(jī)使用和維護(hù)過程中，復(fù)合材料的吸濕不可避免，而且不能很好地用模型模擬。根據(jù)美國軍用指南MIL-STD-210和MILHDBK-17的規(guī)定，合理的飛機(jī)設(shè)計服役相對濕度（RH）上限值為85% 。試驗件在85% RH條件下吸濕達(dá)到平衡時，使用這個設(shè)計服務(wù)吸濕量可以避免數(shù)據(jù)外推工作?；谖麂JCP項目Tencate 7781玻璃布復(fù)合材料的等效性試驗，現(xiàn)研究在21℃和66℃溫度下，經(jīng)過濕熱處理達(dá)到吸濕平衡后的材料性能，并和室溫干態(tài)試樣性能對比，分析變化的原因。

1 試驗條件和試件吸濕處理

1.1 試驗條件

1.1.1 室溫干態(tài)

室溫干態(tài)（RTD）：溫度（21±3）℃;制造狀態(tài)的吸濕量RH＜65%。

1.1.2 高溫濕態(tài)

高溫濕態(tài)（ETW）：溫度（66±3）℃，濕度RH=85%±5% （在85%±5% 和（63±3）℃環(huán)境下達(dá)到平衡吸濕增重）。

開始試驗之前，將環(huán)境箱和夾具預(yù)熱到規(guī)定溫度；試驗件安裝后加熱到試驗所需溫度，并用熱電偶加以校驗，試件加熱不超過5min；試驗件到達(dá)試驗溫度2min后開始試驗；試驗中要求試件溫度應(yīng)在要求溫度的±3℃范圍內(nèi)。

1.2 試件的吸濕平衡處理

1.2.1 吸濕方法

需要吸濕的試件在吸濕處理前，對試件在（50±3）℃環(huán)境下烘干48h，然后再干燥器中冷卻至室溫，稱取試件的干態(tài)質(zhì)量Wb。吸濕按照美國材料試驗協(xié)會標(biāo)準(zhǔn)（ASTM）ASTM D5229要求，將試件暴露在（63±3）℃， RH=85%±5%的環(huán)境中，直至吸濕平衡。

1.2.2 伴隨試樣

受尺寸和加強(qiáng)片的影響，試件不能直接用來測吸濕量，選用大小為25.4mm×25.4mm，厚度與試樣相同的伴隨試樣來測量其濕熱處理過程中質(zhì)量的增加值。伴隨試樣與進(jìn)行力學(xué)試驗的試樣應(yīng)是從同一個試驗板上切割下來的。每一種試驗大板上要有3個伴隨試樣。

1.2.3 吸濕平衡條件

通過跟蹤試件的吸濕質(zhì)量來確定吸濕平衡狀態(tài)，每一種類型的試樣按照上述要求選取3個伴隨試樣進(jìn)行跟蹤吸濕。

試驗環(huán)境箱溫度63℃、85% RH。每隔7±0.5天，稱量并記錄伴隨件的質(zhì)量。根據(jù)DOT/FAA -AR-03/19《美國交通部聯(lián)邦航空局聚合物基復(fù)合材料體系的材料鑒定與等同性》規(guī)定，當(dāng)連續(xù)兩次伴隨件質(zhì)量的增加量不超過0.05%時，認(rèn)為已經(jīng)達(dá)到吸濕平衡，可表示為：

式中，Wi為第i次稱量的試樣質(zhì)量；Wi-1為第i-1次稱量的試樣質(zhì)量；Wb為試件初始質(zhì)量。

達(dá)到吸濕平衡的試樣可以從環(huán)境箱取出，和濕巾一起放在密封袋中，直到進(jìn)行下一步的試驗。試件在密封袋中最多放置14天。如果不能在上述時間范圍內(nèi)進(jìn)行試驗，應(yīng)將試件保存在恒溫恒濕的環(huán)境箱中。

粘貼應(yīng)變片在試件達(dá)到吸濕平衡之后進(jìn)行。粘貼應(yīng)變片時，試件暴露在大氣環(huán)境中的時間不超過2h。

2 試驗設(shè)置

2.1 試驗材料

試驗用材料為玻璃布預(yù)浸料，牌號為7781 BT250E-1，其樹脂含量為39%，固化單層厚度為0.254mm，生產(chǎn)商為美國Tencate公司。

2.2 試件和試驗方法

Tencate 7781玻璃布復(fù)合材料層壓板試件類型和試驗方法見表1。

每種類型的試驗，室溫干態(tài)和高溫濕態(tài)至少測量8個有效數(shù)據(jù)（拉伸試樣中選取2個測泊松比，Tg試樣選取2個測），并計算平均值，本文中的力學(xué)性能數(shù)據(jù)均為平均值。

根據(jù)DOT/FAA AR 03/19的要求，拉伸強(qiáng)度和模量及壓縮強(qiáng)度和模量等纖維起主導(dǎo)作用的性能，需要使用名義值以減少數(shù)據(jù)離散性或使其數(shù)據(jù)保持一致。其他性能數(shù)據(jù)則不需要。

2.3 試件取樣方法

根據(jù)DOT/FAA-AR-03/19文件要求開展試驗，試樣的取樣和選擇應(yīng)基于最少2個獨立的固化流程，以減少操作過程差異產(chǎn)生的影響。

2.4 試板成型工藝流程

試板成型工藝流程見圖1。由于復(fù)合材料的孔隙率會影響材料的性能，每塊試板都要按照ASTM D3171標(biāo)準(zhǔn)測孔隙率，即通過燃燒從物理上去除基體，從而計算出孔隙體積百分比。根據(jù)西銳公司相關(guān)規(guī)范要求，試板的孔隙率不能超過5%，超過5%的試板需要拒收并需要重新制作大板。

3 試驗數(shù)據(jù)與討論

3.1 濕熱處理過程

濕熱處理前，每塊試板按照ASTM D3171標(biāo)準(zhǔn)測孔隙率，平均值為0.23%，符合規(guī)范要求，不需要重新制作大板。

試件在（63±3）℃，RH=85%±5% 的環(huán)境中，經(jīng)過大概7周的吸濕處理達(dá)到平衡。不同試樣的吸濕曲線如圖2所示。

圖1 試板成型工藝流程Fig.1 Panel fabrication process

表1 試件類型和試驗方法

從圖2中可以看出，隨著復(fù)合材料外表面吸濕趨向平衡，質(zhì)量增加隨時間變化的斜率持續(xù)減小。最后，隨著材料的內(nèi)部達(dá)到平衡狀態(tài)，其后的重量差別趨向于零，趨向的斜率幾乎平行于時間軸。Tencate 7781玻璃布復(fù)合材料層壓板吸濕過程應(yīng)近似服從于FICK第二擴(kuò)散定律，但由于本次試驗是每隔7天稱重一次，而非在早期間隔幾h稱一次，因此圖2中不能體現(xiàn)出FICK擴(kuò)散定律中早期質(zhì)量時間之間的線性關(guān)系。

3.2 室溫干態(tài)和高溫濕態(tài)試件力學(xué)性能

按照上文要求,室溫干態(tài)試件與高溫濕態(tài)試件分別在常溫環(huán)境中和高溫環(huán)境中進(jìn)行試驗。試驗結(jié)果見表2所示。

從表2中可以看出，玻璃纖維復(fù)合材料經(jīng)過濕熱平衡處理后，力學(xué)性能發(fā)生下降，破壞模式也發(fā)生了改變。

以拉伸試驗為例，室溫干態(tài)和高溫濕態(tài)試件的破壞模式如圖3所示。室溫干態(tài)破壞模式為LIT，高溫濕態(tài)試件變?yōu)長AT。

圖2 復(fù)合材料吸濕過程Fig.2 Moisture absorption process for composites

由于試樣端頭加強(qiáng)片處受夾具的夾持，在承受拉伸負(fù)荷時，應(yīng)力比較集中。玻璃纖維作為脆性材料，在斷裂過程中缺乏塑性流變特性，集中的應(yīng)力不易緩和釋放，因而只得以裂紋迅速傳播和擴(kuò)展來形成新表面，使集中的應(yīng)力得以消除，導(dǎo)致斷裂。

濕熱處理時，拉伸試樣帶加強(qiáng)片，采用聚乙烯薄膜將加強(qiáng)片區(qū)域與浸潤環(huán)境隔離，避免高溫高濕環(huán)境影響膠黏劑強(qiáng)度而導(dǎo)致試驗時加強(qiáng)片脫落。試樣中間部分吸濕，端頭未吸濕。基體樹脂吸濕后膨脹，嚴(yán)重影響基體的連續(xù)性，當(dāng)有外力作用時,裂紋優(yōu)先從樹脂膨脹處擴(kuò)展，從而引起材料內(nèi)部脫粘，基體的塑化和界面的脫粘會削弱基體對纖維的支撐，造成纖維-基體間應(yīng)力傳遞的下降，因而吸濕部分材料強(qiáng)度低于未吸濕的夾持部分，再加上夾具的夾持應(yīng)力傳遞，試樣最終斷裂在加強(qiáng)片與試樣粘接的端頭齊平線部分。

此外，通過檢查斷裂的各種模式，如圖4所示。可以發(fā)現(xiàn)復(fù)合材料在原始狀態(tài)下發(fā)生的斷裂均是不集中于某個部位的，而吸濕平衡后的材料斷裂部位是很集中的。這也說明是因為樹脂膨脹的差異而引起材料各層間的大量脫粘。

圖3 室溫干態(tài)和高溫濕態(tài)拉伸試件的破壞模式Fig.3 RTD and ETW tension specimen failure mode

表2 室溫干態(tài)和高溫濕態(tài)試件力學(xué)性能數(shù)據(jù)

由于玻璃纖維復(fù)合材料是以層結(jié)構(gòu)為基礎(chǔ)的，而其層間的結(jié)合力相對于纖維強(qiáng)度較為薄弱，濕熱處理時，水分子更容易在層間進(jìn)行擴(kuò)散。此外，樹脂吸水膨脹也造成層間分層和基體開裂，因而面內(nèi)剪切和短梁剪切性能下降的程度更多。

總體而言，在玻璃纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料中，玻璃纖維起到增強(qiáng)作用，而樹脂基體則使復(fù)合材料成型為一承載外力的整體，并通過界面?zhèn)鬟f載荷于玻璃纖維。濕熱處理后樹脂吸水，一方面使得增強(qiáng)體與基體的相容性不好、界面不完整，應(yīng)力的傳遞面僅為增強(qiáng)體總面積的一部分，導(dǎo)致層間剪切、面內(nèi)剪切強(qiáng)度降低；另一方面嚴(yán)重影響基體的連續(xù)性，使玻纖復(fù)合材料發(fā)生不可逆的機(jī)械老化，如基體開裂、層間分層、纖維斷裂、界面脫粘等，因此材料力學(xué)拉伸壓縮性能降低了很多，同時造成破壞模式的改變。

3.3 室溫干態(tài)和高溫濕態(tài)試件的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度

玻璃化轉(zhuǎn)變溫度Tg，是非晶態(tài)聚合物從高彈態(tài)向玻璃態(tài)轉(zhuǎn)變時的溫度。采用ASTM D7028試驗方法，以動態(tài)熱機(jī)械分析（DMA）方式，通過三點彎曲的方式加載測量Tg。從拉伸試驗大板中取試樣（干態(tài)和85% RH環(huán)境平衡吸濕試件各2個）做Tg。試驗結(jié)果見圖5和圖6。

材料達(dá)到Tg值時，模量會有明顯的降低。ASTM D7028是采用動態(tài)熱機(jī)械分析的方式進(jìn)行，給試樣上加載固定頻率和加熱速率，測量試樣模量隨溫度的變化，規(guī)定模量開始明顯降低時的溫度（曲線作切線）為試樣的Tg值。

從圖5和6中可以看出，室溫干態(tài)試件的Tg平均值為103.5℃，高溫濕態(tài)試件Tg平均值為92.0℃。試件濕熱處理后，如上述分析，水分子滲透使樹脂溶脹、塑化、降解，界面粘結(jié)強(qiáng)度下降，再加上高溫條件下纖維和基體之間原有的熱膨脹系數(shù)的差異，造成玻纖復(fù)合材料模量下降，在加載固定頻率載荷時Tg降低了11%。這表明高溫濕態(tài)的玻璃纖維復(fù)合材料最高使用溫度降低了11%。

4 結(jié)論

（1）Tencate 7781玻璃布復(fù)合材料層壓板吸濕過程近似服從FICK第二擴(kuò)散定律，隨著材料外表面吸濕趨向平衡，質(zhì)量增加隨時間變化的斜率持續(xù)減小。但是，由于本次試驗吸濕稱重間隔固定且較長，因此不能體現(xiàn)出FICK擴(kuò)散定律中早期質(zhì)量時間之間的線性關(guān)系。

（2）高溫濕態(tài)試樣在吸濕過程中發(fā)生不可逆的機(jī)械老化，如基體開裂、層間分層、纖維斷裂、界面脫粘等，相對于室溫干態(tài)試樣，材料力學(xué)性能具有不同程度的下降，其中強(qiáng)度值下降了20%～30%，模量下降了10%左右，破壞模式也發(fā)生了改變。

圖4 兩種狀態(tài)下拉伸試件的破壞模式Fig.4 Specimen failure mode in two kinds of conditions

圖5 干態(tài)試樣DMA曲線Fig.5 Dry DMA Plot

圖6 濕態(tài)試樣DMA曲線Fig.6 Wet DMA Plot

（3）高溫濕態(tài)試樣相對于室溫干態(tài)試樣，彈性模量降低，造成材料Tg值下降，降低了11%，即最高使用溫度降低了10%左右。

（4）雖然Tencate 7781玻璃布復(fù)合材料所模擬的環(huán)境（66℃，85% RH）不一定會在飛機(jī)的服役環(huán)境中發(fā)生，但相關(guān)復(fù)材零件的儲存、運輸、生產(chǎn)環(huán)節(jié)一定要注意濕熱的影響。

[1]張子龍, 雷興平. 航空非金屬材料性能測試技術(shù)——復(fù)合材料篇[M]. 北京：化學(xué)工業(yè)出版社，2013.ZHANG Zilong, LEI Xingping. Aviation nonmetallic material performance test technology—composite section[M]. Beijing: Chemical Industry Press, 2013.

[2]王世明. 溫度與濕度環(huán)境對碳纖維復(fù)合材料力學(xué)行為的影響研究[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué)， 2011.WANG Shiming. Effect of temperature and humidity environment on mechanical properties of carbon fiber composites[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics & Astronautics， 2011.

[3]鄭路, 常新龍, 趙峰, 等. 濕熱環(huán)境中復(fù)合材料吸濕性研究[J]. 纖維復(fù)合材料, 2007, 24(2):37-39.ZHENG Lu, CHANG Xinlong, ZHAO Feng, et al. Research on moisture absorption of composites in the hydrothermal environment[J].Fiber Composites, 2007, 24(2):37-39.

[4]ASTM International. ASTM D695 Test method for compressive properties of rigid plastics[S]. West Conshohocken: ASTM International, 2010.

[5]ASTM International. ASTM D2344 Test method for apparent interlaminar shear strength of parallel fiber composites by short-beam method [S]. West Conshohocken: ASTM International, 2013.

[6]ASTM International. ASTM D3039 Test method for tensile properties of polymer matrix composites[S]. West Conshohocken: ASTM International, 2014.

[7]ASTM International. ASTM D3171 Test method for constituent content of composite materials[S]. West Conshohocken: ASTM International,2015.

[8]ASTM International. ASTM D5229 Test method for moisture absorption properties and equilibrium conditioning of polymer matrix composite materials[S]. West Conshohocken: ASTM International, 2010.

[9]ASTM International. ASTM D5379 Test method for shear properties of composite materials by the V-notched beam method[S]. West Conshohocken: ASTM International, 2012.

[10]ASTM International. ASTM D7028 Test method for glass transition temperature (DMA Tg) of polymer matrix composites by dynamic mechanical analysis (DMA)[S]. West Conshohocken: ASTM International, 2007.

[11]Federal Aviation Administration. DOT/FAA/AR-03/19 Material qualification and equivalency for polymer [S]. Alexandria: National Technical Information Service, 2003.

[12]United States Department of Defense. MIL-HDBK-17 Composite materials handbook[S]. Philadelphia: Standardization Document Order Desk, 2002.

[13]United States Department of Defense. MIL-STD-210 Climatic information to determine design and test requirements for military systems and equipment[S]. Philadelphia: Standardization Document Order Desk, 1973.