碳纤维加固在航空航天中的应用    

碳纤维在航空航天中的应用  

摘要: 碳纤维就是纤维状的碳，由有机纤维经碳化及石墨化处理而得到的微晶石墨材料。 碳纤维的微观结构类似人造石墨，是乱层石墨结构。本文将针对碳纤维的结构、性能、制备方法及其在航空航天中的应用介绍。  引言  20世纪纳米科技取得了重大发展，而纳米材料是纳米技术的基础，碳纤维是一种比强度比钢大，比重比铝轻的材料，它在力学，电学，热学等方面有许多特殊性能，碳纤维的强度比玻璃钢的强度高；同时它还具有优异的导电、抗磁化、耐高温和耐化学侵蚀的性能，被认为是综合性能最好的先进材料，因此它在各个领域中的应用推广非常迅速。在近代工业中，特别是在航空航天中起着十分重要的作用。碳纤维加固工程都是用碳纤维复合材料来进行施工。

1.碳纤维的概念    

 碳纤维就是纤维状的碳，由有机纤维经碳化及石墨化处理而得到的微晶石墨材料。它不仅具有碳材料的固有本征特性，又兼具纺织纤维的柔软可加工性，是新一代增强纤维。与传统的玻璃纤维(GF)相比，杨氏模量是其3 倍多；它与凯芙拉纤维 (KF-49)相比，不仅杨氏模量是其2倍左右，而且在有机溶剂、酸、碱中不溶不胀，耐蚀性出类拔萃。有学者在1981年将PAN基CF浸泡在强碱NaOH溶液中，时间已过去30多年，它至今仍保持纤维形态。 2.碳纤维的结构  碳纤维的结构决定于原丝结构和炭化工艺。对有机纤维进行预氧化、炭化等工艺处理，除去有机纤维中碳以外的元素，形成聚合多环芳香族平面结构。在碳纤维形成过程中，随着原丝的不同，质量损失可达10~80％，形成了各种微小的缺陷。但无论用哪种材料，高模量的碳纤维中的碳分子平面总是沿纤维轴平行的取向。用x一射线、电子衍射和电子显微镜研究发现，真实的碳纤维结构并不是理想的石墨点阵结构。碳纤维呈现乱层石墨结构。在乱层石墨结构中，石墨层片仍是最基本结构单元，一般由数张到数十张层片组成石墨微晶，这是碳纤维的二级结构单元。层片之间的距离叫面间距d，由石墨微晶再组成原纤维，其直径为50nm左右，长度为数百nm，这是纤维的三级结构单元。最后由原纤维组成碳纤维的单丝，直径一般为6—8μm。原纤维并不笔直，而是呈弯曲、裙皱、彼此交叉的许多条带组成的结构。在这些条带的结构中，存在着针形孔隙，其宽度为1.6—1.8nm，长度可达几十nm。在碳纤维结构中的石墨微晶与纤维轴构成一定的夹角，称为取向角，这个角的大小影响纤维模量的高低。如聚丙烯脯基碳纤维的d为0.337nm，取向角为8°。

碳纤维结构是高倍拉伸的、沿轴向择优取向的原纤维和空穴构成的高度有序织态结构。影响碳纤维强度的重要因素是纤维中的缺陷。碳纤维中的缺陷主要来自两方面，一方面是原丝带来的缺陷，另一方面是炭化过程中产生的缺陷。原丝带来的缺陷在炭化过程中可能消失小部分，而大部分将保留下来，变成碳纤维的缺陷。同时，在炭化过程中，由于大量的元素以及各种气体的形成逸出，使纤维表面和内部形成空穴和缺陷。 3.碳纤维的性能 3.1 碳纤维的力学性能碳纤维具有很高的抗拉强度，其抗拉强度是钢材的2倍、铝的6倍。碳纤维模量是钢材的7倍、铝的8倍。

 3.2 碳纤维的物理性能  

    碳纤维的密度在1.5—2.0g／cm3之间，这除与原丝结构有关外，主要决定于炭化处理的温度。一般经过高温(3000℃)石墨化处理，密度可达2.og／cm3，碳纤维的热膨胀系数与其他纤维不同，它有各向异性的特点。平行于纤维方向是负值(-0.72×10-6~0.90×10-6)，而垂直于纤维方向是正值(32×10-6~22×10-6)。碳纤维的比热容一般为7.12×10-1 KJ／(kg·K)。热导率随温度升高而下降。碳纤维的比电阻与纤维的类型有关，在25℃时，高模量纤维为775μΩ／cm，高强度碳纤维为1500 μΩ／cm 。碳纤维的电动势是正值，而铝合金的电动势为负值。因此当碳纤维复合材料与铝合金组合应用时会发生化学腐蚀。 3.3碳纤维的化学性能      碳纤维的化学性能与碳很相似，它除能被强氧化剂氧化外，对一般碱性是惰性的。在空气中，温度高于400℃时则出现明显的氧化，生成CO和CO2。在不接触空气或氧化剂时，碳纤维具有突出的耐热性能，与其他材料相比，碳纤维要温度高于1500℃时强度才开始下降，而其他材料的晶须性能也早已大大的下降。另外碳纤维还具有良好的耐低温性能，如在液氮温度下也不脆化，它还有耐油、抗放射、抗辐射、吸收有毒气体和减速中子等特性。 4.碳纤维的制备  碳纤维可分别用聚丙烯腈纤维、沥青纤维、粘胶丝或酚醛纤维经碳化制得：按状态分为长丝、短纤维和短切纤维：按力学性能分为通用型和高性能型。通用型碳纤维强度为1000兆帕（MPa）、模量为100GPa左右。高性能型碳纤维又分为高强型（强度2000MPa、模量250GPa）和高模型（模量300GPa以上）。强度大于4000MPa的又称为超高强型：模量大于450GPa的称为超高模型。随着航天和航空工业的发展，还出现了高强高伸型碳纤维，其延伸率大于2%。用量最大的是聚丙烯腈PAN基碳纤维。目前应用较普遍的碳纤维主要是聚丙烯腈碳纤维和沥青碳纤维。碳纤维的制造包括纤维纺丝、热稳定化（预氧化）、碳化、石墨化等4个过程。其间伴随的化学变化包括，脱氢、环化、预氧化、氧化及脱氧等。  第一、原丝制备，聚丙烯腈和粘胶原丝主要采用湿法纺丝制得，沥青和酚醛原丝则采用熔体纺丝制得。制备高性能聚丙烯腈基碳纤维需采用高纯度、高强度和质量均匀的聚丙烯腈原丝，制备原丝用的共聚单体为衣康酸等。制备各向异性的高性能沥青基碳纤维需先将沥青预处理成中间相、预中间相（苯可溶各向异性沥青）和潜在中间相（喹啉可溶各向异性沥青）等。作为烧蚀材料用的粘胶基碳纤维，其原丝要求不含碱金属离子。

第二、预氧化(聚丙烯腈纤维200～300℃)、不熔化（沥青200～400℃）或热处理(粘胶纤维240℃),以得到耐热和不熔的纤维,酚醛基碳纤维无此工序。

第三、碳化,其温度为：聚丙烯腈纤维1000～1500℃,沥青1500～1700℃,粘胶纤维400～2000℃。  第四、石墨化,聚丙烯腈纤维为2500～3000℃,沥青2500～2800℃,粘胶纤维3000～3200℃。第五、表面处理，进行气相或液相氧化等，赋予纤维化学活性，以增大对树脂的亲和性。 第六、上浆处理,防止纤维损伤,提高与树脂母体的亲和性。所得纤维具有各种不同的断面结构。  

要想得到质量好碳纤维，需要注意一下技术要点：  

（1）实现原丝高纯化、高强化、致密化以及表面光洁无暇是制备高性能碳纤维的首要任务。碳纤维系统工程需从原丝的聚合单体开始，实现一条龙生产。原丝质量既决定了碳纤维的性质，又制约其生产成本。优质PAN原丝是制造高性能碳纤维的首要必备条件。     （2）杂质缺陷最少化，这是提高碳纤维拉伸强度的根本措施，也是科技工作者研究的热门课题。在某种意义上说，提高强度的过程实质上就是减少、减小缺陷的过程。     （3）在预氧化过程中，保证均质化的前提下，尽可能缩短预氧化时间。这是降低生产成本的方向性课题。    （4）研究高温技术和高温设备以及相关的重要构件。高温炭化温度一般在1300～1800℃，石墨化一般在2500～3000℃。在如此高的温度下操作，既要连续运行、又要提高设备的使用寿命，所以研究新一代高温技术和高温设备就显得格外重要。如在惰性气体保护、无氧状态下进行的微波、等离子和感应加热等技术。 5.碳纤维在航空航天中的应用  5.1在飞机机身上的应用  近10 年来,国内飞机上也较多的使用了碳纤维及其复合材料。例如由国内几家科研单位合作开发研制的某歼击机复合材料垂尾壁板,比原铝合金结构轻21 kg ,减质量30 %。北京航空制造工程研究所研制并生产的Q Y8911/ HT3双马来酰亚胺单向碳纤维预浸料及其复合材料已用于飞机前机身段、垂直尾翼安定面、机翼外翼、阻力板、整流壁板等构件。由北京航空材料研究院研制的PEEK/ AS4C 热塑性树脂单向碳纤维预浸料及其复合材料,具有优异的抗断裂韧性、耐水性、抗老化性、阻燃性和抗疲劳性能,适合制造飞机主承力构件,可在120 ℃下长期工作,已用于飞机起落架舱护板前蒙皮。在316 ℃这一极限温度下的环境中,复合材料不仅性能优于金属,而且经济效益高。随着基体树脂和碳纤维性能的不断提高,碳纤维增强树脂基复合材料的耐湿热性及断裂延伸率得到显著改善和提高。在飞机上的应用已由次承力结构材料发展到主承力结构材料。 5.2 在航空发动机上的应用  树脂基复合材料由于具有密度小、比强度高和耐高温等固有特性,复合材料在航空涡轮发动机上应用的范围越来越广且比例越来越大,使航空涡轮发动机向“非金属发动机”或“全复合材料发动机”方向发展。凭借比强度高,比模量高,耐疲劳与耐腐蚀性好的优点,J TA GG 验证机的进气机匣采用碳纤维增强的PMR15 树脂基复合材料,比采用铝合金质量减轻26 %。

碳化硅纤维增强的钛基复合材料，凭借密度小(有的仅为镍基合金的1/ 2) ,比刚度和比强度高,耐温性好等优点,碳化硅纤维增强的钛基复合材料在压气机叶片、整体叶环、盘、轴、机匣、传动杆等部件上已经得到了广泛应用。  目前主要的陶瓷基复合材料产品是以SiC 或C纤维增强的SiC 和SiN 基复合材料。凭借密度较小(仅为高温合金的1/ 3～1/ 4) ,力学性能较高,耐磨性及耐腐蚀性好等优点,陶瓷基复合材料,尤其是纤维增强陶瓷基复合材料,已经开始应用于发动机高温静止部件(如喷嘴、火焰稳定器) ,并正在尝试应用于燃烧室火焰筒、涡轮转子叶片、涡轮导流叶片等部件上。 5.3 在火箭发动机上的应用由于火箭发动机喷管壁受到高速气流的冲刷,工作条件十分恶劣, 因此C/ C 最早用作其喷管喉衬, 并由二维、三向发展到四向及更多向编织。同时火箭发动机设计者多年来一直企图将具有高抗热震的Ct / SiC 用于发动机喷管的扩散段, 但Ct 的体积分数高, 易氧化而限制了其广泛应用, 随着CVD、CVI 技术的发展, 新的抗氧化Ct / SiC 及C- C/ SiC 必将找到其用武之地。Melchior 等认为碳纤维CMC、陶瓷纤维CMC 以及C/ C 复合材料,特别是以SiC 为纤维或基体的CMC 抗氧化, 耐热循环和烧蚀, 是液体火箭发动机燃烧室和喷管的理想材料, 并进行了总数为31 个的长达20 000 s 的燃烧室和喷管点火试验, 内壁温度高达1732 ℃, 一个600 kg 发动机成功地点火七次, 温度为1449℃。目前为解决固体火箭发动机结构承载问题, 美国和法国正在进行陶瓷纤维混合碳纤维而编织的多向(6 向) 基质、以热稳定氧化物为基体填充的陶瓷复合材料。SiC 陶瓷制成的喉衬、内衬已进行多次点火试验。今天作为火箭锥体候选材料的有A12O3 、ZrO2 、ThO2 等陶瓷, 而作为火箭尾喷管和燃烧室则采用高温结构材料有SiC、石墨、高温陶瓷涂层等。碳纤维仍将是今后固体火箭发动机壳体和喷管的主要材料。  5.4在卫星和宇航器上的应用  由于碳纤维的密度、耐热性、刚性等方面的优势, 增强纤维以碳纤维为主。碳纤维复合材料在空间技术上的应用, 国内也有成功范例, 如我国的第一颗实用通信卫星应用了碳纤维/环氧复合材料抛物面大线系统;第一颗太阳同步轨道“ 风云一号” 气象卫星采用了多折迭式碳纤维复合材料刚性太阳电池阵结构等。卫星结构的轻型化对卫星功能及运载火箭的要求至关重要,所以对卫星结构的质量要求很严。国际通讯卫星VA 中心推力筒用碳纤维复合材料取代铝后减质量23 kg (约占30 %) ,可使有效载荷舱增加450条电话线路,仅此一项盈利就接近卫星的发射费用。