【摘 要】
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本文以固体火箭发动机复合材料壳体为应用背景,针对固体火箭发动机壳体内侧高耐烧蚀性和外侧高强度的服役环境及缠绕工艺的需求,研究了酚醛树脂和环氧树脂过渡层的树脂体系、复合材料工艺及其性能。通过对树脂适用期和反应活性评价,对比不同官能度环氧树脂和不同类型酚醛树脂的活性,确定了适合复合材料湿法缠绕的环氧树脂和酚醛树脂体系;利用固化反应动力学参数和固化反应特征温度,分析了酚醛环氧混合体系的反应特性,制定了不
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本文以固体火箭发动机复合材料壳体为应用背景,针对固体火箭发动机壳体内侧高耐烧蚀性和外侧高强度的服役环境及缠绕工艺的需求,研究了酚醛树脂和环氧树脂过渡层的树脂体系、复合材料工艺及其性能。通过对树脂适用期和反应活性评价,对比不同官能度环氧树脂和不同类型酚醛树脂的活性,确定了适合复合材料湿法缠绕的环氧树脂和酚醛树脂体系;利用固化反应动力学参数和固化反应特征温度,分析了酚醛环氧混合体系的反应特性,制定了不同含量的混合树脂固化工艺,并对其进行性能测试;通过对复合材料缠绕试样制备,对比了不同树脂基体复合材料试样的性能,从力学和热学性能进行分析;采用过渡层树脂体系制备复合材料缠绕试样,与未采用过渡层树脂配方的复合材料对比,为固体火箭发动机复合材料壳体的工程应用提供参考。（1）根据树脂结构功能一体化的成型要求,对比不同环氧树脂和酚醛树脂体系的适用期,确定适合固体火箭发动机壳体缠绕工艺的树脂体系。研究结果表明,酚醛树脂B30体系适用期长、反应活性低,反应可控;环氧树脂TDE-85具有初始黏度低、适用期长,耐热性较高的特点;对有高强度需求的TDE-85树脂,其拉伸强度达到86MPa,对有耐烧蚀性、阻燃需求的B30酚醛树脂残碳率达56.23%,树脂特性均达到了各自所需的技术指标。选材结果说明该树脂配方适用于湿法缠绕,并为结构功能一体化复合材料缠绕提供了功能层和结构层配方。（2）基于过渡层树脂缠绕方案,分析了树脂多相混合体系的反应特性,利用两种树脂不同含量混合的方法确定了过渡层配方,结合固化特性得到过渡层配方的固化制度,并对使用过渡层和未使用过渡层树脂性能进行比较。研究结果表明,混合体系中反应活性由高到低顺序为:B30+MHHPA、TDE-85+MHHPA、B30+TDE-85、B30,且反应活性最高的B30与MHHPA对后续固化影响很小;不同含量配方的性能随树脂含量的变化而变化,且相邻过渡层树脂之间的性能变化较小,使用过渡层试样在耐烧蚀性能变化不大的情况下,弯曲性能提高了67.8%,拉伸强度提高了56.1%,断裂延伸率提高了18.6%,过渡层的使用提高了结构层向功能层过渡的结合作用,为结构功能一体化复合材料缠绕提供了过渡层配方。（3）基于过渡层树脂固化工艺,利用复合材料缠绕装置制备了复合材料NOL环试样,过渡层配方满足结构功能一体化需求,对采用过渡层和未采用过渡层的NOL环试样进行性能测试比较。研究结果表明,采用缠绕张力50N、缠绕速率65mm/s的缠绕工艺参数,制备出的T700/TDE-85复合材料NOL环拉伸强度为2.96GPa、层间剪切强度为62.37MPa;T700/B30复合材料试样的绝热指数为6.7s/mm。与未使用过渡层复合材料试样相比,使用过渡层的复合材料试样的层间剪切强度提高了94.9%、拉伸强度提高了8.61%,绝热指数变化不大。复合材料结构层与功能层配方可发挥各自性能的优点,过渡层有效提高了层间结合,为实现固体火箭发动机壳体结构功能一体化树脂基复合材料提供参考。
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