固化工艺对高模量碳纤维／环氧648复合材料性能影响的分析

高模量碳纤维／环氧648复合材料是目前应用于卫星结构的主要材料之一。文章对高模量碳纤维／环氧648复合材料的固化工艺进行了分析，最终选定合理的固化工艺。     

碳纤维增强耐湿热环氧树脂复合材料成型工艺研究

601耐湿热环氧树脂体系由AG-80环氧树脂和BNE耐湿热环氧树脂组成。该树脂体系具有固化反应平缓的优点,固化反应温度范围为168℃。在120℃～130℃时,T300/601碳纤维增强耐湿热环氧树脂复合材料预浸料处于最低粘度状态,凝胶时间为190～120min,是理想的加压区间。工艺试验表明,复合材料的预成型工艺,加压时机和固化工艺是保证结构件成型质量的关键,制备得到的T300/601复合材料单向板的空隙率低于0.1％,层问剪切强度达110MPa。601耐湿热环氢树脂体系适合于整体成型共固化碳/环氧结构件的制造,具有良好的应用前景。     

国产高模量碳纤维制备蜂窝夹层结构件的性能评价

采用国产BHM3和进口M40、M40J高模量碳纤维分别与环氧4211和改性氰酸酯BS-4树脂制备复合材料层合板,再与铝蜂窝芯组合制成蜂窝夹层结构件。对比检测两类结构件的平面拉伸和弯曲性能,以及其内置金属接头的承载能力,并通过碳纤维表观形貌和碳纤维增强树脂基复合材料的界面性能对测试结果进行分析验证。结果表明,与同种树脂基体复合,国产BHM3碳纤维制备蜂窝夹层结构件的性能已显著优于进口M40碳纤维,部分性能已接近或优于进口M40J碳纤维;相比较于环氧4211树脂基体,改性氰酸酯BS-4树脂更有利于提高国产BHM3碳纤维复合材料的力学性能。     

高模量碳纤维单向板压缩失稳破坏界面模式验证分析

鉴于高模量碳纤维复合材料压缩强度实测值和理论计算值的较大误差，为了更好地分析高模量复合材料的压缩性能，针对纤维含量为69%的国产高模量M40J环氧单向板的纵向受轴压破坏的试件，用台式扫描电镜拍摄了单向板受压断裂时断裂面的照片，通过观察分析可知单向板在受压时由于纤维屈曲失稳产生了破坏。随后建立了单向板细观力学有限元模型，分析得到了单向板的弹性模量，并将强度极限试验值与经典的以纤维的小波长微失稳为假设的伸长型压缩强度和剪切型压缩强度等理论值做了对比，最后得到了与实测结果比较吻合的细观力学模型。相比较于单向复合材料经典压缩强度理论，采用这种圆柱组合体单向板有限元模型分析得出的高模量复合材料压缩性能更接近试验实测值，对于高模量复合材料的设计和应用有一定的参考价值。     

纤维缠绕热塑性树脂基压力容器

本文讨论了耐高温热塑性树脂/碳纤维压力容器的缠绕成型工艺。对ASTMD—2585压力容器的制造设备及设计参数进行了描述。通过水压爆破试验,对环氧/碳纤维和热塑性基体/碳纤维二种复合材料的性能进行了比较,得到了水压爆破的试验数据,包括爆破压力、复合材料和纤维的拉伸强度以及容器的特性系数(PV/W)。另外,对纤维缠绕复合材料的固结成型以及容器的显微照片进行了研究和讨论。     

对中国高模量碳纤维应用中工艺性能问题的分析

文章简述了航天器结构对高模量碳纤维需求,对中国高模量碳纤维品质稳定性、工艺稳定性等内容进行了简要评述,着重对中国高模量碳纤维工艺性能做了分析,并对加强中国高模量碳纤维批生产提出了建议.     

BHM3碳纤维及其氰酸酯基复合材料耐原子氧侵蚀性能

利用原子氧暴露地面模拟实验装置,分别对BHM3型高模量碳纤维及其增强的氰酸酯基复合材料进行了原子氧暴露模拟实验,采用SEM、XRD、XPS技术分析了原子氧对碳纤维及其氰酸酯复合材料的侵蚀行为。结果表明,经过1×10 21 atoms/cm 2剂量的原子氧暴露后,碳纤维及其氰酸酯复合材料质量损失率均低于1%,纤维表面形貌及组成不变,碳纤维/氰酸酯复合材料的层间剪切强度降低16%。     

碳纤维复合材料胶接工艺研究

对碳纤维增强树脂基复合材料之间的胶接工艺进行了试验研究。主要研究了复合材料胶接工艺中的前处理工艺、表层纤维铺层方向、胶层厚度和固化工艺等因素对胶接强度的影响，成功地应用于碳纤维复合材料天线面胶接。     

火星进入舱大底防热套装工艺中氰酸酯树脂与环氧胶膜相容性研究

介绍了火星进入舱大底防热套装工艺试验件在成型过程中的碳面板分层开裂现象,认为产生该现象的机理为防热套装工艺中氰酸酯树脂与环氧胶膜在高温下发生了共聚反应,并采用不同厚度的碳纤维/氰酸酯树脂蒙皮与环氧胶膜或氰酸酯胶膜的固化试验进行了机理验证,提出了后续改进措施。     

纤维体积含量对开孔层压板拉伸性能的影响

本文主要研究了碳纤维织物增强复合材料的纤维体积含量V_f对开孔层压板的抗拉强度σ、断裂伸长率ε的影响。采用T300碳纤维平纹织物为增强材料,经树脂传递模塑法(RTM工艺)复合而成T300/环氧TDE-85层压板,用岛津强力测试机进行拉伸性能测试。     

高韧性热塑性复合材料的研制

文中探索了以PA—6为基体的热塑性复合材料的压制工艺。压制出铺层为12层的玻璃布层压板和铺层为18层的碳纤维单向板,并测试出两种板的基本力学性能。用冲击损伤度D和G_(ⅡC)来评定复合材料的韧性,发现PA—6基复合材料有优异的韧性。     

M40/环氧648准各向同性层板力学性能分析

以M40石墨纤维为增强材料与环氧648-三氟化硼单乙胺为树脂基体材料组成的M40/环氧648复合材料,已成为我国应用卫星结构的主要材料之一。文中通过对其单向板工程常数测定,着重对M40/环氧648准各向同性层板的力学性能进行了分析和讨论。     

碳/环氧复合材料薄壁细长管件的研制与试验

文章简要介绍了碳/环氧复合材料薄壁细长管件的研制情况,着重介绍了工艺方案选定、选材和材料特性试验、成型工艺及解决主要技术难点等内容。制品经地面环模和飞行试验考验,取得了满意效果。     

碳／环氧复合材料薄壁细长管件的研制与试验

文章简要介绍了碳／环氧复合材料薄壁细长管件的研制情况，着重介绍了工艺方案选定、选材和材料特性试验、成型工艺及解决主要技术难点等内容。制品经地面环模和飞行试验考验，取得了满意效果。     

C/SiC复合材料推力室应用研究

C/SiC复合材料密度低、耐高温、抗氧化、抗烧蚀,并且具有非常好的高温力学性能,是制备高性能液体火箭发动机推力室的理想材料.本文从C/SiC复合材料燃烧室结构计算、无损探伤及C/SiC与金属连接等方面,论述了上海空间研究所在C/SiC复合材料应用于液体火箭发动机推力室方面的基础研究及应用进展.     

复合材料层合板热-力作用下的失效研究

碳纤维复合材料力学性能优异,在航空航天等领域广泛使用,其在热-力联合作用下的损伤失效研究对于结构的损伤破坏和强度预测具有重要意义。发展了热力耦合条件下复合材料结构渐进损伤分析方法,建立了三维有限元热烧蚀模型,并验证了计算模型的可靠性;采用三维Hashin失效准则,结合材料刚度突然退化模式,建立了失效分析模型,仿真分析了热-力联合作用下复合材料层合板损伤演化全过程。结果表明,该方法不仅能够较好地模拟复合材料层合板从局部失效的萌生、扩展直至结构完全失效的全过程,而且可以直观地显示结构的损伤失效模式,预测结构在不同条件下的承载能力。     

空间环境对聚合物基复合材料性能的影响

文章介绍了空间飞行器工作过程中的空间环境条件。为满足这些要求 ,在设计与选材时须考虑一些因素。此外对某型号任务中使用的P75S/环氧648复合材料耐空间环境条件的性能做了简要评述。     

空间环境对聚合物基复合材料性能的影响分析

文章介绍了空间飞行器工作过程中的空间环境条件。为满足这些要求 ,在设计与选材时须考虑一些因素。此外对某型号任务中使用的P75S/环氧 6 48复合材料耐空间环境条件的性能做了简要评述     

金属模板对复合材料层板固化过程中残余应力的影响

采用商业软件对带有铝板的复合材料层板固化全过程残余应力进行数值模拟计算。在固化瞬态温度场模拟中，采用有限差分法考虑固化动力学模型和热一化学模型强耦合的关系。在残余应力数值模拟中，化学收缩引起的应变在每一计算步以初始应变施加在复合材料结构上。基于以上技术，对带有铝合金的复合材料层板的固化全过程残余应力的进行分析，并分析了金属模板在分析中的作用。结果表明：金属模板改变了两种材料残余应力最大值的时刻；由于金属模板约束作用使带有铝板的复合材料层板在固化过程中承受更大的残余应力。     

碳纤维复合材料贮箱内压和低温承载行为研究

碳纤维增强聚合物复合材料具有轻质高强的优异特性,是液氢液氧燃料贮箱的理想材料。然而液氢液氧燃料贮箱在服役时要承受极低温度载荷,复合材料贮箱箱体的低温结构可靠性尚未可知。开展了碳纤维/环氧复合材料缠绕贮箱结构在温度和内压载荷下的变形及损伤研究,分别进行了常温/低温抗渗漏测试,结合应变测量、声发射监测、氦质谱检漏等方法分别研究了内压以及低温工况对复合材料贮箱的应变分布及损伤泄漏状态影响机制。研究结果表明,封头与圆筒区域交界处易产生应变集中,低温载荷导致复合材料局部小幅度基体损伤及纤维/基体界面脱粘,但并未影响贮箱箱体承压性能和气密性。本研究可为未来大型航天器减质设计提供参考。