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。     

碳/氰酸酯复合材料原子氧效应试验研究

选取具有良好应用前景的M40/DFA-1、M40/DFA-N3(添加TiO2纳米颗粒)碳纤维增强氰酸酯基复合材料为研究对象,开展航天器在轨原子氧环境地面模拟试验,通过表面/断口形貌观察、质量损失测试、层间剪切强度测试以及表面成分分析等方式,分析探讨了上述2种碳/氰酸酯基复合材料的原子氧损伤效应。结果表明,在原子氧的作用下,2种材料表面树脂均受到了一定程度的剥蚀,添加纳米颗粒的M40/DFA-N3质损率及原子氧剥蚀率相对更高,但层间剪切强度下降幅度相对较小,这可能是由于其氧化反应更加剧烈,生成的碳氧双键比例更高的结果。     

M40J/改性氰酸酯复合材料耐水性能研究

讨论了氰酸酯树脂、环氧改性氰酸酯树脂、环氧树脂及其M40J碳纤维复合材料耐水性能。考察了几种体系的吸水率、吸水前后力学性能变化,并通过SEM分析其微观状态变化。结果表明,氰酸酯及其改性体系具有低的吸水率,力学性能无明显变化,复合材料吸水率低于浇铸体,拉伸模量、剪切强度有一定程度下降,分析认为主要是由复合材料界面破坏引起的。     

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。     

PAN基高模量碳纤维微观结构研究

采用X射线衍射(X-ray diffraction,XRD)和拉曼光谱(Raman光谱)研究了3种自制PAN基高模量碳纤维(1#,2#,3#)的微观结构,并与M40J,M46J,M55J碳纤维进行了对比。结果表明:3种自制PAN基高模量碳纤维微晶尺寸的大小顺序为3#2#1#;1#到3#碳纤维表面和截面Raman光谱所获得的R值(D峰和G峰的积分强度比)均减小,石墨化程度升高,结晶性变好;1#碳纤维的结晶性介于M40J碳纤维和M46J碳纤维之间,2#和3#介于M46J碳纤维和M55J碳纤维之间;三者的石墨化程度略高于M46J碳纤维。     

适用于更高温度环境卫星的复合材料太阳电池基板

介绍了美国J.霍普金斯大学应用物理实验室设计制造的适用于水星轨道卫星的复合材料太阳电池基板[1]。该项研究计划进行了很长时间,分别进行了设计分析、选材、工艺试验、产品试制和性能测试等工作。制成的沥青基碳纤维/氰酸酯复合材料太阳电池基板,可短期承受270℃高温,能够满足高温卫星空间环境的要求。     

碳纤维/氰酸酯树脂复合材料真空逸气性能研究

分别测试了M40J碳纤维增强环氧改性氰酸酯复合材料在紫外照射前后真空环境(125℃,10-3 Pa)下的逸气性能.结果表明,复合材料总质量损失为0.27%,可凝挥发物为0,逸出气体主要是氢气、氮气和水,紫外照射后总质量损失为0.2%,照射前后复合材料结构无变化,真空逸气性能满足国际标准要求.     

低密度碳/酚醛复合材料的制备及其性能研究

以降低传统碳/酚醛复合材料密度为目的,在对复合材料密度进行理论分析计算的基础上,采用在酚醛树脂中添加轻质填料的方法制备低密度碳/酚醛复合材料,按照正交实验法对轻质填料含量以及复合材料制备工艺参数进行分析与优化。结果表明,分别采用聚丙烯腈基碳纤维和粘胶基碳纤维作为增强材料,研制的碳/酚醛复合材料的密度分别为1.339 g/cm~3和1.211 g/cm~3,拉伸强度分别为294 MPa和131 MPa,剪切强度分别为15.0 MPa和14.7 MPa,室温热导率分别为0.215 W/(m·K)和0.476 W/(m·K),200℃热导率分别为0.340 W/(m·K)和0.599 W/(m·K),氧乙炔线烧蚀率分别为0.011 mm/s和0.030 mm/s,复合材料密度降低的同时,其他性能满足固体火箭发动机喷管烧蚀防热材料的使用要求。     

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。     

冷热循环对M40碳纤维/氰酸酯复合材料影响的试验研究

对M40碳纤维/氰酸酯复合材料进行了冷热循环试验,分别测试了经不同次数冷热循环后材料的质损率、弯曲强度和层剪强度,并通过扫描电镜对试样断口形貌进行了观察。结果表明:随着冷热循环次数的增加,样品有少量的质量损失;其剪切性能先增加后略有降低;碳纤维与树脂基体之间的界面结合状态良好。     

铝蜂窝复合材料X,Y方向低温有效热导率的测试与研究

本文概述了铝蜂窝复合材料在x、y方向低温有效热导率的测试方法,给出部分测试结果。对试样的低温有效热导率给出了计算模型,并讨论、分析了测试计算结果。     

碳纤维复合材料格栅反射面研制进展

为了满足某太赫兹天线高精度、高稳定的需求，采用线膨胀系数极低的全碳纤维格栅结构制备半径为1.2m的反射面。文章首先运用有限元法计算了全碳纤维格栅结构反射面的热变形情况，以验证格栅结构设计的合理性；其次，选择殷钢作为模具材料、M55J/氰酸脂复合材料作为反射面材料，采用热压罐成型工艺，在中温条件下分别固化内、外蒙皮与格栅板；再次，采用数控铣削加工形状各异的格栅筋板，并在筋板上开槽以实现格栅结构的拼装；最后，在常温条件下，利用重物加压的方式实现低应力胶接，并采用高精度摄影测量技术检测反射面的初始面型精度及热变形后精度。结果表明，采用有限元法模拟反射面降温70℃条件下的热变形为1.2μm；采用摄影测量检测30℃初始面型精度（RMS）为5.5μm，-40℃环境下面型精度（RMS）为7.8μm。文中所述工艺方法对制备高精度、高稳定复合材料天线反射面具有重要的指导意义。     

细编穿刺C/C复合材料热导率数值模拟

根据细编穿刺复合材料的细观和微观结构,分别建立了纤维束和细编穿刺单胞有限元模型。采用周期性非绝热温度边界条件,计算了纤维束和材料整体的等效热导率。计算结果与经验公式比较,具有高度的一致性。在此基础上,进一步研究了纤维体积分数、基体和纤维热导率对材料热导率的影响。结果表明,随着纤维含量的增加,材料两个方向热导率均有不同程度的下降,且差异逐渐减小,且基体对热导率影响作用较大。文中采用的模型和周期性边界条件与理论预期符合较好,为材料热学和热力耦合问题的分析提供了有用参考。     

单向M40/环氧648复合材料层板的破坏模式分析

M4 0 /环氧 6 48复合材料是目前应用于卫星结构的主要材料之一 ,根据工程应用实际需要 ,对单向层板性能进行了有关力学性能实验且还对其破坏模式进行了初步分析。     

碳纤维导热性的测试研究

介绍用激光脉冲法测量碳纤维轴向热导率的方法原理和测试结果。对碳纤维导热性与纤维微观结构的关系进行了讨论,提出了碳纤维轴向导热有定向效应的见解。讨论了碳纤维的导热性与碳纤维增强复合材料导热性之间的关系和碳纤维增强复合材料导热各向异性问题。     

热循环对原子氧与树脂基复合材料 交互作用的影响

文章选取M40/DFA-1和M40/AG-80两种碳纤维增强树脂基复合材料,进行了热循环对原子氧与这两种材料交互作用影响的研究。原子氧反应率的计算和层间剪切性能测试的结果表明,一定温度区间一定次数的热循环使得材料与原子氧交互作用减弱。该研究应用X射线光电子能谱仪（XPS）和扫描电子显微镜（SEM）对样品表面成分和形貌进行了分析。根据分析结果,初步提出热循环对增强树脂基复合材料自身抗原子氧侵蚀能力的作用机理。     

复材结构航天器静电特性及防护技术

复合材料结构航天器静电防护特性相对于金属材料结构航天器而言呈现出较大差异。文章针对新型天地往返无人航天器,研制了高温条件下材料电阻率测试专用探头和测试系统,并从材料静电特性、静电防护设计等方面开展了复材结构航天器静电特性研究。结果表明:作为冷结构的碳纤维复合材料属于导静电型材料,可以满足防静电需要;在航天器地面着陆后,可通过导静电轮胎将飞行器冷结构上的静电释放至大地,实现对航天器着陆后的静电防护;采用局部静电消除的方法,可消除热防护绝缘材料上的静电,将航天器热防护材料表面静电降低至安全范围内,保证再入返回着陆后人员的操作安全。     

导热脂低温热导率的测试研究

导热脂的低温热导率是研究宇航用导热脂的重要参数,“瞬态热线法”是常用的测量方法之一,但受使用条件限制,实际应用中容易产生较大误差。本文提出采用改进的“瞬态热线法”即对标准流体与试样进行测量比对的方法,用于导热脂低温热导率的测量,减小了测试方法的系统误差,因而保证了测量的相对误差小于6％。在测量装置上,采用廉价的康铜丝取代了传统使用的铂丝,设计采用了容易进行拆洗的低温试验装置。文章讨论了影响导热脂低温热导率的因素。提出测量加热时间要在2 s～3 s之内以防止对流,分析了比对状态的误差影响,并给出了两种导热脂低温热导率与温度关系曲线。分析表明本文提出的试验方法可以满足宇航用导热脂研究的需求
     

在不同温度下LD10和C／E材料的力学性能的试验研究

本文测量了ＬＤ１０ＣＳ铝合金和碳纤维／环氧树脂复合材料（Ｃ／Ｅ）在低温，室温和中温下的力学性质计算了力学性能的标准误差和分散系数，分析了温度对材料力学性能的影响和破坏过程，可供工程设计人员和力学工作者参考。