C/C复合材料螺栓受拉破坏模式分析

文摘采用试验的方法研究了两种不同结构C/C复合材料螺栓的拉伸破坏形式。结果表明,螺栓头的结构决定了其破坏模式。对于受拉而导致的螺栓头剪切破坏,不是由单方向的层间剪切和面内剪切决定,而是两个方向剪切综合作用的结果,因此细化螺栓头结构设计能最大程度发挥复合材料的力学性能极限。     

固体火箭发动机喉衬用轴编C/C复合材料的烧蚀及热结构特性研究进展

固体火箭发动机喉衬用轴编C/C复合材料的工作环境面临高温、高压、高速燃气流和大量凝聚相颗粒的烧蚀和冲刷,对材料的抗烧蚀性能和热结构特性要求十分严格。因此,从烧蚀实验和热结构特性实验研究、热结构特性预测与气体-颗粒两相流数值模拟三个方面,论述了轴编C/C复合材料的烧蚀及热结构特性研究进展。总结讨论了实现真实烧蚀工作环境的模拟和影响烧蚀实验参数的控制是高温烧蚀实验的难点,对于铝颗粒添加下工况的烧蚀实验和在细观尺度下热结构特性参数的测定实验是重点;提出从实验件类型、实验系统设计和对比有无铝颗粒添加下的工况进行烧蚀实验;提出采用一种热稳定性材料取代界面的实验方案进行热结构特性参数的测定实验。在热结构特性研究的细观尺度方面,组分材料之间的界面对热结构特性的影响有待深入研究,提出在代表性体积单元模型的基础上引入温度的周期性边界条件来实现热结构参数的预测。在气粒两相流数值模拟方面,发动机内不同相之间相互耦合作用以及对轴编C/C复合材料的机械侵蚀是数值模拟研究的难点,提出使用SDPH-FVM耦合的方法去解决内流场燃烧流动的问题,进一步可用来揭示内流场燃烧流动机理。     

ISO/DP 5855/Ⅱ 1978.7 MJ螺纹 第二部分 螺栓及螺母的直径、螺距和公差的选择

本文件仍处于研究中,更动在所难免,不应引用,仅供参考。 1.适用范围 本标准规定了宇航结构用的公称直径为1.6～39毫米的螺栓及螺母的MJ螺纹。 公称直径为1和1.2毫米的螺栓及螺母应符合于ISO/R1501。     

高锁螺栓、高锁螺母的国产化研制

高锁螺栓、高锁螺母具有高强度、高抗疲劳、预紧力安装、自锁等优良特性,它们在直升机结构中广泛应用。本文论述了高锁螺栓、高锁螺母的国产化研制特点及关键技术。研制结果表明,国产化UNJ螺纹的钛合金高锁螺栓、不锈钢抗拉型高锁螺母尺寸与国外标准件一致,可实现互换安装,产品性能达到了国外同类件性能指标要求,可以替代安装。     

黏胶丝基碳布增强C/C复合材料研究

采用黏胶丝基碳布进行了二维层板C/C复合材料研究。和PAN基碳布进行对比,分别从碳纤维微观结构、表面形貌、碳布物理性能、树脂基复合材料炭化过程残余热应力模拟、C/C复合材料力学和热物理性能表征等方面进行了对比分析和研究。结果表明,2 200℃处理的黏胶丝基碳纤维是非石墨化结构;纤维横断面呈腰子形,碳布纬向纱弯曲。黏胶丝基碳纤维的密度仅1．39 g/cm~3;拉伸模量很低,约50 GPa。炭化过程研究表明,黏胶丝基碳纤维轴向具有持续的正的线膨胀行为,在炭化初期与酚醛树脂的膨胀行为相一致;黏胶丝基碳布增强树脂基材料在800℃的面内自由热应变是PAN基材料的1/8;模拟的炭化过程热应力是PAN基材料的1/60。黏胶丝基C/C层板材料的层剪强度高于PAN基C/C复合材料,达到16．2 MPa;其拉伸强度为46．6 MPa,弯曲强度高达95．5 MPa,拉伸模量与弯曲模量基本一致,约10 GPa。黏胶丝基C/C复合材料在800℃的热导率是6．48 W/(m·K),与PAN基C/C复合材料非常接近;在800℃的线膨胀系数是2．18×10~(-6)/ K,远高于PAN基C/C复合材料的-0．387×10~(-6)/K。总之,黏胶丝基碳纤维由于其表粗糙度大、碳布纬向纱弯曲、极低的拉伸模量、正的轴向线膨胀系数,因而C/C复合材料层剪强度高,成型工艺中热应力低,较PAN基碳纤维更适合于研制不分层的二维C/C复合材料。     

不同因素对高锁螺母锁紧力矩影响的研究

在直升机的实际装配过程中,一种高锁螺母会与多种高锁螺栓进行装配,而高锁螺母的锁紧力矩与稳定性不能保证.首先,从螺纹副精度、润滑条件、收口尺寸、材料、表面处理等方面对高锁螺母的锁紧力矩变化规律进行了定性分析.然后,通过试验的方法研究了不同材料、润滑条件及表面处理情况下,高锁螺母锁紧力矩的变化.试验结果表明:同规格下,硬度越大的材料,锁紧力矩愈大,稳定性愈差;在同样条件下,有润滑的高锁螺母配合,其锁紧力矩愈小,稳定性有明显加强;不同表面处理对高锁螺母的锁紧力矩的大小有一定影响,但稳定性变化很小.     

基于MATLAB–GUI的螺栓紧固力加载数字化工艺技术研究

为解决基于扭矩法的航空发动机螺栓拧紧过程中紧固力分散程度大的问题,探索出更便捷、更高效的螺栓紧固力加载工艺优化方法,在扭矩法试验基础上提出了一种基于MATLAB–GUI的螺栓拧紧加载数字化工艺技术。搭建螺栓虚拟加载平台,并以扭矩转角法加载为例,在不同润滑形式下开展了虚拟加载效果评估,两种修正策略下紧固力均有不同的改进效果,为探索螺栓连接紧固力加载工艺优化方法提供了新的途径。     

C/SiC复合材料烧蚀机理和通用计算模型研究

研究了C/SiC复合材料氧化烧蚀机理,发现它们与传统的硅基和碳基材料烧蚀有很大差别。C/SiC的烧蚀取决于氧的分压、表面温度和材料晶态结构及成份,可能出现活性氧化和惰性氧化两种破坏机制。研究了氧化膜的形成和破坏条件,以及氧化膜中氧气的扩散机制,建立了适用于C、Si、SiC和C/SiC(C和SiC可有不同混和比)四种材料烧蚀计算的通用物理数学模型。     

C/C复合材料比热容和热扩散率的研究

研究了C/C复合材料的比热容、热扩散率及其影响因素。研究表明,C/C复合材料的比热容随着温度的升高而增大,在1 300 K时比热容达到最大值1.8 kJ/(kg.K),之后随着温度的升高,比热容保持恒定;C/C复合材料的热扩散率随着温度的升高而降低,碳纤维的取向与热传导方向一致时热扩散率最高;石墨化度高,热扩散率高;C/C复合材料的热扩散率随着材料密度的增加而增大。     

高温处理对中密度针刺C/C复合材料性能的影响

针对C/C复合材料脆性问题,对密度为1.60 g/cm3的碳布叠层针刺C/C复合材料进行了1800、2 000、2 200和2 500℃的高温处理,研究了不同热处理温度对C/C复合材料微晶结构、力学和抗热震等性能的影响.结果表明,高温处理使针刺C/C复合材料的层间剪切和面内拉伸强度出现不同程度的降低,但材料的断裂伸长率和抗热震性能得到大幅度提高.其中,1 800℃高温处理后的C/C复合材料具有优异的力学和抗热震性能.     

复合材料层合板单搭接机械连接横向力研究

在复合材料单搭接连接结构中,由于载荷的偏心作用,在搭接处产生沿板厚度方向的横向力,使得接头产生横向位移并使螺栓偏转。采用试验及有限元方法对复合材料双钉单搭接机械连接中螺栓、螺母在静载荷作用下的应力进行研究,并进行结果分析。结果表明:单搭接中偏心矩在螺栓上的螺纹位置产生较大的应力,使螺栓发生断裂破坏;在螺母中产生较大的弯曲应力,使螺母发生破坏;在连接区两端对层合板施加横向约束能够有效降低螺栓、螺母中的应力幅值;计算结果与试验破坏模式吻合。     

正反顺序加载下安装边螺栓预紧力分散度的数值模拟与试验验证

在航空发动机机匣安装边装配过程中,不同位置螺栓之间会产生弹性交互作用,不同加载方案会使装配后的螺栓预紧 力存在一定的分散度。针对这一问题,建立了3层带止口机匣安装边3维接触有限元模型,研究不同加载方案下螺栓预紧力的施 加方法。基于有限元模型数值模拟了3层机匣安装边分别在顺序加载方案、交叉加载方案和正反顺序2轮加载方案下螺栓预紧力 的分散度。搭建了相应的试验装置,分别对3种加载方案的预紧力分散度进行试验验证。结果表明：采用正反顺序2轮加载后的 螺栓预紧力分散度最小,在3层止口机匣安装边上采用正反顺序2轮加载方案后的螺栓预紧力分散度较小,在有限元仿真中螺栓 预紧力分散度为2.43%,在试验中螺栓预紧力分散度为4.98%。采用此方案加载后,止口机匣安装边能达到更好的密封效果和较 好的刚度对称性。     

复合材料夹层连接螺栓拧紧力矩试验研究

针对纤维增强复合材料夹层在不同类别湿装配状态下连接螺栓的拧紧力矩问题进行了详细的分析与试验研究.给出了湿装配状态下复合材料夹层连接螺栓的部分拧紧力矩数值范围,这些数值可以作为工程应用的重要参考依据.     

3D针刺C/SiC复合材料螺栓的低成本制备及力学性能

以三维针刺碳毡作为预制体,通过化学气相渗透(CVI)工艺,制备了密度约为1.50～1.60 g/cm3的半成品C/SiC复合材料板材,然后采用专用磨具在半成品复合材料板上按照指定的取样方式切割出螺杆与头部毛坯,并分别对螺杆和头部攻丝,将两者装配在一起形成半成品螺栓,对半成品螺栓CVI致密化并在其表面制备SiC抗氧化涂层,制备出低成本的3D针刺C/SiC复合材料螺栓.提出了C/SiC复合材料螺栓力学性能的测试方法,通过自行设计的夹具,对所制备螺栓的力学性能进行了测试表征,并利用扫描电子显微镜(SEM),对C/SiC复合材料螺栓的拉伸断口形貌进行了观测.结果表明,所制备的螺栓具有较好的抗拉和抗剪能力,室温下螺栓的抗拉强度和剪切强度分别为151.7 MPa和85.6 MPa.     

剪切载荷下航空发动机螺栓松动行为及其临界值的数值模拟研究

为研究剪切载荷下螺栓连接结构松动行为,首先建立了多种螺栓连接结构精细有限元模型,进行了全六面体网格划分,并运用Yamamoto方法和Spowith方法验证了模型的有效性,然后通过多种模型仿真对比,分阶段首次研究了不同影响因素下塑性松动期、旋转松动期内以及整个松动期内的螺栓松动行为及其重要临界值.结果表明:剪切载荷下螺栓...     

飞行器典型结构的热适配分体螺栓连接技术

由于复合材料与高温合金的热膨胀系数差异,导致在高温环境下采用高温合金机械连接件的复合材料组合构件发生预紧力降低。为解决高超声速飞行器热部件的连接难点、保证热结构的高温可靠性,对复合材料部件与高温合金螺栓的连接进行了研究。对一种采用分体式热适配螺栓的方法进行了相关的理论推导,采用典型单元进行的数值模型仿真表明了结果趋势的一致性良好。采用C/SiC局部端框的典型试验表明,这种新的连接设计在不改变以往常规连接强度性能的情况下,可以将820℃条件下的高温剩余预紧力由大约14%有效提升至80%。     

复合材料层合板多钉连接的紧固件连接柔度

复合材料层合板多钉连接结构中螺栓紧固件连接柔度随钉排数增加而变化。为了阐明多钉连接紧固件连接柔度与单钉连接紧固件连接柔度的差异并建立多钉连接紧固件连接柔度的计算方法,进行了ZT7H/5429复合材料层合板螺栓连接结构拉伸试验和紧固件连接柔度解析求解;研究了旁路载荷对紧固件连接柔度的影响规律并提出了旁路载荷伴随下紧固件连接柔度的计算公式;针对紧固件连接柔度取值与分析模型的相关性,构建了描述钉间层合板柔度偏差的模型适应函数并提出了面向分析模型的紧固件连接柔度修正公式;对1列5钉连接结构进行了钉载计算。结论表明：采用所建立的修正公式对紧固件连接柔度修正后,使得梁-壳有限元模型的钉钉载最大计算误差由16%减小至3%,钉载峰值的计算误差由11%减小至2%,实现了准确且快速的钉载计算,尤其适合大规模复合材料层合板结构钉群连接区的工程应用。     

机械连接中钉的轴力和剪切力测量传感器

对机械连接中测量钉的轴力的各种测试方法进行总结,对复合材料多钉连接中钉载的多种测试方法进行分析,提出了一种能同时测量钉的轴力和剪切力的传感器。根据钉的受力情况和材料力学理论推导出钉的轴力和剪切力的计算表达式。设计了传感器的轴力和剪切力的两套测试装置,分别进行了轴力和剪切力的测试试验。对传感器测试结果的载荷-应变曲线的线性度、重复性进行了分析研究。测试结果表明：传感器的载荷-应变曲线具有良好的线性度和重复性,能满足工程上对测量传感器的技术要求。同时通过测试也发现,传感器的安装角对轴力和剪切力的测量结果无影响;安装紧力矩对剪切力的测量结果有影响,但随着外载的增大,影响会逐渐减小。     

飞机快卸锁锁紧螺母重复使用特性

用于固定飞机表面快卸口盖的锁紧螺母在重复使用过程中容易发生松弛,使其拧出力矩减小,锁紧功能失效。首先从材料应变硬化、低周疲劳、接触面摩擦系数等方面对锁紧螺母最大拧出力矩的变化规律进行了定性分析。材料确定后,收口值的大小成为影响锁紧螺母重复使用特性的主要因素。试验研究中选定了3种不同收口值的锁紧螺母进行拧入拧出的重复使用试验,测量它们的最大拧出力矩。试验结果表明,随着重复使用次数的增加,螺母最大拧出力矩最初有一定波动,经历一段（N<200）恢复上升后,在重复使用次数200相似文献