颗粒增强铝基复合材料研究与应用发展

简要分析了颗粒增强铝基复合材料的性能优势,综述了国外颗粒增强铝基复合材料的制备技术、性能水平、工程化应用技术以及应用发展现状,总结了国内工程化应用研究现状,提出了铝基复合材料在航空航天领域的应用发展方向.     

复合材料胶接搭接接头应力分析方法研究

胶接是复合材料结构主要连接方法之一,对胶接接头进行应力分析是保证复合材料安全性、耐久性的关键。在初步设计阶段,一般采用解析方法对胶接接头进行应力分析及参数研究。针对复合材料双搭接和单搭接胶接接头,在Tsai等人的理论分析方法（TOM方法）基础上,提出了一种改进的搭接接头剪应力分析方法,该方法考虑了被胶接件的剪切变形,认为被胶接件只有在靠近胶层的半个厚度上产生剪切变形,剪应力沿该半厚度呈线性分布。算例分析结果表明：本文方法比现有的分析方法更接近于有限元模拟结果,可用于估算复合材料胶接接头剪应力分布。     

CCF300/QY8911单向纤维增强复合材料纵向压缩性能预测

提出了一种单向纤维增强复合材料压缩性能的预测方法.该方法基于纤维增强复合材料压缩的微屈曲失效机理与纤维膝切失效机理,对CCF300/QY8911碳纤维增强复合材料单向层合板的纵向压缩性能展开研究.将纤维微屈曲失效与纤维膝切失效机理统一起来,提出一种基于两种失效机理的预测模型,很好地实现了CCF300/QY8911单向纤维增强复合材料压缩性能的预测.通过与试验数据进行比较表明:基于两种失效机理分析的CCF300/QY8911单向纤维复合材料压缩性能预测模型与试验数据符合较好,误差在5%以内.      

航天功能复合材料发展现状及趋势

文章综述了航天功能复合材料的发展现状及趋势,内容包括各种类型的功能复合材料及主要应用领域。对当前用于航天领域的热防护功能复合材料分别作了重点介绍,包括航天器热防护系统及材料、抗烧蚀热防护复合材料、梯度功能复合材料以及它们的组成、作用机理和主要应用。最后探讨得出功能复合材料的发展趋势是高性能化、多功能化和低成本化。     

炭/炭复合材料表面金属功能涂层研究进展

炭/炭复合材料作为结构功能一体化材料使用,面临着自身及其与其他材料之间的连接、抗氧化抗热震涂层以及抗等离子溅射侵蚀涂层问题。系统介绍了表面金属功能涂层在炭/炭复合材料连接、超高温抗氧化抗热震涂层、高热载荷下抗等离子溅射侵蚀涂层上的应用,分析了金属功能涂层的失效原因,讨论了提高金属功能涂层性能的途径,指出新型钎料与接头抗振动抗疲劳性能、涂层显微结构控制与全温域防氧化抗热震、界面稳定化理论方法与新型界面层材料以及金属功能涂层原位自生防护和拓展应用领域是炭/炭复合材料表面金属功能涂层的发展趋势。     

纤维体积含量对炭纤维三维四向编织复合材料试验模态性能的影响

通过试验方法对不同纤维体积含量的炭纤维三维四向编织结构复合材料振动性能进行了研究,根据试验结果分析了纤维体积含量对材料的振动性能的影响.试验表明,炭纤维三维四向编织复合材料随着纤维体积含量的增加,固有频率增大,阻尼比减小;纤维体积含量越大,传递函数的共振峰值越高,加速度衰减曲线越衰减缓慢,材料的阻尼特性减小.     

高温处理对PCS裂解SiC基体的微晶形态及C/C-SiC材料性能的影响

采用聚碳硅烷(PCS)作为先驱体,通过浸渍裂解法制备C/C-SiC材料,分别经过1 400、1 500、1 600℃高温处理,研究了不同处理温度对SiC基体的微晶形态及C/C-SiC材料力学性能和抗氧化性能的影响。结果表明,3种处理温度下,SiC的晶型主要为β-SiC。温度升高,晶粒尺寸增大,1 500℃以后生长速度减缓;SiC微晶优先沿着(111)晶面生长,(220)和(311)晶面的生长取向逐渐增加。处理温度升高,C/C-SiC材料的弯曲强度和剪切强度不断下降。1 400℃处理后,C/C-SiC材料的断裂方式呈现出非常明显的韧性断裂。C/C-SiC材料在1 500℃静态空气中的氧化失重率随高温处理温度的升高而逐渐增大,氧化程度越来越严重,断面典型区域的氧化形貌由"尖笋状"成为"梭形"。     

高温处理过程C/C复合材料微结构演变规律

对热解炭基、热解炭-树脂炭基C/C复合材料进行了1 500、1 800、2 100、2 500℃高温热处理。采用X射线衍射仪、激光拉曼光谱仪,对不同热处理温度及未进行热处理的2种C/C复合材料纳米尺度结构进行了表征;采用扫描电子显微镜、压汞仪,检测了其微米尺度孔隙缺陷。结果表明,随热处理温度的增加,微米尺度C/C复合材料的孔隙率逐渐增加,材料中裂纹型孔隙缺陷在热处理过程中,没有沿裂纹尖端的应力集中区域扩展,而是沿裂纹的宽度方向变化;纳米尺度C/C复合材料炭结构向理想微晶结构转变,缺陷逐渐减少,其变化趋势和微米尺度孔隙率的变化很相似。随热处理温度的增加,纳米尺度1-d002与微米尺度孔隙率呈线性关系趋势,并据此获得了用微米尺度孔隙率变化表征C/C复合材料石墨化度的经验公式。     

炭纤维增强聚合物基复合材料的热氧老化机理

从基体、纤维和纤维/基体界面的角度,探讨了炭纤维增强聚合物基复合材料(CFRPMCs)的热氧老化机理。总结了纤维性能、纤维取向、纤维体积含量、织物结构、树脂性能、纤维/基体界面强度等因素对CFRPMCs热氧老化性能的影响规律,并简要分析了目前提高CFRPMCs热氧老化性能的方法。研究指出,立体织物增强的聚合物基复合材料能够很好地克服传统层合复合材料热氧老化后易分层的缺点,采用立体织物来增强聚合物,将会是今后提高CFRPMCs热氧稳定性的一个主要发展方向。     

Effects of in-situ TiB2 particles on machinability and surface integrity in milling of TiB2/2024 and TiB2/7075 Al composites

In-situ ceramics particle reinforced aluminum matrix composites are favored in the aerospace industry due to excellent properties. However, the hard ceramic particles as the reinforcement phase bring challenges to machining. To study the effect of in-situ TiB₂ particles on machinability and surface integrity of TiB₂/2024 composite and TiB₂/7075 composite, milling experiments were performed, and compared with conventional 2024 and 7075 aluminum alloys. In-situ TiB₂ particles clustered at the grain boundaries and dispersed inside the matrix alloy grains hinder the dislocation movement of the matrix alloy. Therefore, the milling force and temperature of the composites are higher than those of the aluminum alloys due to the increase of the strength and the decrease of the plasticity. In the milling of composites, abrasive wear is the main wear form of carbide tools, due to the scratching of hard nano-TiB₂ particles. The composites containing in-situ TiB₂ particles have machining defects such as smearing, micro-scratches, micro-pits and tail on the machined surface. However, in-situ TiB₂ particles impede the plastic deformation of the composites, which greatly reduces cutting edge marks on the machined surface. Therefore, under the same milling parameters, the surface roughness of TiB₂/2024 composite and TiB₂/7075 composite is much less than that of 2024 and 7075 aluminum alloy respectively. Under the milling conditions of this experiment, the machined subsurface has no metamorphic layer, and the microhardness of the machined surface is almost the same as that of the material. Besides, compared with 2024 and 7075 aluminum alloy, machined surfaces of TiB₂/2024 composite and TiB₂/7075 composite both show tensile residual stress or low magnitude of compressive residual stress.