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751.
可折叠铍青铜豆荚杆的焊接成型是该类豆荚杆研制的难点之一,本文对铍青铜豆荚杆的储能点焊工艺进行了研究,分析了工艺参数及热处理对焊接接头名义剪切强度的影响,给出了优选的工艺参数为焊接电压180 V、保压7 s。在最佳工艺条件下成型并经过340℃/2 h时效处理后,焊接接头的名义剪切强度由52 MPa提高到68 MPa。铍青铜焊接接头的名义剪切断口随着焊接电压的增大,从焊接接头区域向热影响区转移。  相似文献   
752.
为了获得高模量碳纤维复合材料薄壁管件最佳成型工艺参数组合,通过正交试验确定了缠绕工艺参数的大小顺序,经过进一步优化试验及对孔隙率和管件性能分析,得到挤胶装置间隙为0.1~0.12 mm,胶液温度为(40±2)℃,纤维缠绕张力为(10±2)N,加压带缠绕张力为40 N时,管件综合性能最优。  相似文献   
753.
前言          下载免费PDF全文
为不断提高航天复合材料成型与加工技术水平,促进航天复合材料成型与加工技术交流,推广复合材料在航天型号上的应用,2012年11月中国航天科技集团公司复合材料成型与加工工艺技术中心在北京组织召开了第一届航天复合材料成型与加工技术交流会,会议的主题为  相似文献   
754.
755.
根据碳纤维表面形貌与两种环氧树脂黏度特性,确定复合材料合适的固化压力。针对两种环氧树脂的黏度差异,比较膨胀压力设计及固化工艺优化方法。结果表明:高黏度环氧树脂体系的软模膨胀成型工艺适应性更好,固化周期缩短13. 6%,凝胶压力设计温度(135±5)℃能够保证产品内部质量,固化温度(170±5)℃降低产品变形风险,支撑梁构件缺陷比例0. 5%,满足航天结构复合材料质量控制新常态的要求。  相似文献   
756.
小型固定翼无人机的尾撑制件为一种大长径比碳纤维复合材料薄壁类层压圆管结构,该制件除要求具有较高的内外质量、满足无人机机体结构使用要求外,其内形尺寸还应保证后续装配尺寸控制要求,因此使用传统的预浸料卷制成型方式较难以满足上述使用要求。为满足上述要求并得到一种成型工艺简便、成型质量良好的产品,利用丙烯酸酯橡胶及金属芯模制备了一种适用于预浸料成型的热膨胀芯模,并利用该芯模及组合模具通过真空袋压法实现了大长径比碳纤维复合材料薄壁类层压圆管结构制品的工艺成型。结果表明,采用丙烯酸酯橡胶作为热膨胀材料,可以良好地实现预浸料成型过程中的热膨胀加压,得到的产品不仅内、外质量良好,满足无人机机体结构使用要求外,其内形尺寸还满足了装配尺寸公差控制要求,是一种针对大长径比碳纤维复合材料薄壁类层压圆管制造较为良好的工艺成型方式。  相似文献   
757.
根据烧蚀防热复合材料RTM制备技术对树脂的要求,研究了一种适合于RTM工艺的无溶剂高残碳烧蚀树脂及其法向增强复合材料,详细讨论了树脂的黏度-温度特性、耐热性能、烧蚀性能及烧蚀复合材料的力学性能、热物理性能,并对制备的烧蚀防热材料构件进行了固体发动机热试车考核。结果表明:采用多环芳香酚改性的高邻位酚醛树脂工艺适用期长达120min、残碳率达67. 1%,使用该树脂制备的几种法向增强的复合材料层剪强度达39. 3MPa以上;该类树脂基烧蚀防热材料可作为固体火箭发动机扩张段的标准材料。  相似文献   
758.
介绍了原位成型工艺及其两项关键技术的研究与发展过程,根据原位成型技术应用于航天领域的典型型号,提出了原位成型工艺两项关键技术的指标,并对原位成型工艺未来的发展进行了展望。  相似文献   
759.
针对湿法缠绕工艺,在不影响固化温度条件下用TDE-85对氰酸酯树脂进行改性,对改性前后树脂性能进行对比研究。结果表明:环氧与催化剂混合物在40℃时黏度低于1 Pa·s,且能维持超过214 min,能够满足湿法缠绕的工艺需求;环氧含量低于10 wt%时,起始固化温度不超过77℃,在80℃的凝胶时间为30min左右,仍满足低温快速固化要求;当TDE-85含量为10 wt%时,树脂浇铸体力学性能最优,其拉伸强度、弯曲强度、冲击强度分别为46.2、83.4 MPa、10.8 kJ/m~2;但环氧的加入对氰酸酯的吸湿性和耐热性能均有一定负面的影响。  相似文献   
760.
中型固定翼无人机机翼梁为碳纤维复合材料层压结构,传统的阴模-预浸料成型虽然能极大提高外形尺寸稳定性,但该方法即使在引入硅橡胶芯模也较难以确保圆角处的正压力以及因其成型带来的架桥、气泡裹入等现象;本文利用组合式自适应均压板辅助工装及阳模-预浸料成型方法,在确保机翼梁制件外表面质量的同时不仅显著提高了机翼梁制件内表面质量,还使得工艺得到明显简化,极大地避免了因成型带来的架桥、气泡裹入等现象;并通过随炉件制作及性能测试得到单向预浸料的弯曲强度为1549 MPa,弯曲模量为110 GPa,层间剪切强度为87 MPa。  相似文献   
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