SiC纤维增强复合材料界面微观结构的Raman光谱研究

使用Ｒａｍａｎ显微技术（Ｒａｍａｎ ｍｉｃｒｏｓｃｏｐｙ）研究了ＳｉＣ纤维增强碳化硅、ＪＧ６玻璃和Ｐｙｅｒｘ玻璃复合材料界面的微观结构。研究表明,复合材料的制备过程使纤维内自由碳颗粒的大小增大,尤其是在界面层两种玻璃复合材料制造过程使原纤维富含ＳｉＯ２的表面层消失,而且发生了界面层碳结构的有序化。     

CFRP铣削有限元模型建立及切削力仿真分析

为探索碳纤维增强树脂基复合材料(CFRP)铣削加工过程中切削力与工艺参数之间的映射关系,建立CFRP铣削加工有限元仿真模型并对切削力进行分析。基于ABAQUS软件通过定义材料属性、材料失效模型、纤维铺层数和纤维方向建立了CFRP铣削加工二维有限元仿真模型,并对该模型进行了实验验证。基于该模型,分析了切削力与纤维方向角、铣削速度、每齿进给量和刀具前角等工艺参数之间的映射关系。仿真结果表明:纤维方向角从0°增大到90°,切削力呈现降低趋势,而纤维方向角从90°增大到180°,切削力呈现增大趋势。随着切削速度和每齿进给量的增大,切削力随之增大,而随着刀具前角增大,切削力随之减小。     

缠绕用低温快速固化氰酸酯树脂的改性

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。     

纤维增强复合材料涡轮轴结构疲劳寿命预测

研究了连续纤维增强复合材料低压涡轮轴结构在给定低循环载荷作用下的疲劳寿命估算方法.考虑连续纤维增强复合材料结构特性，研究了基于局部应力应变法的低周疲劳寿命预测方法，并对预测方法的有效性进行了验证.基于此方法，计算了某型航空发动机低压涡轮轴的最大应力、应变和疲劳寿命.结果表明:在0°~90°范围内，45°铺层角度的复合材料层疲劳寿命值最大；当金属厚度不变，外层金属和首层复合材料层的疲劳寿命随复合材料厚度增加而增大；当轴结构壁厚保持6mm不变，减小复合材料层的厚度，同时相应增大最内层或最外层金属包套的厚度，其结构疲劳寿命都随着复材层的厚度减小而减小;外层金属包套的寿命则远大于首层复合材料的疲劳寿命.      

聚碳硅烷纤维的不熔化处理研究（Ⅱ）—放大工艺的研究

采用熔融纺丝法纺出连续ＰＣＳ纤维束，研究了升温制度、纤维装填量以及过热现象等因素对ＰＣＳ纤维不熔化结果的影响，探讨了不熔化工艺的优化。结果表明，低温段慢速升温，中温段延长保温时间，高温段进一步强化的升温制度是比较合理的。纤维装填质量及密度增大到一定程度后，会因散热不利而引起急剧高温，导致纤维的熔并。急剧放热引起纤维结构的变化较大，而且内部纤维与表层纤维的反应程度不同。     

树脂基复合材料缺陷表征与评价方法研究综述

复合材料结构中的制造缺陷严重影响航天装备的服役性能，如何实现复合材料缺陷的高精度检测表征与评价对航天装备的安全性设计意义重大。针对树脂基复合材料缺陷的先进表征技术及评价方法进行概述，重点介绍了复合材料成型工艺与典型缺陷类型、常用复合材料缺陷检测与原位表征技术和复合材料缺陷分析评价方法。通过对复合材料缺陷研究现状的梳理，可见计算机断层扫描技术和基于图像的数值计算方法正以其独特的精确度优势在复合材料缺陷的表征与分析领域崭露头角。同时还对先进的复合材料检测与评价技术在航天装备中复合材料结构安全性设计与可靠性分析方面的应用和发展趋势进行了展望。     

透波氮化硅纤维的综合性能评价表征研究

系统研究了氮化硅纤维的基本物理性能、力学性能和介电性能,并且探究了各性能的测试方法。结果表明,氮化硅纤维在1 500℃的高温强度保留率达到50%以上,介电常数为6.0左右,说明氮化硅纤维可以作为透波材料在苛刻的高温环境下长时使用。     

高强高模聚酰亚胺纤维增强环氧复合材料研究进展

本文综述了当前高强高模聚酰亚胺（PI）纤维增强环氧（EP）复合材料的制备及应用研究进展，较全面地介绍了PI/EP复合材料的成型工艺性能、界面性能、力学性能及破坏机制、电性能、耐损伤性能、防弹性能等，对其应用研究方向进行了展望。     

纤维型纳米隔热材料的研制

以纳米填料改性环氧树脂为基体,空心微珠和有机纤维为隔热填料,采用湿法缠绕工艺制备了纳米隔热材料。结果表明,F12型纳米隔热材料的隔热性能最佳,其热导率(20~150℃)为0.23~0.28W/(m·K),且随着温度的升高而增加。此外,隔热材料在150℃下加热100s后,背壁温度不超过50℃。     

风机叶片断裂原因分析

叶片在安装试运行过程中发生断裂,断裂位置位于叶根附近,通过对故障件的观察、测试与分析,确定了叶片发生低周疲劳断裂的原因是由于生产过程中工艺控制不良,叶片根部局部区域树脂固化不完全,导致该区域的强度、刚度极低,当受到疲劳载荷作用时在结构应力集中区域首先发生分层开裂、扩展直至最终失稳断裂。同时指出固化不完全的原因。