树脂膜熔渗工艺用FRP模具的设计与制备

通过模具材料的选择、分型和模具中加热装置的合理设计，制备出树脂膜熔渗工艺（RFI）实验用FRP模具。实验发现：自带加热系统可将模具和产品加热到110℃以上，模具可在85℃左右长期工作，并初步探索了RFI工艺参数，制备出了性能优异的板材。为制备大型RFI工艺用FRP模具提供了依据。     

连续CF/PEEK预浸料制造技术研究进展

适合连续碳纤维增强聚醚醚酮(CF/PEEK)预浸料的制造技术有熔融浸渍、粉末悬浮和混编模压,对各技术优缺点进行分析。通过总结各技术的发展现状,提出了熔融浸渍技术发展热点为浸渍模具的改进方法,粉末悬浮技术发展热点为分散系的改进,混编模压技术发展热点为碳纤维与树脂纤维的编织方式。     

连续碳纤维增强聚醚醚酮预浸带成型工艺及性能

利用浸渍法制备连续碳纤维增强聚醚醚酮(CF/PEEK)预浸带,对其成型温度、行进线速度进行研究,并测试了CF/PEEK预浸带的热胀系数、拉伸性能,利用SEM扫描电镜观察CF/PEEK预浸带内部界面结合状态。结果显示,预热区、熔融热压区温度分别控制在110~130℃和220~370℃,预浸带行进线速度控制在2 m/min时,制备的预浸带性能较好;在-150~+150℃范围内,CF/PEEK预浸带线胀系数为0.5×10-6/K,并随着纤维体积分数增大而减小;CF/PEEK预浸带最大拉伸强度达到1.81 GPa;SEM扫描电镜显示碳纤维与PEEK界面结合良好。研究显示,CF/PEEK预浸带制备工艺参数可行,CF/PEEK预浸带性能较好,具有工程应用价值。     

炭纤维/聚醚醚酮复合材料的激光原位成型工艺探究

为扩大热塑性树脂基复合材料在航空航天领域的应用,选择了一种具有优异力学性能和热性能的聚醚醚酮树脂作为基体,对激光原位成型技术在热塑性树脂基复合材料成型的可行性进行探索。采用溶液浸渍法制备T700炭纤维/聚醚醚酮预浸胶带(预浸带),通过激光原位成型方式缠绕制备T700炭纤维/聚醚醚酮复合材料NOL环(NOL环),探索不同成型工艺条件下NOL环的层间剪切性能,优化出适宜的激光原位成型工艺参数。结果表明,预浸胶带在含胶量为33.6%时韧性好,并且具有较好的拉伸性能;通过层间剪切性能测试,当缠绕速度为3 m/min、激光输出电流为40 A、芯模温度为290℃、压辊压力为150 N时,激光原位成型的NOL环层间剪切性能较为优异,这为激光原位成型热塑性树脂基复合材料在固体火箭发动机复合材料壳体上的应用提供了工艺参考。     

复合材料格栅结构稳定性与优化分析

阐述了复合材料格栅结构稳定性及优化分析方法研究概况。指出在格栅结构初级设计阶段可利用拟膜分析法对等效的格栅平板、圆筒及锥筒进行整体屈曲计算即可,而对于复杂构型格栅结构,由于不对称性及拉-压-扭耦合效应存在很难获得解析解,需借助有限法对结构进行非线性求解而求得其真实力学响应,同时还介绍了其他算法,如遗传算法。最后介绍了复合材料格栅结构破坏机理的一些试验方法。     

复合材料壳体固化温度场测试及共固化特性

温度场是复合材料壳体多材料体系共固化的一个重要工艺控制参数。采用预先埋植热电偶方法获得1^#、2^#两种固化制度下圆筒内部温度场数据,对F-3/EP-04缠绕层与三元乙丙(EPDM)绝热层在共固化条件下的固化度与性能进行研究。结果表明:壳体内部温度存在明显的滞后性,温度-固化时间曲线呈现近似抛物线形状;缠绕层能在1^#固化制度下固化,而EPDM绝热层不能完全硫化,在提高最高固化温度及延长保温时间的2^#固化制度下,均能实现固化,并且提高共固化温度与延长保温时间对缠绕层力学承载性能无影响;两种固化制度下,EPDM绝热层温度差小,而缠绕层温度差大,提高共固化温度及延长保温时间有助于降低缠绕层温度差。     

复合材料壳体固化过程温度场数值分析

为解决固体发动机复合材料壳体固化成型过程中由于加热不均和固化不均导致的脱粘分层等质量缺陷问题,综合考虑了树脂的固化反应特性、固化炉内的热空气流动特性、复合材料物性参数的时变特性、模具和辅助材料的影响及其物性参数的时变特性,建立了壳体固化成型过程的热-化学耦合数学模型,数值模拟了固化过程中壳体温度的变化历程,获得了壳体固化过程中温度的变化规律。研究结果表明,模拟结果与测量结果的误差小于1.5%,表明所建立的模型能对壳体固化过程温度场进行较为准确的预估;壳体固化过程中没有出现放热峰,表明树脂的固化反应热对壳体固化过程影响微小;壳体固化过程中,最低温出现在临近接头区域。     

热塑性复合材料原位成型工艺及关键技术

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。