航空用国产碳纤维/双马树脂复合材料湿热特性

针对1种航空用国产T700级碳纤维和4种双马树脂（QY9611、5429、QY9512、QY8911-4），采用3种湿热条件（100℃水煮、70℃水浸、70℃/85%相对湿度）对其复合材料单向层板进行湿热处理，通过研究吸湿量、扩散系数、显微结构、化学成分、耐热温度及力学性能，分析了复合材料的湿热特性。结果表明，4种复合材料在3种湿热条件下的吸湿行为均符合Fick第二扩散定律，100℃水煮时平衡吸湿量和扩散系数最大，70℃/85%相对湿度时两者最小。4种复合材料吸湿速度有明显区别，这与其原材料形式和成型工艺不同有关。湿热处理未导致复合材料内部产生损伤和化学变化，主要引起增塑效应，导致玻璃化转变温度降低。复合材料的90°拉伸性能测试结果表明，高温和吸湿耦合作用下复合材料力学性能衰减更为明显，破坏模式由基体开裂转变为界面脱黏和开裂。      

航空复合材料纸蜂窝夹芯结构热成型开裂研究

飞机复合材料芳纶纸蜂窝夹芯部件在热压罐成型时处于热-力耦合工况。本文关注热成型过程中可能出现的蜂窝开裂现象,通过试验获得了蜂窝芯的拉、压、剪性能参数和芳纶纸的热性能参数,同时结合有限元分析手段和反演方法,对整体蜂窝夹芯部件的热-力顺序耦合和局部芯子抽真空导致的蜂窝胞元间压强差进行数值模拟。结果表明：成型过程中的热应力不会导致蜂窝胞元间胶层开裂,局部憋气的压差可能导致蜂窝开裂;胶层部分破坏与胶层完全破坏所需的胞元间压强差的差值与胶层初始法向断裂应力正相关;胶层完全破坏所需的胞元间压强差随着受载胞元数量的增多而减小。     

飞机栅格零件SLM成形过程的变形演化仿真研究

栅格零件是某型无人机中的关键功能结构,形状复杂,形貌精度控制要求较高,非常适合采用激光选区熔化(SLM)工艺进行制造。利用华中科技大学研发的iAdditive仿真软件对栅格零件的SLM成形过程进行仿真分析,对支撑与关键塑性变形位置的分区打印策略进行了设计和优化。结果表明:通过仿真模拟可以迅速获得SLM成形过程中的关键塑性变形位置,通过分区设计可以使关键堆积层的变形量减小大约60%;通过对比支撑切除之后的模拟结果与试验结果,两者之间的变形趋势和变形数值吻合良好,最大变形处在中间栅格区域,变形量约为2.0mm。     

小口径变截面复合材料进气道结构功能一体化的工艺方法

某小口径变截面复合材料进气道的内腔尺寸小，表面处理困难，整体制造难度大，如何在满足进气道表面质量要求的基础上，降低工艺难度，同时赋予零件功能化，是目前亟待解决的问题。提出一种可实现结构功能一体化的工艺方法，采用分块组合式的结构设计，在工艺控制下成型出厚度均匀（表面波纹度不超过0.5 mm）、变形量小的蒙皮零件，同时在分块状态下完成喷铝、喷漆处理赋予零件功能化。采用法兰边连接和带板固定连接的协同方式，解决了分块蒙皮之间的对缝阶差问题。成功制造出满足设计和使用要求的复合材料进气道。