复合材料胶接连接工艺

文中叙述了胶接工艺应具备的条件,复合材料胶接连接工艺特点和质量控制等内容。     

复合材料胶接连接工艺

文中叙述了胶接工艺应具备的条件，复合材料胶接连接工艺特点和质量控制等内容。     

复合材料胶接工艺和胶接接头内应力分析

复合材料胶接连接工艺已被人们所肯定,在实践应用中反映出复合材料胶接接头中内应力是影响其胶接性能和耐久性的重要因素之一,文中简述了胶接工艺特点扣应具备的主要条件,胶接接头形成和胶接接头内应力分析等内容.     

碳纤维复合材料胶接工艺研究

对碳纤维增强树脂基复合材料之间的胶接工艺进行了试验研究。主要研究了复合材料胶接工艺中的前处理工艺、表层纤维铺层方向、胶层厚度和固化工艺等因素对胶接强度的影响，成功地应用于碳纤维复合材料天线面胶接。     

复合材料胶接接头分析研究

文章阐述了复合材料胶接接头的力学特性;针对单搭接管接头进行了有限元建模;在线弹性分析的基础上,考虑胶层弹塑性特性而进行了非线性分析,得出接头的位移场和各部分的3D应力场;通过初步试验,验证了分析的正确性。分析结果对复合材料胶接接头强度校核及设计改进有指导作用。     

基于故障树分析的航天器加强梁胶接接头可靠性提升

针对某航天器舱体结构试验件在静力试验过程中发生的加强梁胶接接头脱开问题,通过对试验件设计和工艺技术状态进行分析,建立故障树;继而采用求取故障树最小割集和对研制过程进行排查的定性分析方法,确定造成故障的主要原因,并提出相应的改进措施。经地面试验和在轨飞行验证,证实故障定位准确,改进措施有效,能提高结构系统的可靠性。有关分析方法和措施可为航天器加强梁胶接接头结构设计和工艺改进提供参考。     

薄壁密封舱大承载胶接结构设计

载人航天器大型化、轻量化的特点对结构效率提出了更高的要求,文章提出一种薄壁密封舱大承载胶接结构设计方法,通过采取胶接区域变厚度设计、通气孔分布式设计、打磨工艺设计和抽真空加压设计等针对性改进措施,有效解决了"浴盆效应"、支座与舱壁的刚度匹配、舱壁局部表面处理以及胶接加压等问题。仿真分析和试验表明:支座在胶层剥离前可承受约12 000N的剪力,胶接性能得到明显提高,此方法可用于密封舱舱内结构设计。     

石英陶瓷与碳纤维增强复合材料间胶接增强的优化工艺

为提高硅橡胶胶黏剂胶接石英陶瓷和碳纤维增强复合材料的强度和耐温性能,研究了胶接面湿热状态、打磨程度、胶层厚度、操作等待时间等工艺参数对胶接强度的影响。在试片正常烘干、打磨的情况下,当胶层厚度为0.4 mm、操作等待时间小于0.5 h时,胶接效果最优,其压缩剪切强度达到了3.06 MPa。探索了底涂剂处理对胶接强度和耐温性能的影响。在温度不高于100℃时,底涂剂A的效果较好。经底涂剂A处理后,胶接试片常温下的强度提高了13.7%,达到3.48 MPa;100℃时的强度提升率达到37.7%。在更高温度下,底涂剂B的效果更为显著。经底涂剂B处理后,胶接试片常温下的强度提升了10.1%,达到3.37 MPa;300℃时的强度提升了44.0%,达到1.57 MPa;200℃时的强度提升率最高,为49.0%。测试结果为高温条件下石英陶瓷胶接结构的胶接工艺优化及其应用提供了参考。     

碳纳米管增强层合板胶接接头力学性能

为了增强碳纤维复合材料层合板单搭接胶接接头的力学性能,试验研究了将CNTs分散到胶粘剂中对提升胶接接头力学性能的影响。试验过程中设置了CNTs的4种不同的质量分数,分别为0%、1.5%、2.0%、2.5%,之后对不同质量分数的CNTs胶粘剂的胶接接头进行单向拉伸试验和三点弯曲试验。试验结果表明,对于受到单向拉伸载荷的试件,当CNTs的质量分数为2.0%时,接头的失效载荷最大,与CNTs的质量分数为0%时相比,接头的失效载荷提升了84.74%;对于受到三点弯曲载荷的试件,当CNTs的质量分数为2.0%时,接头的失效载荷最大,与CNTs的质量分数为0%时相比,接头的失效载荷提升了55.86%。由此表明,胶粘剂中加入碳纳米管(CNTs),不仅可提升胶粘剂的拉剪强度,而且增强了胶粘剂与接头表面的粘接性。     

全复合材料航天器结构探讨

质轻、价优是选择航天器结构材料的主要条件,用复合材料作航天器结构材料显然比金属材料优越。文中将通过美国海军研究所空间技术中心研制的全复合材料克莱门汀(Clementine)航天器,详细介绍采用复合材料作航天器结构件的利与弊。     

航天器蜂窝夹层结构复合材料热变形分析

蜂窝夹层结构复合材料在航空、航天结构中已得到了广泛的应用。文章从热变形分析角度出发，对蜂窝夹层结构复合材料的热变形分析问题提出了几点看法。     

航天器蜂窝夹层结构复合材料热变形分析

蜂窝夹层结构复合材料在航空、航天结构中已得到了广泛的应用。文章从热变形分析角度出发,对蜂窝夹层结构复合材料的热变形分析问题提出了几点看法。     

正交各向异性复合材料中裂纹问题的边界元法分析

在基本解的基础上，研究了正交各异性复合材料平面问题边界元法的有关基本问题，包括Ｃ矩阵，Ｇｉｊ矩阵，Ｈｉｊ矩阵和域内应力表达式等，并建立了常值边界单元和线性边界单元的计算公式（适用于各类边值问题）。用建立的公式对正交各向异性板含中心裂纹问题和含圆孔的无限大正交各向异性板问题进行了分析与计算，取得了较好的计算效果。     

复合材料结构用紧固件技术

先进树脂基复合材料虽然已广泛应用,但其自身的特点使得其在连接过程中产生很多问题,需重点解决腐蚀、安装"卡死"、抗冲击能力差、拉脱力低等典型问题。阐述了复合材料结构用紧固件可选用的材料,以及各种类型紧固件及紧固系统,如铆钉类、螺栓类、抽芯铆钉类、特种紧固件类,为国内复合材料连接紧固件选用提供参考。     

航天器姿态机动规划技术研究进展

以航天器多约束姿态控制为背景,围绕姿态机动路径的复杂约束处理问题,对姿态机动规划技术的规划模型、方法研究现状与未来发展趋势进行了论述、分析与归纳。首先介绍了航天器姿态机动规划模型,随后梳理并总结了航天器姿态机动规划技术发展历程及现状,从方法逻辑、设计思想等方面对姿态机动规划方法进行分类和关键技术分析,进一步根据技术发展脉络和未来航天任务需求,提出了航天器姿态机动规划技术的若干发展趋势。     

航天器自主导航技术的新进展

综述了美国空军近期进行的“TAOS”飞行试验的背景和任务，着重讨论了试验的主要部分──MANS自主导航系统，介绍了系统的原理、硬件、软件及其在轨试验。     

复合材料混合模式分层断裂的实验表征

介绍了一种碳纤维增强复合材料混合模式层间断裂试验方法，它采用改进的混合模式弯曲试验构型，可对Ⅰ型对Ⅱ型断裂按比例加载，且使用对开裂的梁形试件。     

基于小波分析的航天器姿态控制系统故障诊断方法研究

小波分析是一种全新的时频两维的信号分析技术,本文将其引入航天器姿态控制系统故障诊断,并针对姿态控制系统所采用的红外地球敏感器、陀螺和姿控发动机的典型故障模式,研究了基于小波分析技术的故障诊断方法。仿真结果证明了所提方法的有效性。