老化和环境条件对凯夫拉/环氧复合材料的影响

在一宽的温度和相对湿度范围内,对两种凯夫拉/环氧复合材料进行了老化和环境条件的研究。为了确定树脂在室温和室温以上的抗拉强度,对纯树脂进行了试验。75°F 下的湿气溶解度试验表明,两种树脂没有差别。确定了纯树脂在75—120°F 温度范围内的老化特性,并指出长期性能良好。     

连续SiCf/TC17复合材料室温偏轴拉伸性能研究

采用磁控溅射法结合热等静压工艺制备SiC_f/TC17复合材料,通过SEM观察试样的断口形貌,研究了复合材料在室温的偏轴拉伸性能及断裂机制。结果表明：纤维偏轴角度在0°~2°间,复合材料轴向性能变化较小,拉伸强度稳定在1 960~1 987 MPa;纤维偏轴角度再增大时（＞2°）,材料拉伸强度近似呈单调线性降低,由1 870 MPa降至1 797 MPa。纤维偏轴角度较小时（≤2°）,平坦区基体与纤维断裂面平整,且两者的断裂面平行。纤维/基体界面没有明显的脱粘破碎迹象;纤维偏轴角度较大时（＞2°）,部分纤维存在“斜切断裂”,纤维拔出距离变长,且不再与基体的断裂面保持在同一平面,基体撕裂损伤严重。依据断口形貌结合局部承载模型,详细论述了SiC_f/TC17复合材料两种拉伸失效的断裂过程。纤维偏轴角度较小时（≤2°）,裂纹萌生于纤维间距较小的反应层,在界面处钝化或偏转进而形成不同截面的平坦区,当纤维超过承载能力极限,试样整体断裂;纤维偏轴角度较大时（＞2°）,“拉-剪”耦合效应导致C涂层与反应层间的界面脱粘破碎形成裂纹源,裂纹加速反应层受损或导致界面脱粘致使纤维断裂,当基体及剩余纤维超过承载能力极限,试样整体断裂。     

高温动态弹性模量测试方法

本文叙述了用悬挂共振的原理测试碳素材料高温弹性模量的动态测试方法,试样采用钨链悬挂、石墨炉加热并充氩气保护,最高测试温度为2600℃。文中对测试结果进行了误差分析,并将金属钨、石墨和三向编织碳-碳材料z、xy、45°三个取向试样的动态法测试数据与文献数据进行了比较,三向碳-碳材料的测试结果也与静态法测试数据进行了对比,结果较为一致。     

2~(1/2)英寸名义直径的飞机压力加油接头

国防部所属各部和处必须遵照本规范执行。 1. 范围 1.1 范围 本规范规定了名义直径为2 1/2英寸的飞机压力加油接头。 1.2 分类 压力加油接头应是下述等级,订货时应予规定(见6.2节): A级 -65°F到160°F(MS 24484-2);B级 -65°F到350°F(MS 24484-4)。     

不同纤维方向角时碳纤维增强树脂基复合材料切削力建模

碳纤维增强树脂基复合材料（CFRP）切削中,存在纤维断裂、基体失效和界面相失效等多个过程,且不同纤维切削角时切屑形成机理不同,因而CFRP切削力的有效预测非常困难。对此本文结合最小势能原理和Winkler弹性地基梁理论,基于CFRP代表性单元（RVE）,利用其微元求解纤维挠曲变形方程,分别分析了不同纤维方向角时三个切削变形区的力学行为,并完成纤维临界损伤长度的预测,最终形成不同纤维方向角时的CFRP切削力解析模型。通过CFRP直刃铣刀铣削实验,进行了切削力模型的验证,当纤维方向角在0°~180°时,切削力计算值和实验值随纤维方向角的变化趋势相吻合,切削力大小误差在15%以内。切削力随纤维方向角的增大先增后减,分别在90°和45°附近转变变化趋势。切削形貌表明,纤维方向角为135°时,CFRP铣边加工质量较差,临界损伤长度也较大。建立的切削力解析模型可以较为准确地预测CFRP正交切削力,可为CFRP切屑形成中的力学行为分析提供理论指导。     

MY720环氧树脂的表征

ARALDITE MY720环氧树脂是目前国外在航空宇航工业中作为碳(石墨)纤维增强树脂基复合材料的基体中用得最为广泛的材料之一。MY720属于450°K环氧树脂系列,是四缩     

低温烧蚀材料的烧蚀实验研究

本文给出了低温烧蚀材料的高超声速风洞烧蚀实验研究的结果。模型外形是半锥角为9°的球锥体,头部半径为15毫米和25毫米,材料为蜂蜡和樟脑,实验条件是M_∞=6,α=0°、2°、6°和8°,Re_∞为(1.90～4.42)×10~7米~(-1)。实验结果表明:随着Re_∞的增加,可以获得层流、转捩和湍流烧蚀表面形态和端头烧蚀外形;证实了在实验过程的后期出现平衡外形,在平衡外形中存在角点;融熔型材料和升华型材料的烧蚀表面形态差别较大;有攻角和零攻角的烧蚀外形有较大差异。     

CF/PEEK复合材料超声辅助铣削力和表面质量研究

为改善碳纤维增强聚醚醚酮复合材料（CF/PEEK）在铣削加工时所产生的毛刺、分层以及表面凹坑等缺陷，采用超声辅助铣削的加工方式分别沿0°、45°、90°、135°四种纤维方向角对CF/PEEK进行实验，并与传统铣削进行对比研究。结果表明：超声辅助铣削与传统铣削相比，切削力更小且加工质量更优。沿90°纤维方向角对试件进行超声辅助铣削，切削力、表面粗糙度和毛刺高度降幅最显著，分别降低了16.79%、28.9%和71.9%。而且在相同的加工参数下，超声辅助铣削与传统铣削相比，能够有效地改善表面凹坑、分层等表面缺陷。     

超声振动辅助切削对碳纤维增强树脂复合材料面下损伤影响的仿真研究

碳纤维增强树脂基复合材料（CFRP）在传统加工（OC）过程中存在着切削力过大、表面质量不佳、面下损伤较为严重等问题。为了改善上述问题，本文提出使用超声振动辅助切削（UVC）工艺加工CFRP，通过仿真分析对切削力与面下损伤深度进行研究。结果表明：使用UVC加工CFRP可降低13%~80%的切削力，且纤维方向角对切削力影响较小。与OC相比，UVC切削0°、45°纤维方向角的CFRP时可以减少约50%的面下损伤深度；在切削90°、135°纤维方向角的CFRP时虽然没有改善面下损伤深度，但取得了较为平整的已加工表面以及较小的损伤区域。     

高刚度、零膨胀系数碳-环氧管的设计、制造和试验

本文介绍了一种高刚度、零膨胀系数的碳环氧管子的设计、制造和试验。管子的铺层为90_1~o/0_5/90_1~o。所用纤维0°层为M_(40)纤维,90°层为T300纤维。基体为648酚醛环氧树脂-三氟化硼单乙胺。成型采用尼龙带缠绕加压法。管子的最终性能:拉伸模量为2.03×10~6公斤/厘米~2。轴向线膨胀系数为0.07×10~(-6)。     

复合材料叠层板可靠度的计算方法

 1.叠层板可靠度分析方法 对一般材料结构系统,美国Frcd Moses提出增量载荷法来牧举、确认结构系统的主要破坏模式和求得相应的系统强度。 飞机复合材料结构叠层板常用0°、90°、+45°和-45°4种定向层组构成,是各向异性、     

75°-45°断屑车刀

我院在开门办学过程中,针对涡轮盘的加工,研制了75°—45°断屑车刀,经在工厂试用,效果较好,可断成2寸或1尺长的卷屑。刀具结构如图示。刀具特点如下: 1.120°～125°是代替刀具前而上的卷屑槽; 2.B的大小随走刀量改变,走刀量大B应大些,反之则应小些; 3.θ角的大小对断屑效果有直接影响,θ越大断屑越好,要根据被加工材料及切削用量试验选取;     

喷注壁面楔状流层流边界层速度与温度相似解

建立了壁面有喷注的楔状流层流边界层冷却数学模型,求解经相似变换得到的描述无量纲流函数和无量纲温度的常微分方程,获得了楔状流层流边界层无量纲速度和温度的相似解,给出了考虑壁面喷注边界条件的形式简洁、物理意义明确的无量纲流函数拟合式;用Runge-Kutta法求解无量纲速度与温度的常微分方程,获得了壁面有喷注的楔状流层流边界层无量纲速度和温度随楔形角、吹风参数、冷却介质温度的变化规律.通过计算0°,18°和36°楔形角的楔状流层流边界冷却速度与温度分布得到以下结论:楔状流速度边界层和温度边界层厚度都随楔形角的增大而变小,随着吹风参数的增大而增大;当冷却介质温度越低、吹风参数越小、楔形角越大时,靠近壁面处楔状流层流边界层内温度梯度越大.      

航空发动机地面进气加温试验

为了模拟发动机进气加温试验,开展了发动机地面试车台进气加温试验研究,设计了一套合理的进气加温设备,并提出 了进气加温试验测试方案和试验方法。结果表明：在108.88 ℃进气温度下,高温区角度为180°,高温区主要分布在0°和180°位置, 低温区分布在90°和270°位置,隔开了连续高温区,高温区平均温度和面平均温度差值较小,温度周向不均匀度为0.43%,温度分 布均匀,不存在强烈温度畸变情况;在进气温度从94.82 ℃上升至108.88 ℃时用时80 s,高温区温升率为0.18 ℃/s,时间域内的温度 畸变较小,裕度损失小,温场无旋转,高温区分布和周向温度不均匀度均不随时间变化产生明显改变;在进气温度从65.34 ℃升至 108.88 ℃时,周向分布保持均匀,建立了面平均温度、高温区面平均温度的线性关系。获得了台架温场均值与发动机控制系统采 集进气温度的关系。     

进口温度畸变对涡扇发动机稳定性影响的试验研究

报告较详细地介绍了在温度畸变条件下某型小涵道比涡扇发动机稳定性的评定试验.试验在中国燃气涡轮研究院地面试车台上进行.热扰动是由安装在发动机进口前的氢燃烧温度畸变发生器产生的.在燃烧区为60°、120°、180°、240°、300°、360°时,发动机低压转子换算转速为60%、80%、95%及两个充填容积的条件下进行了各项试验.试验确定了发动机进口面平均相对临界温升与发动机工况、周向“热区”范围、温升率的关系;比较了发动机稳态与过渡态时面平均相对临界温升的关系;得到了发动机的周向温度畸变敏感系数,最终确定了对发动机稳定工作影响最大的一组温度畸变参数.此外还评定了防喘系统的效能.试验中发现该发动机的失速首先发生在高压压气机.     

CL-208清洗剂对微晶玻璃超光滑表面低损伤清洗的影响

微晶玻璃因其良好的机械性能和较高温度下的化学稳定性而被用作激光陀螺反射镜基底材料,但两相多晶结构又使其清洗后易受腐蚀,损伤超光滑表面。通过对微晶玻璃化学稳定性进行分析,确定适宜清洗微晶玻璃超光滑表面的无腐蚀性清洗剂。通过对清洗剂体积浓度、清洗温度、清洗时间的研究,确定了清洗剂的清洗参数。根据优化后的工艺参数进行清洗,微晶玻璃超光滑表面粗糙度由清洗前的0.117nm降低到清洗后的0.061nm,接触角由清洗前的22.5°降低到清洗后的5.1°,镀膜后积分散射均值为8.0×10-6,最终获得微晶玻璃反射镜高洁净低损伤超光滑表面。     

缠绕角度对碳/环氧厚壁管件轴压性能影响的实验研究

文摘采用缠绕工艺制备了20°、30°和40°三种缠绕角度的碳/环氧厚壁管件,通过轴压实验研究了缠绕角度对厚壁管件的轴压模量和轴压强度的影响,并对轴压破坏模式进行了分析。实验测得轴向模量值比有限元模型计算值偏小,破坏模式为纤维层向外崩裂破坏与有限元分析结果一致。     

激光捷联惯导系统温度误差补偿研究

针对激光陀螺惯性导航系统中惯性器件零偏随温度变化的情况,在-30℃～+50℃温度范围内,通过大量的温度实验,建立了零偏与温度变化的多项式模型,并用该模型对实验数据进行了补偿,扣除地速和重力加速度的分量,惯性器件输出几乎为零。最后在不同温度下进行了初始对准实验,实验结果表明：经过温度补偿后,在-30℃～+50℃ 温度内,俯仰角误差平均在0.0019° 以内,横滚角误差平均在0.0038°以内,航向角误差平均在0.014° 以内,接近了常温下的初始对准精度,满足了系统的指标要求。     

TEXTRON碳化硅纤维

美国TEXTRON特种材料公司在1989年第3(?)届SAMPE年会上推出低成本碳芯碳化硅纤维,专门用作金属基复合材料的增强剂。与日本碳素的“NICALON”碳化硅纤维相比,“TEXTRON”碳化硅纤维的抗拉强度约提高了20%。达3450MPa,抗拉模量提高了1倍,达400GPa。“TEXTRON”碳化硅纤维的直径为140μm,以6061铝合金为基体,含48%体积比的“TEXTRON”碳化硅纤维,用热压法制成的碳化硅/铝复合材料,0°方向抗拉强度     

四并联推力室外向辐射传热对壁温分布的影响

提出了四台对角布置全辐射冷却推力室外向辐射传热的物理模型和数学方程 ,分析此布置形式推力室的热特点。计算表明 ,因推力室之间辐射传热而引起的周向温度畸变 ,主要取决于推力室间的相对间距L/D和单机壁温水平T0 ;周向温度峰值出现位置从喉部的Ψ =0°附近渐变到喷口的Ψ =± 45°处 ,周向壁温分布亦相应地从单峰形态渐变成双峰形态。对仅有两对角推力室工作、另一对推力室不工作时的温度分布特点也作了分析。地面模拟实验证明数值分析结果是正确的