SiC含量对Ti_3SiC_2/SiC复合材料性能的影响

采用反应热压烧结法制备了Ti3SiC2/SiC复合材料,针对SiC含量对该复合材料致密化程度、力学性能以及应力.应变行为的影响进行了研究.结果表明:(1)随着SiC含最的增加,试样难于致密,试样需要在更高的温度才能达到较高的致密度;(2)随SiC含量的增加,Ti3SiC2/SiC复合材料弯曲强度和断裂韧性提高,但SiC含量达到50%时,由于复合材料含有较多的孔洞,使强度和断裂韧性降低;(3)Ti3SiC2/SiC复合材料在常温下表现为非脆性断裂.     

界面层对SiC_f/SiC复合材料力学性能及氧化行为的影响

为研究界面层对SiC_f/SiC复合材料力学性能及氧化行为的影响,采用先驱体浸渍裂解工艺制备了3种不同界面层体系的SiC_f/SiC复合材料。3种界面层分别为热解碳(PyC)、PyC+BN-Ⅰ和PyC+BN-Ⅱ(其中BN-Ⅰ表示B质量分数大约2%,BN-Ⅱ表示B质量分数大约20%)。研究表明,具有PyC界面层的SiC_f/SiC复合材料常温力学性能最高,其常温弯曲强度达到380MPa,而双界面层体系中,SiC_f/SiC复合材料常温弯曲强度分别为282MPa(PyC+BN-Ⅰ)和259MPa(PyC+BN-Ⅱ)。1200℃氧化试验表明,具有PyC+BN-Ⅱ界面层的SiC_f/SiC复合材料弯曲强度保留率最高,为54%。3种不同界面层体系的SiC_f/SiC复合材料在氧化后均表现为脆性断裂。微观结构显示,界面和纤维被氧化是导致材料最终失效的原因;能谱分析表明,具有PyC+BN-Ⅰ和PyC+BN-Ⅱ界面层的SiC_f/SiC复合材料纤维内部未检测到O原子存在,证实BN有保护纤维的作用。     

碳纤维织物/聚苯硫醚复合材料工艺研究

研究了碳纤维织物增强交联型聚苯硫醚复合材料的粉末成型工艺。以不同工艺条件成型复合材料层板,测试弯曲及动态力学性能,并对纤维-树脂渗透及纤维-基体界面粘结情况进行显微观察。确定了获得高性能复合材料较理想的工艺参数。     

激光增材制造技术常用金属材料激光吸收率测量

应用反射率测量装置对几种激光金属增材制造技术常用金属粉末和金属板材的激光吸收率进行间接测量。对比不同粒度、球形度金属粉末激光吸收率的大小;测量金属粉末和金属板材分别对1064nm红外激光和532nm绿光激光的吸收率大小。测量结果表明,粉末的球形度越好、粒径越大,粉末对激光吸收率越高;金属粉末和金属板材对1064nm激光的吸收率小于532nm激光的吸收率。测量结果可为这些金属材料的激光增材制造提供试验数据基础。     

三维混杂碳纤维/芳纶纤维增强尼龙复合材料力学性能研究

制备了三维混杂碳纤维／芳纶纤维增强尼龙复合材料(HY／PA)并对其力学性能进行了测试。研究表明：由于芳纶纤维的加入，使碳纤维增强尼龙复合材料(CF／PA)的抗冲击性能有了显著提高，HY／PA的抗冲击强度随芳纶纤维体积分数的增大而有所提高；另外，HY／PA在改善CF／PA的横向剪切强度的同时，也改善了芳纶纤维增强尼龙复合材料(KF／PA)的纵向剪切强度；同时，混杂效应对HY／PA的弯曲性能的影响最为显著，HY／PA的弯曲强度、弯曲模量均高于任一种单一纤维复合材料。     

纳米碳黑对酚醛树脂力学性能的影响

以纳米碳黑作为增强材料制备纳米复合材料，研究了不同的纳米碳黑含量对纳米复合材料力学性能的影响，采用扫描电镜观察复合材料断裂界面、X射线衍射表征复合材料碳化后的结构。研究结果表明，纳米碳黑粒子使酚醛树脂的弯曲强度、压缩强度得以提高。     

双(口恶)唑啉化合物改性热固性树脂的研究

采用自制2,2′-(1,3-苯)双(4,5-二氢)(口恶)唑分别与热塑性酚醛树脂或二氨基二苯甲烷(DADPM)进行聚合反应制得了聚醚酰胺树脂(PEAR)和聚氨基酰胺树脂(PAAR).实验表明PEAR的冲击强度达到6 kJ/m2以上,弯曲强度达到100MPa以上,且电绝缘性能优良,可作为H级绝缘材料使用;PAAR的冲击强度最高达到22kJ/m2,弯曲强度达到202 MPa,电绝缘性能较PEAR稍差,但仍然可作为H级绝缘材料使用,另外还可望作为无卤阻燃材料使用.以这两种高性能热固性树脂为基体可制备出性能优良的玻璃布复合材料.     

短碳纤维增强PPEK复合材料的性能研究

采用熔融共混的方式制备了不同短碳纤维含量增强含二氮杂萘酮聚芳醚酮(PPEK)基复合材料，对复合材料的加工性能、力学性能、摩擦性能、耐热性进行了研究。结果表明：短碳纤维增强复合材料均可以注塑成型；短碳纤维对PPEK的增强作用明显，拉伸强度和弯曲强度均有大幅提高；复合材料中短碳纤维起到了明显的自润滑作用，复合材料的摩擦系数和磨损率均随碳纤维含量的增加而明显降低；短碳纤维的加入进一步提高了复合材料的耐热性。     

淀粉对氧化铝基陶瓷型芯性能的影响

为了解决氧化铝基陶瓷型芯不易脱芯的难题,加入一定量的淀粉作为成孔剂。以白刚玉粉为基体材料、石蜡和蜂蜡为增塑剂、二氧化硅粉和氧化镁粉为矿化剂,采用热压注法制备氧化铝基陶瓷型芯;制备工艺参数如下：浆料温度为90℃、热压注压力为0.5 MPa、保压时间为25 s;研究不同淀粉加入量对氧化铝基陶瓷型芯性能的影响。结果表明：在烧结过程中,样品中淀粉的烧失,增大了氧化铝基陶瓷型芯内部的孔隙率;随着淀粉加入量的增加,氧化铝基陶瓷型芯的室温抗弯强度降低、显气孔率增大、溶失性增大、体积密度减小;经1560℃烧结2.5 h后,淀粉加入量为8%的氧化铝基陶瓷型芯综合性能最好,其室温抗弯强度为24.8 MPa、显气孔率为47.98%、溶失性为1.92 g/h、体积密度为1.88 g/cm3。     

Aeroelastic stability analysis of heated flexible panel subjected to an oblique shock

The critical conditions for aeroelastic stability and the stability boundaries of a flexible two-dimensional heated panel subjected to an impinging oblique shock are considered using theoretical analysis and numerical computations, respectively. The von-Karman large deflection theory of isotropic flat plates is used to account for the geometrical nonlinearity of the heated panel, and local first-order piston theory is employed in the region before and after shock waves to estimate the aerodynamic pressure. The coupled partial differential governing equations, according to the Hamilton principle, are established with thermal effect based on quasi-steady thermal stress theory. The Galerkin discrete method is employed to truncate the partial differential equations into a set of ordinary differential equations, which are then solved by the fourth-order Runge-Kutta numerical integration method. Lyapunov indirect method is applied to evaluate the stability of the heated panel. The results show that a new aeroelastic instability (distinct from regular panel flutter) arises from the complex interaction of the incident and reflected wave system with the panel flexural modes and thermal loads. What’s more, stability of the panel is reduced in the presence of the oblique shock. In other words, the heated panel becomes aeroelastically unstable at relatively small flight aerodynamic pressure.     

美陆军制导武器试验半实物仿真技术综述

主要综述美国陆军制导武器试验的仿真技术和设施，同时介绍仿真试验中使用的几种典型的目标景象投影技术，并说明了它们的应用范围和优缺点。最后介绍了当前制导武器试验仿真技术的发展趋势。     

各向同性热解炭材料中的缺陷分析和超声检测技术

利用偏光金相显微镜和超声探伤仪对高性能机械密封用块体各向同性热解炭材料中的缺陷进行表征和无损检测.偏光显微观察发现,各向同性热解炭材料中的主要缺陷主要包括三种:各向异性夹杂、裂纹和各向同性夹杂.超声实验研究表明,利用脉冲反射法超声波检测技术可有效检出各向同性热解炭制件中存在的上述缺陷.目前该技术已成功地用于各向同性热解...     

新型含硅芳炔树脂复合材料制备工艺

以含硅芳炔树脂为基体、高强玻璃布为增强材料制备了新型含硅芳炔树脂复合材料,探讨了树脂的固化工艺,研究了树脂含量、成型温度和成型压力对复合材料性能的影响,确定了含硅芳炔树脂复合材料成型的工艺参数:树脂质量分数31%、升温程序170℃/2h+210℃/2h+250℃/4h、成型压力1.0MPa。优化工艺条件下制备的复合材料弯曲强度达278MPa。     

玻璃纤维增强聚丙烯复合材料界面改性研究

研究了聚丙烯（PP）微粒与马来酸酐（MAH）在紫外线辐照下进行接枝反应，考察了单体MAH的用量，辐照时间等对接枝率的影响，以及接枝率与复合材料弯曲强度和冲击韧性的关系，通过IR，DSC和力学性能测试表明，在紫外线辐照下可实现PP－MAH固相接枝，而且接枝PP含量的提高使复合材料的弯曲强度和冲击韧性得到改善。     

多孔Si3 N4 表面Al-Y-Si-O-N 陶瓷涂层的制备和表征

采用溶胶-凝胶法,利用Al2O3-Y2O3-SiO2溶胶中氧化物与基体中的Si3N4颗粒反应制备一层致密A1-Y-Si-O-N陶瓷涂层.主要研究了烧结温度对陶瓷涂层的组织和性能的影响,利用XRD和EDS分析涂层的相组成和微区元素组成,通过SEM观察涂层的微观形貌.结果显示:在1 400℃烧结时,能够制备出较为致密的陶瓷涂层,涂层由β -siMon,Si2ON,SiO2和非晶相组成;与基体相比,试样的吸水率下降了32.8％～90％,强度提高了2.1％～25.9％.     

高性能M40J/BADCy复合材料的研究

对E51环氧树脂改性双酚A型氰酸酯(BADCy)体系的力学性能及热性能进行了研究,发现当E51环氧树脂的质量含量为5%时,改性体系的弯曲强度和冲击强度分别由原来的95.6MPa和9.24kJ/m²提高到了117.8MPa和12.6kJ/m²,而热变形温度仅下降8℃。以该改性体系为基体制作的M40J复合材料,其弯曲强度、模量和剪切强度分别高达:1270MPa,172GPa,68 9MPa。消泡剂BYK141能提高M40J/BADCy复合材料的力学性能,层间剪切强度可提高到77.1MPa。M40J/BADCy复合材料还具有良好的耐环境能力,是一种理想的航空航天结构材料。     

多层界面相陶瓷基复合材料裂纹偏转机制模拟

针对多层界面相陶瓷基复合材料(CMCs)裂纹偏转机制进行了有限元模拟。在圆柱单胞模型中,按照界面相各亚层的实际厚度建立多层界面相几何模型,然后赋予各亚层对应的组分材料参数,获取轴对称有限元模型。在此基础上,采用虚拟裂纹闭合技术(VCCT)分别计算基体裂纹在界面相处偏转与穿透两种情形的能量释放率Gd和Gp,根据断裂力学准则实现对裂纹在多层界面相内部偏转机制的分析。可以看出:各向异性界面相比各向同性界面相内部的Gd/Gp比值更大,更利于裂纹偏转的发生;总厚度相同的多层界面相与单层界面相相比,其内部的Gd/Gp比值更高,裂纹在其内部发生偏转的机会更多,且五层界面相(PyC/SiC/PyC/SiC/PyC)比三层界面相(PyC/SiC/PyC)更利于裂纹发生偏转。      

微量Al 掺杂对2D C/ SiC 性能的影响

以二维编织碳纤维碳布为预制体,采用聚铝碳硅烷(PACS)为聚合物前驱体,应用化学气相渗透(CVI)结合聚合物浸渗-裂解(PIP)工艺制备微量Al掺杂2D C/SiC复合材料。研究微量Al掺杂对C/SiC微观结构、力学、热膨胀和氧-乙炔焰烧蚀性能的影响。结果表明:掺杂微量Al未改变C/SiC的微观结构和热膨胀性能,也未降低其韧性和强度;但微量Al掺杂提高了C/SiC的抗烧蚀性能,含微量Al的SiC氧化形成微量Al熔于SiO2的固熔体,微量Al提高了SiO2的黏度和致密度,减小SiO2挥发,较未掺杂Al的C/SiC相比,线烧蚀率降低了26%。     

飞机液压导管及连接件弯曲疲劳试验台的研制

液压导管及连接件的弯曲疲劳寿命的长短直接影响到整个飞机的安全,疲劳破坏被称为飞机安全的"杀手",是航空领域非常关注的一个问题。为了准确测验出飞机液压导管及连接件弯曲疲劳寿命,根据航空部有关标准,在参考目前国内外其他类型弯曲疲劳试验台的基础上,我们为某研究所设计了一套包含液压系统、振动台、力加载装置、计算机控制等在内的一套自动化程度非常高的测试系统。该系统能同时对6个带内压的试件进行弯曲疲劳寿命试验,并具有压力告警、采集、存储、显示及故障报警功能。提高了试验效率,为同类产品的设计起到了一个引领作用。     

基于低温烧结银的航天功率模块基板大面积连接工艺改进

由于传统航空功率模块中大面积基板连接采用锡铅焊料,可靠性不佳,本文采用烧结银进行大面积基板连接,研究了接头的力学性能、断裂模式和显微组织。结果表明:接头力学性能良好,平均剪切强度为45.18 MPa,呈现出内聚失效和韧性断裂模式,粘接层的孔隙率为4.82%,显微结构致密均匀,界面结合良好。改进的大面积烧结银工艺只需印刷一次焊膏,采用快速升温速率提高烧结银致密度,并将烧结压力降至2 MPa,可以满足航天功率模块中基板连接的要求。