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211.
在进/出口形状、进/出口面积、中心线变化规律、面积变化规律等设计参数不变的条件下,采用超椭圆方法设计了11种不同偏心比的S形流道。同时,借助迭代物理光学法与等效边缘电磁流绕射方法,对不同偏心比的S形流道进行了雷达散射特性的数值仿真分析。结果表明:若将不同偏心比S形流道的雷达散射截面变化曲线看作是波的传播轨迹,相对于偏心比为0的流道,偏心比改变了波的相位、振幅;偏心比越大,其相位越滞后、振幅越小。 相似文献
212.
利用MDI与PTMG-2000制备聚氨酯预聚体,对聚(异氰脲酸酯-噁唑烷酮)树脂(PISOX)进行增韧改性:考察不同I/E、不同预聚体添加量的树脂浇铸体力学性能的变化;并对最优配方进行复合材料力学性能测试和DMTA测试,比较改性前后复合材料力学性能和耐热性能的变化;利用SEM观察改性前后微观形态的变化,推测增韧机理。结果表明,I/E=1.8、添加15%预聚体时树脂浇铸体综合力学性能最优,弯曲强度、弯曲模量、冲击强度分别为60.92 MPa、2 295 MPa、6.40 k J/m2;利用该基体制备复合材料,具有比未改性体系更优异的力学性能和界面性能,且聚氨酯预聚体的引入对树脂在高温下的耐热性能没有明显影响,其玻璃化转变温度均在258℃左右;对比改性前后体系固化物的微观结构,改性后的体系呈两相结构,橡胶相起到吸收冲击能和终止裂纹的作用,有效地提高了材料的韧性。 相似文献
213.
214.
通过热压罐和RTM成型工艺的复合材料C型框弯曲试验,研究了两种工艺方法对其承载能力及破坏模式的影响.试验结果表明:热压罐成型的隔框承载能力比RTM成型工艺高27.5%,且其分散性小;两种工艺的破坏位置一致,但RTM成型的隔框在平直段与弯曲段过渡截面处外壁先发生分层,而热压罐成型在该处外壁至破坏前才出现分层损伤.该结论可以为该型结构的工程应用提供有价值的参考. 相似文献
215.
以四种分子量级别聚碳硅烷(PCS)为浸渍剂,采用CVD和浸渍-裂解工艺制备了C/C-Si C复合材料,分析了四种分子量级别PCS的分子量、软化点,分子结构和热失重性能,采用压汞法测试试件的孔隙分布特性。分析表明,PCS的软化点和800℃转化率都随着分子量的提高而提高;四种分子量级别的PCS热分解过程基本相同,分子的支化程度差异不大。数均分子量为1 178、1 333的PCS的整体致密化效率要高于数均分子量为1 550的PCS,经过7个周期致密后,分子量为1 178的PCS所致密试样的累积孔隙容积最高,分子量为1 550的PCS所致密的试样最低。前5个浸渍裂解致密周期采用分子量为1 550的PCS,以后周期采用分子量为1 178或1 333的PCS,可以达到较高的致密效率。 相似文献
216.
针对周期性结构复合材料,根据稳态热固耦合平衡方程,将弹性矩阵和导热系数矩阵进行合并,将位移和温度作为空间场量同时进行小参数渐进展开,利用摄动理论和均匀化理论,推导并建立了周期性结构复合材料稳态热固耦合双尺度渐进均匀化分析方法。将复合材料力学分析从单一物理场推广到热固耦合场,为实现复合材料构件的热固耦合多尺度力学分析建立了基础。根据建立的偏微分方程式,利用变分原理推导得到其有限单元形式,用VC++6.0开发了热固耦合双尺度渐进均匀化分析程序。为验证该方法预测复合材料宏观等效性能的准确性,对纤维体积含量从20%到80%的单向纤维增强复合材料宏观等效参数进行了计算。当纤维体积含量低于65%时,得到的计算值与实验值吻合良好。更加真实地还原复合材料细观结构模型,计算精度将进一步提高。 相似文献
218.
219.
可重复使用热防护材料应用与研究进展 总被引:2,自引:0,他引:2
可重复使用热防护系统是为高速重复使用飞行器而发展的关键性技术,涵盖了地球大气环境及非地球大气环境下的弹道式再入、高马赫数巡航等应用场景。根据现有高马赫数飞行器热防护现状,对高马赫数飞行器的主要热防护系统类型、特点和使用场景进行了简要介绍。在此基础上,结合国外里程碑式可重复使用飞行器(X-15、SR-71、航天飞机、X-33、X-37B、Spaceliner等),梳理了可重复使用热防护材料的应用与研究进展,论述了代表性可重复使用热防护材料的发展、性能、研制进度、特点及应用前景。对国外在可重复使用热防护材料研制中的设计及发展思路,以及所存在的主要问题进行了总结归纳,为可重复使用热防护材料未来的发展提供了思路。 相似文献
220.