F-12 纤维/ 氰酸酯树脂基复合材料力学性能研究

采用预浸法缠绕工艺制备了F-12纤维/氰酸酯树脂基复合材料NOL环、层合板和φ150 mm压力容器,研究了F-12纤维/氰酸酯复合材料的力学性能以及断口微观形貌.研究结果表明,F-12纤维/氰酸酯复合材料的层间剪切强度≤35 MPa,φ150 mm压力容器特性系数PV/Wc值达到34.22 km,纤维强度转化率达到70.22％,断口破坏形式以F-12芳纶纤维撕裂和微纤化为主.     

300M 超高强钢起落架外筒模锻件锤锻工艺

利用Gleeble-1500热模拟试验机对300M超高强钢进行了热压缩试验,建立了材料流变应力模型;采用DEFORM 3D有限元软件对300M超高强钢起落架外筒模锻件锤锻成型过程进行了数值模拟,研究了不同工艺参数对锻件成型的影响.结果表明:模锻件在1100℃始锻温度下,经三火成型填充完全,锻件平均应力228 MPa,平均应变1.51.     

混杂纤维增韧SiC基复合材料的强度分布

以采用化学气相渗透法(CVI)制备的SiC纤维和C纤维混杂增韧SiC基复合材料((SiC-C)/SiC)的弯曲强度数据为依据,以Weibull分布为假设,采用图解法结合逐步回归优选法进行参数估计,并采用Kolmogorov-Smirnov法对(SiC-C)/SiC复合材料的强度分布进行假设检验。结果表明,(SiC-C)/SiC复合材料的强度统计服从Weibull分布。依据获得Weibull分布函数预测(SiC-C)/SiC的强度值与实验值偏差仅为0.19%,复合材料强度可靠性较好。     

双辐板涡轮盘结构强度分析

对双辐板涡轮盘的结构特点和工艺难点进行了介绍,通过与传统涡轮盘进行对比阐述了双辐板结构的先进性,并应用有限元分析软件对传统涡轮盘和双辐板涡轮盘进行了强度分析。结果表明:双辐板涡轮盘在强度和质量方面具有优势,对双辐板涡轮盘未来的研制提出了设想。     

热熔型聚酰亚胺薄膜的热封性能研究

针对现有商用聚酰亚胺（PI）薄膜无法采用热熔工艺进行粘接的问题,采用异构化二酐单体、2,3,3’,4’-二苯醚四酸二酐（a-ODPA）分别与7种芳香族二胺单体通过化学亚胺化工艺制备了PI薄膜（PI-1～PI-7）,系统研究了这些PI薄膜的结构与性能的关系。结果表明:a-ODPA的不对称结构赋予了PI薄膜良好的热塑性特征,使之可以采用热熔工艺进行粘接,薄膜间的热封强度最高可达660 N/m;此外,制备的PI薄膜还具有良好的耐热性能与力学性能,5%失重的温度超过500℃,玻璃化转变温度超过230℃,薄膜拉伸强度超过89 MPa。     

超低温处理对T700碳纤维/环氧复合材料拉—压疲劳性能的影响

对T700碳纤维/环氧复合材料在超低温处理前后的拉—压疲劳性能进行了的研究。采用真空袋—热压罐成型工艺,制备了T700碳纤维/环氧复合材料单向板,在液氮中对试样进行超低温浸泡和超低温/室温循环处理,利用光学显微镜观测了试样在超低温处理过程中产生的微裂纹情况,并测试了超低温处理后试样的静强度和拉—压疲劳1000次、10000次及130000次后的剩余强度。对T700碳纤维/环氧复合材料超低温损伤机理进行了分析,并讨论了超低温处理和拉—压疲劳对复合材料剩余强度的影响。结果表明,超低温处理和拉—压疲劳处理都会使试样产生微裂纹,并引起试样内的残余应力释放和试样的剩余强度降低;经历不同的超低温处理之后,试样的剩余强度达到最高值时所对应的拉—压疲劳次数不同;随着超低温处理和拉—压疲劳的作用,试样的剩余强度会经历先升高—再降低的过程。     

3D打印夹芯复合材料模拟冰型设计与分析

适航取证是所有民用飞机走向市场投入使用的必经环节。根据适航条例,测试机完成模拟冰型试飞是必须进行的Ⅰ类风险试飞课目,以考察飞机综合的气动以及操作稳定性能。由于真实结冰飞行测试难度大风险高,因此开展模拟冰型的研究设计格外重要。以某民用飞机机翼自然结冰过程为研究对象,首先,确定研究飞机的临界冰型,设计模拟冰型结构以及采用3D打印夹芯材料制作复合材料模拟冰型;其次,通过CFD仿真得到带冰模型在极端工况下所承受的气动载荷,利用有限元分析得到模拟冰型的破坏强度以及破坏形式;最后,通过静力试验验证仿真结果的有效性,继而验证3D打印夹芯复合材料模拟冰型设计方案的可行性。     

Determining effects of impact loading on residual strength of fiber-metal laminates with grid-characteristic numerical method

The Grid-Characteristic numerical Method (GCM) that is quite common in solving aero and hydrodynamic problems can also be applied for mechanics of solids. It allows to implement complex border and contact conditions, including the non-reflecting border and the destructible contact. Both this conditions are very important for the precise and effective modeling of Low-Velocity Impacts (LVI) on fiber and Fiber-Metal Laminates (FML) and the resulting Barely Visible Impact Damage (BVID) that influences the residual strength of a composite aircraft part. BVID is the type of damage that is not visible by the naked eye and can be hardly detected by a standard ultrasound equipment that is used for regular maintenance. It can appear during any weak impacts like bird strike or hail. Determining its influence on the residual strength of the part is very important to define the priorities of development of ultrasound diagnostics. In this paper, the GCM was applied for a full cycle of loading of an FML aircraft cover part. The FML consisted of a Carbon Fiber Reinforced Polymer (CFRP) and a single titanium layer on the upper surface. The cycle of loading in a single calculation consisted of an LVI caused by a small striker and a comparatively slow compressive in-plane loading. Three-dimensional patterns of velocity and stress distributions over the time of calculation are given. Destruction patterns, obtained via the Hashin failure criterion are given and analyzed.     

KM8不锈钢板式热沉激光焊接工艺研究

热沉是空间环境模拟器的重要组成部分之一,用于在真空热试验中产生冷黑环境。我国目前正在研制的KM8空间环境模拟器和KM7A空间环境模拟器的热沉均采用不锈钢板式结构,而不锈钢板式热沉的焊接加工工艺是亟需解决的技术问题。文章介绍了在KM8不锈钢板式热沉激光焊接工艺研究中,采用不同的工艺参数焊接了不同厚度的搭接组合板试件后,对这些试件进行了力学拉伸试验和焊缝分析与检测,并根据检测结果确定了不同厚度板材组合的最佳搭接焊接工艺参数。这些工艺参数在后续的生产实践得到了有效验证。     

基于广义线性模型的固体推进剂贮存寿命评估

研究了固体推进剂在贮存过程中性能退化对贮存寿命与可靠性的影响,提出了一种基于广义线性模型的固体推进剂贮存寿命与可靠性评估方法.首先结合固体推进剂退化数据的特点,利用位置刻度模型来描述固体推进剂抗拉强度与贮存时间的关系,建立了固体推进剂的贮存寿命模型.然后利用广义线性模型,给出了贮存寿命模型系数的极大似然估计.根据极大似然估计的渐近正态性,利用Fisher信息矩阵,给出了贮存寿命与可靠度近似置信下限.结合算例表明该方法综合利用固体推进剂在不同贮存时间下的性能数据,改善了固体推进剂贮存寿命与可靠性评估精度.