三维编织复合材料细观结构参数对有效弹性模量影响

应用细观力学方法对三维编织结构复合材料的有效性能进行预测是研究编织复合材料宏观性能的重要途径。细观结构参数决定编织体内纤维束的结构形态特征及复合材料的各种性能。根据作者提出的三维四向编织复合材料代表单元模型，文章应用选择平均法(SAM)详细的分析了主要细观结构参数(单步步长、纤维束弯曲半径)与编织体有效弹性模量之间的变化关系，分析了细观结构参数对编织体有效弹性模量的影响，为材料优化设计奠定基础。     

碳纤维复合材料高速钻削力的研究

在钻削碳纤维复合材料时,经常会遇到分层、劈裂等各类加工缺陷,而这些缺陷主要是由钻削轴向力引起的。文章就高速钻削条件下刀具、转速、进给量、钻孔个数、材料厚度等钻削参数对轴向力的影响进行了全面系统的研究。     

航天铝基复合材料零部件超精密加工技术研究

针对航天高碳化硅铝基复合材料零部件采用聚晶金刚石PCD刀具进行了超精密车削加工试验，用原子力显微镜AFM和扫描电子显微镜对其进行了检测，分析了零部件表面粗糙度值的大小及影响因素、SiCw变形破坏机理、已加工表面微观结构及加工变质层特性。结果表明，超精密车削高碳化硅铝基复合材料零部件可以获得超精密级加工表面（如Ra11．5nm）；超精密车削过程中SiC，存在着三种主要变形破坏机理：直接剪断型、拔出型和压入型，且以直接剪断型为主。直接剪断的SiCw对表面粗糙度值影响最小，而后二者是影响表面粗糙度值达到超精密级的主要障碍；超精密加工零部件表面仍会产生很薄的加工变质层。     

针刺复合织物增强C/C复合材料结构与热性能研究

以T-300平纹炭布和聚丙烯睛(PAN)预氧化纤维网胎叠层针刺,经炭化后制备成准三维结构的圆筒复合织物,在化学气相沉积至一定密度后,用两种不同工艺制备了C/C复合材料。在金相显微镜下对材料的增强结构进行了分析,并对材料热物理性能进行了测定。结果表明,网胎纤维沿径向的针刺导入明显增强了材料的整体结构,导入的径向纤维以纤维簇的形式存在,并不完全与层间垂直,工艺过程对分布形式影响显著。800℃时,化学气相沉积(CVD)和树脂炭混合基体,中间经1 800℃高温处理的C/C复合材料其轴向和径向热扩散系数分别为0.064 cm2/s和0.026 7 cm2/s,比热容分别为1.928×103J/(kg.K)和2.278×103J/(kg.K);CVD和沥青炭混合基体,中间经2 500℃高温处理的C/C复合材料,其轴向和径向热扩散系数分别为0.159 cm2/s和0.067 cm2/s,比热容分别为1.597×103J/(kg.K)和1.713×103J/(kg.K)。对两种工艺造成热性能差异的原因进行了分析。     

统计技术在复合材料制造过程中的应用

统计技术是质量管理中进行质量分析、质量控制和质量改进的重要工具。文章阐述了统计技术在复合材料过程控制中的应用,探讨了其应用范围、作用、办法及相关说明等内容。     

复合材料太阳翼压紧框架工艺研究

介绍了卫星复合材料太阳翼压紧框架的制造工艺。在采用主体一次模压成型工艺的基础上,重点研究了组合模具的设计、复合材料铺层设计、模压工艺方法等内容,为进一步扩大复合材料桁架在卫星结构上的应用奠定了良好的基础。     

碳纤维湿法缠绕基体配方及成型研究

研究了碳纤维增强复合材料用湿法成型工艺、基体配方的性能和使用期。研究的HTllA、HTllB两种配方浇注体拉伸强度达到100MPa以上。模量为3．9GPa．力学性能优良。配方具有较高的耐热性。使用期大于9h，完全适用于湿法缠绕成型。缠绕的~H50mm碳纤维增强复合材料容器特性系数(Py／Ⅳ)均大于34km．纤维强度转化率(K)达到82％以上。     

纤维缠绕壳体的成型工艺

主要针对纤维缠绕壳体试验缩比件的成型工艺（包括芯模制作、容器缠绕成型）以及缠绕工艺参数的合理选择进行了初步探讨。     

空间环境对聚合物基复合材料性能的影响

文章介绍了空间飞行器荼过程中的空间环境条件。为满足这些要求，在设计与选材时须考虑一些因素。此外对模型号任务中使用的P75S／环氧648复合材料耐空间环境条件的性能做了简要评述。     

纳米材料提高碳/环氧复合材料抗紫外辐照性能研究

随着对长寿命、高可靠卫星的需求增加,中国卫星上常用的碳/环氧复合材料的抗空间紫外辐照性能研究极为迫切。利用强吸收紫外辐照的纳米材料来改善复合材料结构抗空间紫外辐照能力是提高卫星可靠性、延长寿命的有效途径。通过环境模拟实验取得了初步结果。