随机取向短纤维增强SMC复合材料疲劳损伤模型

 讨论了复合材料疲劳损伤的数学描述方法，引用等效模量随疲劳过程的降低作为损伤的度量，借助于连续介质损伤力学ＣＤＭ，建立起损伤速率与循环次数之间的幂函数关系。试验发现，疲劳损伤的演变可分为３个阶段，而在一定的应力水平下，稳定扩展的第２阶段占据主导地位，为从理论上预测疲劳寿命成为可能。     

复合材料压缩试验方法有限元分析

针对复合材料压缩试验方法三种不同的加载方式，即剪切加载、端面压缩加载及混合加载方式进行了有限元分析，结果表明，对于上述三种加载方式，加强片的根部均存在应力集中，剪切加载方式最严重，端面加或方法应力集中最小，而混合方式加载的应力集中则介于剪切与端面加载之间。     

一种民机装饰用阻燃复合材料的研究

酚醛树脂是一种自身具有较好阻燃性能的树脂 ,但是它的固化产物性脆 ,固化工艺性较差 ,因而其用途受到了一定的限制。本文对酚醛树脂进行了改性 ,并制成玻璃纤维 /酚醛复合材料。重点对该复合材料进行了燃烧性能、烟密度、氧指数和燃烧后所析放的气体等进行了实验 ,并采用红外光谱、热失重动力学和扫描电镜等方法对其阻燃机理进行了分析。同时对其力学性能还进行了研究。结果表明 ,这种改性酚醛树脂体系的复合材料不仅具有非常好的阻燃性能 ,而且还有良好的力学特性 ,可用作民机内装饰材料     

橡胶密封材料加速系数研究

根据6种橡胶密封材料的加速老化试验数据和自然贮存数据,分别计算出加速系数,并对加速温度之间的加速系数进行了研究.结果表明:除氟橡胶外,橡胶密封材料的加速系数符合范德霍夫规则,即加速系数在2～4内.在无自然贮存数据的情况下,整机加速试验采用加速温度之间的加速系数作为橡胶密封材料的加速系数更接近于实际情况.     

NC/NG共混体系的塑化行为

为了解硝化纤维素(NC)/硝化甘油(NG)塑化行为的实质,用动态流变学方法和红外光谱法对其塑化行为的宏观性质表现进行测量,并在此基础上通过分子动力学模拟揭示NC在塑化过程中的微观结构变化.结果表明,NC/NG共混体系的储能模量(G′)和损耗模量(G＂)随塑化时间逐渐增大,且G′逐渐接近并超过G”,二者最终趋于稳定,此过程中体系的某些与氢键有关的红外特征频率向低波数移动.分子动力学模拟表明,在NC/NG共混体系塑化过程中,NG分子的空间位阻作用使NC分子链自由体积增加;另一方面NG分子与NC分子形成的氢键替代了NC分子内氢键,使NC分子链内部作用力减弱,回转半径增大.     

载人航天器不同系统用密封材料研究

介绍了载人航天器用橡胶密封材料的使用环境,指出了这些环境特点对材料相应耐受性能的要求。针对耐低温、耐真空、耐辐照及材料长寿命的技术要求进行了密封材料空间环境适应性的研究,采用地面环境模拟和加速老化试验对材料性能进行了评估,试验证明,通过纳米改性可以改善材料的低温性能、S42和FTBNR-1Y有较长的常温贮存寿命、且S42有较好的环境适应性。这些密封材料已成功地应用于我国载人航天相关系统中,同时,开展了复合结构密封材料耐介质的相关研究,研究表明,通过包覆技术可以改善材料的耐介质性能。     

复合材料加筋壁板有限元建模与强度分析

运用基于工艺的“laminate modeler”模块创建了复合材料铺层和加筋层合板的三维有限元模型.介绍了一种体单元与壳单元节点融合的方法.以不同的相对节点间距对加筋层合板模型进行了有限元网格划分,采用结构最大Von Mises应力作为标准进行了收敛性分析,得到了一个可适用于其他类似加筋板模型网格创建的合理相对节点间距值1/72.应力计算表明,集中载荷作用下复合材料加筋壁板的初始损伤发生于第八铺层材料主方向的2方向,损伤模式为基体拉伸开裂.发生初始损伤时加筋板结构的极限载荷为75 N.应力集中区较小,且主要分布于载荷作用点附近.集中载荷作用下加筋板的承载效率较低.     

A new stress-based multi-scale failure criterion of composites and its validation in open hole tension tests

A new stress-based multi-scale failure criterion is proposed based on a series of off-axis tension tests, and their corresponding fiber failure modes and matrix failure modes are determined at the microscopic level. It is a physical mechanism based, three-dimensional damage analysis criterion which takes into consideration the constituent properties on the macroscopic failure behavior of the composite laminates. A complete set of stress transformation, damage determination and evolution methods are established to realize the application of the multi-scale method in failure analysis. Open-hole tension（OHT） specimens of three material systems（CCF300/5228, CCF300/5428 and T700/5428） are tested according to ASTM standard D5766, and good agreements are found between the experimental results and the numerical predictions. It is found that fiber strength is a key factor influencing the ultimate strength of the laminates, while matrix failure alleviates the stress concentration around the hole. Different matchings of fiber and matrix result in different failure modes as well as ultimate strengths.     

智能材料和结构在变体飞行器上的应用现状与前景展望简

 变体飞行器可以根据不同的飞行条件改变自身形状以获得最优的气动性能,大大提高飞行器的综合性能,是未来飞行器发展的重要方向之一。新型智能材料和结构具有驱动、变形、承载、传感等特点,为变体飞行器的设计提供了新的技术途径。本文根据不同可变形机翼结构分类,详细阐述了智能材料和结构在自适应结构、智能驱动器和变形蒙皮等方面的研究现状。变体飞行器的实现亟需解决变形/承载一体化蒙皮技术、轻质大输出力驱动器技术和自适应结构技术等关键技术,本文还对智能材料和结构未来在变体飞行器上的应用前景进行了展望。     

关于某型飞机垂尾翼根整流罩结构的设计与研究

复合材料在设计性、工艺性、结构减重等方面有着很大的优势,其在飞机制造中的应用比重也越来越大。以某型飞机为例,详细分析和探讨了垂直尾翼根部整流罩结构基于复合材料的设计过程,具体包括整流罩结构的总体布置、复合材料面板的铺层设计、气动密封件设计、表面防护设计、装配设计等方面的内容。