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961.
复合材料薄壁加筋结构因具有轻质量、高强度、耐腐蚀、抗疲劳等优点,逐渐被用于航空航天、舰船邮轮、特种工程等高端装备制造。主要从薄壁加筋先进结构设计方法、复合材料增材制造工艺及复合材料薄壁加筋结构在航空航天领域的应用3个方面对当前研究进展和应用情况进行综述。针对加筋结构优化设计,概述了参数化方法、形状优化方法、拓扑优化方法及其他新型设计方法的基本原理;围绕复合材料增材制造技术,讨论了具体制造工艺的发展现状,以及其纤维铺放/打印路径规划方法;并梳理了航空航天高端装备领域中典型的复合材料薄壁加筋结构应用;最后总结了复合材料薄壁加筋结构–工艺协同设计的发展趋势及面临的关键挑战。 相似文献
962.
自20世纪90年代以来,碳纳米管增强金属基复合材料的研究备受关注,但尚未转化为商业应用。迄今,粉末冶金已成为制备该类金属基复合材料的主要工艺。结合碳纳米管表面涂层或原位自生碳纳米管,利用球磨、挤压、轧制或大塑性变形等工艺,可明显改善碳纳米管在基体中的分散和界面结合。目前已经可以制备0.5%~7.5%碳纳米管(体积分数)的高性能金属基复合材料。总结了碳纳米管增强金属基复合材料在制备工艺、组织和性能方面的研究进展,探讨了其潜在应用、挑战和未来方向。 相似文献
963.
964.
在运用机载托架校准辅助装置进行惯导托架校准时,发现4个固定螺钉的拧紧力矩不一致,严重影响了校准误差,从而降低调平效率。因惯导托架安装舱位作业空间的有限性和固定螺钉安装位置的局限性,目前惯导托架的拆装只能用一字解刀,很难保证4个固定螺钉的拧紧力矩一致。为解决这些问题,本文设计了惯导托架校准专用工装,对惯导托架的固定螺钉进行定力并改进工艺方法。试验结果表明,改进后的工艺方法在调平效率方面有很大提高,并在一定程度上减少了固定螺钉的损坏率。 相似文献
965.
飞机测试可模拟飞行环境,验证飞机功能符合性和性能精准性。近年来,飞机装配过程已逐步转变至三维装配工艺设计,而飞机测试仍局限于通过文档形式进行测试任务描述和过程执行。基于模型定义(MBD)对飞机测试顶层设计进行了研究,提出测试工艺设计概念和测试工艺数字化定义方法。将飞机全过程测试分为4个阶段,形成从测试设计到测试结果的工艺模型定义,并实现部分工程化验证。结果表明:基于MBD的测试工艺数字化定义结果可作为唯一数据源,实现飞机测试的统一表达与信息传输。 相似文献
966.
967.
968.
镍基单晶高温合金DD6气膜孔热机械疲劳试验 总被引:4,自引:4,他引:0
涡轮冷却叶片气膜孔边存在大应力梯度,且服役时承受交变的机械载荷和热载荷,热机械疲劳(TMF)是其主要失效模式。通过开展带气膜孔和不带气膜孔的薄壁圆管试件TMF试验研究了气膜孔对镍基单晶高温合金TMF寿命的影响。结果表明最大循环应力在300~500 MPa应力范围内,循环应力幅值与镍基单晶高温合金TMF寿命呈现良好的对数线性关系,且气膜孔导致镍基单晶高温合金TMF寿命下降可达82.5%。继而完成了横向取向分别为〈010〉、〈110〉方向的气膜孔模拟件试验,结果表明气膜孔取向为〈110〉时寿命最短,仅为〈010〉取向的40.0%。最后开展了不同制孔工艺下的气膜孔模拟件试验,结果表明激光制孔气膜孔模拟试件寿命仅为电液束制孔气膜孔模拟试件的54.0%。气膜孔模拟件断口分析表明:TMF裂纹均萌生于气膜孔边,源区氧化严重;裂纹沿着大致与气膜孔边垂直的方向扩展。 相似文献
969.
复合材料带缠绕成型过程中,成型工艺参数的选取决定了缠绕制品的性能。采用正交实验法研究各工艺参数对缠绕制品层间剪切强度的影响规律和敏感度,并将正交试验数据与神经网络理论相结合,对带缠绕成型过程进行建模,得到缠绕成型工艺参数与层间剪切强度之间的非线性映射关系,并通过实验验证了模型的可靠性。在此基础上,利用粒子群优化方法在可行工艺参数域内对缠绕成型工艺参数进行优化。仿真与实验结果表明,基于神经网络模型的工艺参数粒子群优化算法能够快速、准确的得到带缠绕成型的全局最优工艺参数组合。使得缠绕制品层间剪切强度达到最优的工艺参数组合为:加热温度115℃,缠绕张力357 N,压辊压力1006 N和缠绕速度0.28 m/s,在最优工艺参数作用下,缠绕制品的层间剪切强度达到102.2 MPa。 相似文献
970.
制备了一种适用于RTM成型的环氧树脂体系BA9914e,对此环氧树脂体系的DSC特性、粘度特性和耐热性能等进行了研究;对BA9914e和国产碳纤维U-3160、CF3031经RTM工艺制备的复合材料性能进行了研究。结果表明:环氧树脂BA9914e具有良好的工艺性能和力学性能,适用于RTM整体成型;U-3160/BA9914e、CF3031/BA9914e复合材料力学性能优良。 相似文献