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1.
针对工程实践中铝合金的胶接剥离强度数据差异大、胶接可靠性急需提升的现状,开展了常温常压环境下铝合金金属对金属,以及蜂窝夹层结构胶接剥离强度的测试验证,分析了试片表面处理工艺和试样周围有/无胶瘤对胶接剥离强度的影响。结果表明,在试样周围保留0.5~1 mm宽的胶瘤有利于提高试样的剥离强度;仅用有机溶剂清洁试片胶接面,试样的剥离强度最低且数据离散性大;对试片胶接面进行砂纸打磨后再清洁,试样的剥离强度有较大提高,但数据离散性仍然偏大;对试片胶接面进行磷酸阳极化氧化处理可使试样的剥离强度提高最多。所得结果可为胶接工艺优化提供参考。  相似文献   
2.
采用环氧树脂对4,4-二氰酸酯基二苯基丙烷(BADCy)进行共聚改性,通过DSC分析,确定了固化工艺参数,并与石墨纤维(UHMCF)复合制成单向板,测试了不同后处理温度制得的单向板力学性能,并与现用UHMCF/树脂基复合材料单向板的力学性能进行了比较,测试了UHMCF/改性氰酸酯的空间环境性能;制备了UHMCF/改性氰酸酯结构件,测试其性能,并与现用UHMCF/树脂基复合材料同类结构件的性能进行了比较。结果表明:UHMCF/改性氰酸酯不论是单向板还是结构件的性能均优于现用UHMCF/树脂基复合材料的性能,且满足空间环境对航天器结构材料性能的要求。  相似文献   
3.
随着对太空探索的深入,空间飞行器所面临的环境也越趋恶劣:太空飞行过程中的高温羽流防护,高速返回再入过程中高温气动加热;长时间日光下飞行会使飞行器表面温度越来越高;一些星球上高温的大气环境导致人类现有制造飞行器的材料无法抵挡。本文搜集国内外先进热防护系统研究资料,了解重点发展方向,介绍了我国神舟飞船热防护材料以及已经开发出的新型轻质高效热防护材料,为我国今后用于恶劣环境下的飞行器材料提供一些信息和材料基础。  相似文献   
4.
塔式结构是卫星产品中采用的一种新型结构形式,具有多面复合角度不易装调等特点,与传统的平板形式复合材料结构板装配有很大的不同.现场可视化虚拟装配技术针对这种形式产品的装配特点,运用计算机装配仿真技术,在装配现场对实物模型和理论模型进行对比分析,指导装调过程,保证了这种复杂构型产品的装配精度.  相似文献   
5.
为了获得高模量碳纤维复合材料薄壁管件最佳成型工艺参数组合,通过正交试验确定了缠绕工艺参数的大小顺序,经过进一步优化试验及对孔隙率和管件性能分析,得到挤胶装置间隙为0.1~0.12 mm,胶液温度为(40±2)℃,纤维缠绕张力为(10±2)N,加压带缠绕张力为40 N时,管件综合性能最优。  相似文献   
6.
热固性复合材料构件应用广泛,但其在加热固化成型过程中易产生变形。通过优化铺层设计,可以减小碳纤维增强环氧树脂细长杆件固化过程的变形,但是忽略了截面形式对固化变形的影响程度。本文提出在复合材料大长径比构件设计时应采用有限元分析(Finite element analysis, FEA)方法进行热变形分析,充分考虑截面对称性对产品固化变形的影响,有效降低该类产品固化过程中的变形。  相似文献   
7.
通过POSS 催化剂改性氰酸酯树脂,并采用热熔法排布制备了碳纤维/ 中温固化氰酸酯预浸料, 验证了改性氰酸酯的工艺性。同时考察了氰酸酯树脂及其复合材料的性能。结果表明, POSS 催化剂的加入, 降低了氰酸酯的固化温度,同时其使用温度、室温及-18℃的储存性能和复合材料力学性能与改性前相当。  相似文献   
8.
利用原子氧暴露地面模拟实验装置,分别对BHM3型高模量碳纤维及其增强的氰酸酯基复合材料进行了原子氧暴露模拟实验,采用SEM、XRD、XPS技术分析了原子氧对碳纤维及其氰酸酯复合材料的侵蚀行为。结果表明,经过1×10 21 atoms/cm 2剂量的原子氧暴露后,碳纤维及其氰酸酯复合材料质量损失率均低于1%,纤维表面形貌及组成不变,碳纤维/氰酸酯复合材料的层间剪切强度降低16%。  相似文献   
9.
通过地面模拟试验研究了真空紫外辐照对国产BHM3高模量碳纤维质量损失率的影响,并采用扫描电子显微镜(SEM)、原子力显微镜(AFM)和X射线光电子能谱(XPS)仪对辐照前后的样品进行微观分析。结果表明,随着真空紫外辐照剂量增加,碳纤维质损率呈现先增加后平缓现象,质量损失率较少;紫外辐照作用前后碳纤维表面形貌和元素组成基本未变,说明其具有良好的抗紫外辐照性能。  相似文献   
10.
选用环氧树脂与潜伏性固化剂,按二定比例配制成适用于湿法缠绕的无溶剂树脂.研究了树脂的基本性能及工艺性,通过湿法缠绕工艺制成单向预浸料和复合材料管件.结果表明,该树脂在室温下黏度低、适用期长,具有高的强度、模量和韧性,断裂伸长率与高模量碳纤维相匹配,对纤维的润湿性好,用其制成的单向层合板和复合材料管件性能良好.  相似文献   
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