结构-功能一体化异种复合材料壁板优化与验证

基于航空壁板结构承载-电气功能的一体化需求,对适用于智能蒙皮的异种复合材料壁板开展了优化设计与试验验证。通过在高模量碳纤维蒙皮的外侧增加玻璃纤维层,进行了以碳纤维-玻璃纤维-金属结构单元阵列-玻璃纤维复合顺序的壁板承载-电气功能一体化设计。针对异种复合材料结构的铺层优化需要考虑共胶接的分区域及铺层连续性的工艺要求,发展了基于丢层序列的优化方法,并对于加筋壁板的几何外形、筋条数量、筋条几何参数以及筋条与蒙皮的铺层角度进行了优化设计。通过压缩稳定性试验验证了该结构在承载能力和稳定性方面的收益,明晰了其压缩载荷下的屈曲模态及后屈曲失效机理。

含金属簇绒结构CFRP层合板雷击烧蚀防护性能模拟

簇绒技术具有灵活性高、经济性高等优点,研究发现金属簇绒结构能显著改善碳纤维复合材料的机械性能和电气性能。为探究含新型雷击防护金属簇绒结构CFRP(carbon fiber reinforced polymer)层合板在雷击过程中损伤特性,建立不同结构参数下含金属簇绒结构CFRP层合板电-热耦合模型,通过与实验结果对比分析发现,仿真模型的损伤样貌、损伤区域及损伤扩展趋势与实验相吻合,证明了模型的有效性。研究结果表明:含金属簇绒结构CFRP层合板的烧蚀表面积降低至基准件的8.06%;金属丝间距对高电势区域面积和区域形状有影响,金属丝间距对雷击烧蚀面积影响最大。

CMC-EBC损伤耦合机理及一体化设计研究进展

陶瓷基复合材料与环境障碍涂层组合(CMC-EBC)是目前航空航天领域最具应用前景的热结构材料体系。本文对CMC-EBC失效机理与分析模型的研究进展进行综述。首先,简要回顾了CMC-EBC材料体系的发展及主要制备工艺。然后,综述了CMC-EBC在服役环境下的主要损伤模式与失效机理,总结发现CMC预制体结构、孔洞缺陷和EBC内裂纹等损伤演化相互影响,这种细观损伤模式的耦合是决定其寿命的关键因素之一,但目前的机理研究主要集中于涂层本身性能及其受环境因素的影响,缺乏对涂层和复合材料编制结构在损伤演化过程中协同效应的考虑。接下来,详细分析了CMC-EBC的失效模拟与预测模型研究的历史与现状,指出其中存在的问题,包括环境因素建模方法和损伤耦合演化模拟技术。目前大部分工作致力于分别开发CMC和EBC的失效模型,而对于CMC-EBC构件的失效预测应考虑其损伤演化与微观结构之间的相互耦合影响。最后,对CMC-EBC材料体系研发与服役性能预测方法进行了展望,认为CMC本体和EBC失效模式相互耦合,开展结构功能一体化设计和分析是CMC-EBC构件研究的趋势。

陶瓷基复合材料涡轮动叶榫头元件静强度实验及缺陷影响

陶瓷基复合材料(ceramic matrix composites,CMC)涡轮动叶榫头是动叶装配与承受离心载荷的关键。为了研究熔渗工艺制备CMC榫头在叶片旋转径向拉伸载荷下的力学行为,验证榫头内部质量对其静拉伸强度与破坏模式的影响,设计并制备燕尾形CMC高压涡轮动叶榫头元件试件,对其进行单轴静态拉伸实验,采用X射线CT无损检测对实验前试件内部质量进行扫描,采用DIC与声发射方法对实验过程进行监测。结果表明:燕尾形CMC榫头在单轴静态拉伸下保持完好接触,其静态拉伸强度与破坏模式对其内部质量(尤其是分层缺陷)非常敏感。试件不含分层缺陷时,损伤起始于榫头颈部,并迅速扩展,损伤起始载荷与最大破坏载荷接近,断口呈横向锯齿状;试件内部含分层缺陷时,损伤起始于缺陷,分层逐渐扩展并导致试件断裂,损伤起始载荷下降99.05%,最大破坏载荷下降14.29%,断口位置与分层缺陷一致。

倾转旋翼动载荷高阶谐波主动控制

针对倾转旋翼动载荷抑制问题,发展了倾转旋翼/弹性机身耦合动力学计算方法,基于广义卡曼滤波方法与最优控制原理,研究了桨距高阶谐波控制(HHC,Higher Harmonic Control)在倾转旋翼减振中的应用,明确了控制流程与控制策略.以XV-15倾转旋翼机为例,开展了旋翼动载荷高阶谐波控制仿真,结果表明:在传递矩阵在线识别条件下,旋翼桨毂3Ω载荷分量显著降低,降幅最大90%,最小18%.施加高阶桨距控制后,桨尖区域升力随方位角的波动幅度明显降低,表明HHC方法主要通过削减桨叶高频气动力实现旋翼减振.

高温燃气环境下SiCf/SiC和SiC_(f)/SiC-EBC复合材料力学性能及损伤

航空发动机中的碳化硅纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料(SiC_(f)/SiC)因承受高温高速燃烧气体的氧化腐蚀而发生损伤甚至失效。本工作利用燃气发生装置模拟航空发动机中复杂燃气环境,将以一定比例混合后的航空煤油与液氧燃料点燃,形成高温高速燃烧气体对材料进行考核。对SiC_(f)/SiC复合材料分别进行1200℃燃气环境10 h氧化实验和1000次热冲击实验,探究环境屏障涂层(environmental barrier coating,EBC)对SiC_(f)/SiC复合材料的防护作用。对燃气环境考核后的SiC_(f)/SiC复合材料和SiC_(f)/SiC-EBC复合材料进行单轴拉伸强度测试,并利用扫描电镜对其断口及截面微观形貌进行观察。结果表明:在燃气环境下氧化10 h后,SiC_(f)/SiC复合材料和SiC_(f)/SiC-EBC复合材料内部没有发生明显的界面层及纤维氧化,单轴拉伸强度下降不到2%;在燃气环境下经过1000次热冲击后,在SiC_(f)/SiC复合材料内部形成多处微裂纹并发生了界面层的氧化腐蚀,单轴拉伸强度下降41.3%;EBC涂层可以有效保护SiC_(f)/SiC复合材料免受高温燃气的氧化腐蚀,SiC_(f)/SiC-EBC复合材料在经过1000次热冲击后的单轴拉伸强度下降16.6%。

空间辐射屏蔽材料研究进展

银河宇宙射线、太阳宇宙射线、辐射带等辐射环境会对元器件、航天员等产生各种空间辐射效应,威胁航天器的正常工作以及航天员的生命健康。材料屏蔽是目前最有效的辐射防护措施之一,对保障航天任务的顺利进行有着重要的作用。本文针对元器件、航天员以及飞行器平台防护3类典型对象,梳理不同场景下空间辐射屏蔽材料研究进展,并对金属复合材料、聚合物材料等空间辐射屏蔽材料的发展方向进行探讨。

损伤金属结构的复合材料胶接修补实验研究

采用复合材料补片对损伤的金属飞机结构进行胶接修理，可以经济而有效地恢复结构的承载能力和延长结构的使用寿命。通过金属材料裂纹板胶接修补前后的静强度和疲劳寿命对比试验，验证了这种修补方法的可行性和有效性。实验结果表明：裂纹板经复合材料补片胶接修补后，其静强度和疲劳寿命均有显著的提高，并且增加补片的宽度或者减小补片的长度，都可以提高结构的修补效果。

石墨渗铜喉衬材料的微观结构与抗热震性能

采用粗粒级高强石墨加压渗铜工艺,制备了石墨渗铜(CIG:copper-impregnated graphite)喉衬材料。对其微观结构与抗热震性能的关系进行了研究。结果表明,由于渗铜提高了原石墨的热导率及整体增韧的综合效果,使石墨渗铜材料比通用的5种石墨材料具有更好的抗热震性能,更好地适应了小型高性能战术导弹、航天飞行器高压强大流量SRM对喉衬材料的要求。

一种制备C/C复合材料的高效等温ICVI工艺

将传统的负压等温化学气相渗透(ICVI)工艺加以改进,在常压条件下以丙烯为气态前驱体,氮气为稀释气体,通过定向扩散和控制滞留时间,经 100h沉积后制备出密度为 1 72g/cm3 的 C/C复合材料。该方法克服了传统等温CVI工艺致密化速率较慢的问题,提高了致密化效率,有利于降低C/C复合材料的制备成本。

碳纤维复合材料应用于航天光学遥感器遮光镜筒

碳纤维复合材料作为一种新兴结构材料,它的优异性能提高了航天光学遥感器的结构效率及尺寸稳定性。介绍了某航天光学遥感器遮光镜筒的设计,探讨了碳纤维复合材料应用于航天光学遥感器遮光镜筒需考虑的一些问题,如线膨胀系数、连接接口以及预埋技术等,最后给出了遮光镜筒进行环境模拟试验的实验结果。结果表明,碳纤维复合材料应用于航天光学遥感器是完全可行的,并将得到进一步发展。

纤维铺层角度对复合材料薄壁圆管轴向压溃吸能特性影响研究

研究T700/3234复合材料薄壁圆管轴向压溃吸能特性受纤维铺层角度变化的影响规律。开展复合材料力学性能试验和薄壁圆管轴向准静态压溃试验。通过对比圆管轴向压溃峰值载荷及比吸能等指标的试验结果,验证建立的复合材料圆管有限元模型和分析方法。基于验证的有限元分析方法,探讨了复合材料纤维铺层角度的变化对薄壁圆管轴向压溃吸能特性的影响规律。结果表明,在准静态轴向压缩载荷下,随着纤维铺层角度的增大,比吸能先增大后减小;纤维角度为±45°时,初始峰值载荷最低,载荷效率最高,圆管易于进入渐进破坏吸能阶段。研究结果可为复合材料纤维铺层角度设计及复合材料薄壁结构有限元建模提供参考。

C/C复合材料高温热物理性能实验研究

实验研究了烧蚀防热 C/ C复合材料从常温到高温的等效热膨胀系数、热扩散率、比热随温度的变化情况 ,并计算了材料不同温度下的热导率与抗热应力系数。结果表明 :材料的热膨胀系数很小 ,接近零膨胀。热扩散率随温度升高而下降 ,比热随温度升高近似比例增加 ,而热导率随温度的变化规律与热扩散率相似。材料的抗热应力系数随温度的升高变化不大 。

界面相对3D-C/SiC复合材料热膨胀性能的影响

利用减压化学气相浸渗(LPCVI)技术制备了3D C/SiC复合材料,从热解碳(PyC)界面相厚度对界面结合强度和热应力的影响出发,研究了界面相对复合材料热膨胀性能的影响。结果表明:①界面相厚度对3D C/SiC复合材料热膨胀性能的影响主要归因于其对界面结合强度和脱黏面上的滑移阻力的影响。在一定厚度范围(约70～220nm)内,材料的热膨胀系数随热解碳厚度的增加而逐渐降低;②热处理可提高材料的热稳定性,并通过改变材料内部结构,使热应力重新分布,对复合材料的高温热膨胀产生显著影响,但是,并没有改变基体裂纹的愈合温度(900℃)。

先驱体转化法制备2D C_f/SiC-Cu复合材料及其性能

针对固体火箭发动机喉衬的使用工况,提出在Cf/S iC体系中引入Cu,通过Cu发汗降低材料表面温度以提高材料的抗烧蚀性能。采用先驱体转化法制备了铜体积分数分别为2.18%、4.86%和6.53%的新型复合材料,同时考察了其力学性能和烧蚀性能。结果表明,随着铜含量的增加复合材料试样的弯曲强度逐渐下降,分别为261.07M Pa、203.61M Pa、164.91M Pa;试样的断裂韧性也逐渐下降,分别为13.4M Pa.m1/2、12.5M Pa.m1/2、11.8M Pa.m1/2。三种复合材料试样在氧乙炔焰烧蚀30s后,试样结构均保持完整,弯曲强度分别下降到121.16M Pa、140.23M Pa、122.87M Pa,质量烧蚀率分别为0.036g/s、0.050g/s、0.064g/s。与其他喉衬材料相比,2D Cf/S iC-Cu材料密度低、力学性能和抗烧蚀性能好,具有良好的应用前景。

飞机刹车用长寿命高摩擦特性炭/炭复合材料制备技术(英文)

以针刺炭纤维准三向结构整体毡为预制体,经丙烯气体狭缝定向流的"外热内冷"、"内热外冷"径向热梯度CVI工艺致密技术,优化组合的热解炭/树脂炭双元炭基体技术,通过调控高温处理技术等三大关键技术制备了A320系列飞机炭刹车盘材料。与现用的A320系列飞机进口炭刹车盘进行了地面台架对比试验和装机应用。结果表明:自主开发的炭刹车盘其设计着陆能量和超载着陆能量的摩擦特性与国外相当,但在高能载(RTO)刹车时,其摩擦系数提高了21%～48%,静摩擦系数提高了28%;装机应用寿命平均达到2700次以上,比国外产品寿命提高了23%,凸现出长使用寿命和高摩擦特性的特色。

预浸涂对航空刹车副用C/C复合材料抗氧化涂层性能的影响

采用在C/C复合材料基体表面预先浸涂浸渍剂 ,再涂刷涂层并进行涂层固化处理的工艺方法 ,可制备出抗氧化性能良好的涂层。预浸涂处理可使C/C复合材料的起始氧化温度提高近 2 0 0℃。单独预浸涂以硼酸或TEOS为主的浸渍剂后 ,试样抗氧化效果不明显 ,而预浸涂以磷酸或磷酸 +硼酸混合液为主的浸渍剂效果较好 ,90 0℃ ,2h静态氧化质量损失率分别为 0 .4 0 %和 0 .33%。并对以硼酸 。

C/C复合材料防氧化复合涂层的制备及其性能

提出并制备一种C／C复合材料防氧化复合涂层，其基本结构为TiC粘结层／SiC氧阻挡层／ZrO2-MoSi2外涂层，研究了其制备工艺、组织结构，对各单一涂层的防氧化作用及效果进行了分析，并对其抗氧化性能进行了测试。通过比较四种成分组成的抗氧化陶瓷外层的抗氧化性能，结果表明：随着外涂层中MoSi2含量的增多，复合涂层的抗氧化性能增强，其中带有TiC／SiC／MoSi2涂层的C／C复合材料试样在1300℃氧化40h后失重仅为0．059g／cm2，氧化失重速率为4．1×10（－7）g／cm2·s，表明该涂层具有良好的抗氧化性能。

Carbon-Epoxy圆管件的静态吸能特征

Carbon/Epoxy 复合材料可以用作理想的吸能材料。为了考察材料体系对结构吸能性能的影响,对一系列Carbon/Epoxy圆管件进行了静态吸能性能试验。试验结果表明,在基体种类相同的条件下,结构的压溃失效模式有很大的区别。材料的吸能性能不仅同材料性能关系密切,而且也受材料纤维方式影响。

复合材料低速冲击损伤分析方法

为了研究复合材料层间损伤,建立了一种新型零厚度界面单元模型,可以准确预测复合材料低速冲击与冲击后压缩过程中的分层损伤.模型包括本构关系建立、损伤准则和损伤演化引入,并在大型商用有限元软件ABAQUS用户单元子程序VUEL中实现.层内使用三维实体单元,采用三维Hashin准则作为纤维与基体损伤的判据,并在用户子程序VUSDFLD中实现.将该模型应用于国产碳纤维增强树脂基复合材料(CCF300/5428)低速冲击与冲击后压缩的模拟分析中.结果表明:此方法能够准确预测复合材料低速冲击与冲击后压缩过程中的损伤,为复合材料低速冲击损伤分析提供了一种有效的方法.