直升机旋翼复合材料桨叶结构设计与选材分析

介绍了直升机旋翼复合材料桨叶的结构特点和设计要求,分析了国内外复合材料桨叶结构设计的选材情况,总结了我国直升机复合材料桨叶结构选材现状与现存问题,并对无轴承旋翼柔性梁和主动控制智能旋翼国际新型桨叶复合材料结构设计与选材进行了讨论。综述研究表明,直升机旋翼桨叶工作环境复杂,在动力学设计方面有较高要求,复合材料桨叶结构设计及其成本与选材存在相互依赖和相互制约的矛盾关系,指出桨叶用复合材料与其结构设计技术的发展,对提高我国直升机旋翼桨叶性能、可靠性、寿命和安全性具有重要意义。

穿透裂纹对层合板拉伸性能的影响

对含3种不同方向穿透裂纹的层合板进行了拉伸试验研究,通过观测试验过程与断口分析,研究了含穿透裂纹层合板的失效行为。在此基础上,采用ABAQUS软件建立了含穿透裂纹层合板渐进损伤有限元分析模型,对其拉伸性能进行了分析,并对初始损伤与裂纹扩展路径进行了研究,讨论了裂纹形式对复合材料层合板剩余拉伸强度的影响。结果表明,初始损伤发生在裂纹尖端,损伤有沿垂直于载荷方向扩展的趋势。裂纹方向的变化对层合板的剩余强度有明显影响。

超薄高模量织物研制及其在星载反射器上的应用

为了满足天线反射器轻量化以及高精度要求,通过多级展纱工艺制备超薄碳纤维织物并应用于反射器结构。通过对机械展纱原理进行分析,采用多级展纱辊设备展纱,展纱后纱片宽度为4 mm,织物的面密度为106 g/m2。对展纱后丝束与原丝束进行复丝拉伸试验,实验结果表明,展纱后丝束拉伸强度和模量分别下降了1.26%和1.29%。通过工艺试验制备单层厚度的蒙皮试样,试样表观形貌明显提高。同时结合天线反射器结构,采用有限元仿真手段针对超薄高模量碳纤维织物进行复合材料设计,计算得到天线反射器基频为138.53 Hz,蒙皮减重达到16.1%;将超薄高模量碳纤维织物蒙皮与蜂窝夹芯胶接制造反射器,并通过正弦振动试验验证了超薄高模量碳纤维织物可以应用于星载天线反射器结构。

碳纤维复合材料抗原子氧层胶接工艺研究

铝箔、碳纤维的热膨胀系数相差悬殊,在碳纤维上粘贴铝箔进行热真空试验后,铝箔会出现气泡、鼓包现象。文章进行了大量的试验研究,在工艺特点分析和工艺试验的基础上,采用合理的工艺方法来制备抗原子氧层,确定了碳纤维复合材料表面粘贴铝箔的最优工艺方法,解决了热真空试验后,铝箔出现鼓包脱粘的工艺难点,满足了航天器工作状态的使用要求。

复合材料蜂窝夹层结构T型接头拉伸性能研究

通过试验测量了复合材料蜂窝夹层结构T型整体接头的拉伸性能,得到其拉伸强度与破坏模式。建立了接头结构有限元模型,利用分类损伤判据、失效准则与刚度退化准则对结构的损伤情况进行模拟,研究了接头的拉伸破坏行为。有限元分析结果与试验结果吻合良好。研究结果表明,结构的薄弱点位于腹板内靠近蒙皮的位置。蜂窝在此处发生面外拉伸破坏,从而导致结构的最终破坏。腹板上的拉伸载荷主要通过过渡区填料传递给蒙皮,腹板与蒙皮间的搭接段对载荷传递的贡献较小。参数研究表明,对于复合材料蜂窝夹层结构T型接头,搭接段长度对结构的强度几乎没有影响,而增大蒙皮蜂窝的高度或采用低模量蜂窝可以提高结构强度。

Nomex蜂窝夹层结构共固化技术及静态压缩力学性能研究

利用玻璃钢蒙皮和芳纶纸蜂窝,采用整体共固化的方式,对芳纶纸蜂窝夹层结构的一体化成型技术进行了研究,验证了蒙皮-蜂窝芯子-蒙皮(三明治结构)结构一体化成型的工艺可行性,并制备蜂窝夹层结构。通过比较夹层结构的粘接效果和面外静态稳定压缩测试,结合压缩应力-应变曲线,采用理论分析方法建立了夹层结构屈服强度本构方程。工艺试验和测试结果表明,采用玻璃钢蒙皮和芳纶纸蜂窝所制备的蜂窝夹层复合材料,蒙皮与蜂窝夹芯间胶接质量良好,弹性阶段面外静态稳定压缩强度达到5MPa,具备优异的层间和抗压性能,为其在相关领域的应用提供了一定理论基础。