高模量碳环氧复合材料混合模式分层断裂研究

研究了两种高模量碳纤维环氧复合材料（ＨＭ／４２１１和ＨＭ／ＴＤＥ８６）的Ⅰ型、Ⅱ型和混合型分层断裂行为。在研究中进行了双悬臂梁（ＤＣＢ）试验、端边切口（ＥＮＦ）试验和混合模式弯曲（ＭＭＢ）试验，以确定此两种复合材料的层间断裂韧性和混合模式断裂曲线。这项研究获得的数据和结果对于航天结构应用中的选材和工艺质量保证，以及对确定由这些材料制造的复合材料结构损伤容限分析用的设计许用值，都是很有用处的。

卫星结构轻型化与复合材料应用

本文阐明了卫星结构轻型化的基本途径是采用先进复合材料。本文较详细地综述了国内外卫星复合材料结构的发展、应用、结构形式和采用复合材料的种类,进一步说明采用复合材料制造卫星结构,功效尤为显著。文中还简述了增强材料、树脂基体与卫星复合材料结构制造技术的发展。

复合材料成型新工艺──热胀成型法

简述了先进复合材料产品设计更新带来的制造技术的变更。复合材料结构的整体成型、热胀成型和无吸胶成型等，就是为适应新的设计和制造要求而发展起来的成型技术。文中介绍了热胀成型法对芯模材料的基本要求，热胀硅橡胶Ｒ—１０３０１的线胀系数、体胀系数、密度和热胀压力随温度变化规律。同时介绍了用热胀成型法成型复合材料产品的工艺质量和力学性能。

碳/环氧复合材料波纹壳制造技术

介绍利用桁条临界应力高于壳体蒙皮应力的特性,用碳/环氧复合材料制成桁条与蒙皮融为一体的密集型加劲壳——波纹壳,获得质量轻、技术性能高的产品。讨论了具有不同结构特点的两种波纹壳的制造工艺,指出因结构的差异,需采用不同的工艺方法制备;由于结构和工艺方法不同,获得了不同的结构效益和经济效益。

碳纤维及其复合材料在卫星上的应用

本文阐明了碳纤维复合材料已成为卫星的主要结构材料．较详细地综述了国内外卫星采用复合材料的情况，进一步说明采用复合材料制造卫星结构，功效尤为显著．还就发展卫星复合材料技术提出初步看法．

2210碳／环氧波纹结构

介绍了碳纤维增强环氧复合材料波纹结构的制造工艺和性能。试验表明，所采用的材料和制造工艺是先进的，主要力学性能超出国外同类碳波纹结构的力学性能。

J─133室温固化耐100℃结构胶工艺试验

本文就J－133等室温固化胶的实验条件、实验结果以及J—133胶的应用情况作一简单介绍。所得结果可作为产品设计和拟定工艺规范使用。

碳/环氧波纹壳的研制

本文介绍应用于卫星的碳/环氧波纹壳代号8509研制情况。研制的产品经试验表明,所采用的材料和制造技术是先进的,主要力学性能超出2914波纹壳的性能。

浅析影响高模量碳纤维/树脂基复合材料力学性能的因素

为提高高模量碳纤维复合材料的力学性能,研究改性氰酸酯、5228、4211与碳纤维结合面结合性能。用SEM、AFM、微脱粘仪、万能力学试验机等仪器设备,观察了碳纤维表面微观形貌、树脂基体与碳纤维结合面微观粘接情况,并对复合材料的宏观力学性能进行分析研究。结果表明,高模量碳纤维随着模量的提高,表层的缺陷与沟槽减少、表面活性降低,与树脂的结合面粘接强度减弱;改性氰酸酯与纤维的结合面粘接性能较好、5228次之、4211较差;树脂与纤维结合面粘接强度大的,其复合材料的力学性能好。