连续纤维三维打印喷头热流仿真与结构优化

针对连续纤维预浸丝打印过程中出现丝散和堵丝的现象,对典型熔融沉积喷头结构进行优化。利用有限元对喷头结构进行温度场仿真建模,分析加热块的厚度、加热块顶层到散热片底层之间喉管的长度、散热片长度和散热片直径4个核心参数与喷头结构温度场分布的关系模型。结果表明:通过降低加热块厚度和加热块顶层到散热片底层喉管长度,增加散热片直径,可提高散热效率并减少打印所需压力,解决连续纤维预浸丝打印过程中出现的丝散和堵丝问题。

纤维增强树脂基复合材料加筋壁板研究概述

纤维增强树脂基复合材料作为航空航天领域重要的轻质高强材料,已广泛应用于各类壁板零部件中。其中,加筋壁板成型工艺是当前研究的热门方向。基于此,本文概述了国内复合材料加筋壁板成型工艺,并对未来复合材料加筋壁板研究方向作出展望,以期为科研和生产人员提供理论和实践参考。

连续纤维3D打印技术成型工艺研究

复合材料3D打印技术可实现复合材料性能可控制造,解决传统工艺加工周期长、工序多、成本高等技术问题。本文选取打印层高(H)、打印间隔(S)、移动速度(V)、喷头温度(T1)、底板温度(T2)5个主要成型工艺参数,通过正交试验矩阵获得最佳打印工艺参数,并对最优工艺打印件的力学性能及纤维含量进行了测试。

碳纤维复合材料三维打印件力学性能仿真分析

针对连续纤维三维打印件在仿真分析过程中预测结果与实测数据之间存在较大误差等问题,开展了成型件跨尺度分析方法研究。构建了均匀化数学等效模型,建立了基于周期性边界条件的代表体元仿真方法,结合精细的微结构模型进行了可靠性验证,并引入制造缺陷对仿真预测模型进行了修正。研究表明,建立的跨尺度模型具有较高的仿真精度,可以代替精细模型进行力学性能仿真分析。

开缝衬套孔挤压残余应力场数值计算研究

本文基于有限元技术模拟了开缝衬套挤压和直接芯棒挤压两种孔挤压工艺,对比研究了两种不同工艺导致的孔壁材料轴向流动和孔壁残余应力场。结果表明:开缝衬套挤压可有效抑制材料向挤出端流动,这在飞机夹层孔结构挤压中可减小夹层间隙尺寸;衬套开缝对应孔壁区域残余应力有突变,但仍然是对抗疲劳有利的压应力,而非拉应力;开缝衬套挤压挤入端孔边是压应力,而直接芯棒挤压是拉应力;相同干涉量条件下两种工艺引入的残余压应力峰值近似,但开缝衬套挤压残余压应力场域较直接芯棒挤压增大了约1mm.

开缝衬套挤压工艺对TA15孔结构疲劳增益的影响

研究了相对挤压量、终铰参量、衬套开缝放置角度等工艺参数对开缝衬套挤压TA15钛合金连接孔疲劳增益的影响。结果表明,开缝衬套挤压技术可有效提高TA15孔结构疲劳强度,延长其疲劳寿命;相对挤压量越大,孔挤压疲劳增益越大,但是TA15钛合金对挤压量非常敏感,微小的相对挤压量波动会导致显著的疲劳增益波动;在完全去除开缝衬套在孔壁遗留的材料凸脊前提下,0.190mm和0.065mm2种单边终铰参量对TA15孔结构挤压疲劳增益有明显影响,0.190mm单边铰削量时挤压疲劳增益更大,而非终铰参量越小越好;在Fmax=400MPa,R=0.1疲劳载荷条件下,衬套开缝与试样最窄截面平行放置,仍能够获得明显的疲劳增益,但相对于与试样与最窄截面呈90°放置,疲劳增益会略有下降。建议在实际孔挤压操作中,衬套开缝尽量避开最窄截面放置。

微波固化技术及其在飞机战伤抢修中的应用探讨

综述了近年来微波固化技术及微波修补技术的研究进展及应用现状,从研究方向、修理材料、微波设备、试验验证和固化工艺等方面,探讨了微波修补技术在飞机战伤抢修工程化应用中需深入开展的研究工作。

复合材料加筋结构损伤修复用胶粘剂的选型及验证

针对某型飞机某部位复合材料加筋板蒙皮不同深度分层损伤,验证胶接挖补修理工艺效果。开展修理用胶粘剂的选型试验,设计了修理所需胶粘剂在不同试验温度环境下的拉伸剪切试验和90°剥离试验,通过研究胶粘剂的剪切强度和90°剥离强度随温度升高的变化规律,对比验证了J-200-2胶粘剂和J-272中温固化胶膜的性能参数。结果表明:J-272胶膜对高低温环境更敏感,性能差异较大,确定可采用J-200-2作为修理用胶粘剂;为验证采用J-200-2胶粘剂胶接挖补修理的效果,对典型加筋板蒙皮1/2和1/4处分层损伤进行修理,并进行轴压试验,对比修理试验前后数据,发现加筋板承载能力分别提高了20%和14.3%。选取典型加筋板蒙皮1/2处分层损伤,利用有限元分析软件验证修理效果,发现破坏载荷较未修理的409.8kN提升至501.1kN,经挖补修理后承载能力较未修理提高22%,具有较好的修理效果。

某型飞机4号油箱结构损伤分析及修复评估

目的某型双座机使用中发现4号油箱存在不同程度结构损伤,分析其损伤原因和制定修理方案。方法对4号油箱结构状态进行深入检查评估后,从结构损伤过程、载荷情况、设计制造和外场使用等方面综合分析损伤原因。对实际损伤结构进行强度计算和评估,制定结构损伤补强修理方案,并提出修理改进建议。结果通过分析得出,损伤原因主要是4号油箱局部存在设计制造缺陷,且飞机在作大过载飞行时,4号油箱可能处于满油或大量余油的高负载状态。根据损伤原因制定的修理方案合理可行,通过了静强度校核和评估。结论基于该损伤结构提出的修理方案通过实际修理验证,能够满足油箱结构强度设计要求,提出的改进建议能够改善飞机疲劳品质。

国产芳纶纸浸胶特性研究

芳纶纸蜂窝由于其结构的特殊性,具有质轻、高强等特性,被广泛地应用于航空、航天、轨道交通等领域。30年来,我国的芳纶纸蜂窝生产制造一直以进口的Nomex芳纶纸为主,对于国产芳纶纸的芳纶纸蜂窝制造工艺研究甚少,该文利用国产芳纶与Nomex芳纶纸从纸张的特性、浸胶工艺性及固化特性等角度,对国产芳纶纸和Nomex进行分析,对国产芳纶纸制造芳纶纸蜂窝的工艺选择给出一定的指导。

某型飞机外翼5—8肋损伤原因分析及修复探讨

目的分析某型飞机外翼5—8肋油箱区结构不同程度损伤的原因,制定修复方案。方法采用受载分析、有限元仿真计算、静力试验数据分析等强度计算方法分析损伤产生的原因,采用扫描电子显微镜和光学显微镜对磨痕形貌进行观测等失效分析,对损伤结构件开展失效模式分析,根据损伤原因及失效模式制定科学简便的修复方案,同时对损伤长桁采取的修补措施进行强度校核。结果通过对外翼油箱充压破坏理论分析、有限元仿真计算、静力试验数据反推,并结合飞机实际损伤情况,得出油箱破坏理论分析危险薄弱部位与真实破坏情况一致的结论。有限元仿真计算最危险结构部位与实际结构首先发生破坏部位吻合,可作为深入制定修复方案及推测实际加载压力的依据。通过静力试验数据反推、结构实际损伤及有限元仿真计算结论得出,外翼5—8肋结构出现损伤时油箱施加压力约0.5MPa,针对损伤制定了更换外翼油箱内部第5—8肋损伤结构和贴补加强损伤长桁的修理方案,经结构强度校核,满足设计要求。结论分析认为外翼5—8肋油箱区结构损伤原因为油箱压力超过设计值导致结构过载断裂,采用贴补加强修理损伤长桁和更换第5—8肋损伤结构的修复方案能够满足强度设计要求,可指导同类飞机类似结构损伤故障的原因分析和修理,提醒同类飞机维修人员在飞机维护时应关注外翼油箱压力超压问题。

二次热处理对芳纶纸蜂窝高度变化趋势及影响因素分析

芳纶纸蜂窝片切后的端面会有纤维裸露,放置在环境中会造成蜂窝厚度变化,影响使用的精度。该文采用不同温度(90、120、150℃)对自制芳纶纸蜂窝进行烘干,研究烘干温度对不同孔格尺寸、纸张厚度蜂窝高度的影响。通过分析纸张的热收缩和环境处理后蜂窝高度方向变化探究尺寸收缩的原因。

芯条胶、芳纶纸对芳纶蜂窝涂胶工艺和性能的影响研究

涂胶、叠合过程是芳纶蜂窝制造的第一步,通过把控原材料的重要性能能够有效保障芳纶蜂窝的节点强度、压缩强度、剪切强度等。本文综述了影响芳纶蜂窝涂胶过程和力学性能的主要原材料,并分析了芯条胶和芳纶纸的关键参数及影响,为芳纶蜂窝涂胶过程的原材料把控提供了理论依据。

座舱盖骨架危险薄弱部位可靠性分析研究

建立了座舱盖骨架侧型材危险薄弱部位有限元计算模型,研究了弯矩对寿命计算结果的影响,修订了基于座舱盖侧型材穿透性裂纹模式下的剩余强度与裂纹长度的算法,确定了座舱盖骨架侧型材的失效准则,初步计算出座舱盖骨架侧型材未修前寿命约为663.88飞行小时,使用1 mm钢板加强后寿命约为5255.98飞行小时,使用1.5 mm钢板加强后寿命约为11 577.81飞行小时,结果显示座舱盖骨架危险薄弱部位经加强后大大提高了使用可靠性。

飞机复合材料修理中固化技术的探讨

对飞机复合材料固化工艺中热固化、微波固化、电子束固化、紫外光固化等技术的机理和研究现状进行了分析对比。