原位聚合热塑性复合材料及其成型工艺研究

热塑性树脂分子量大,熔体黏度高,采用热熔方法制备复合材料存在树脂流动性差、微观尺度上易形成复合缺陷的问题。采用原位聚合方法制备热塑性复合材料,不仅可以避免上述问题,还能够沿用热固性复合材料的成型方法,进而实现热塑性复合材料的高效率、低成本制造,因此原位聚合热塑性复合材料在复合材料应用领域具有广阔的应用前景。围绕几种原位聚合热塑性树脂,本文阐述了其复合材料性能及成型工艺的研究现状,并针对目前存在的问题,提出了4个研究方向:改性工艺与成型工艺的耦合、聚合环境洁净度和聚合反应对杂质的敏感性的控制、聚合反应放热温度的控制、液体成型树脂适用期的调控。

复合材料自动铺带技术研究(III)——平面铺带CAD/CAM软件开发

根据所研制自动铺带样机的工作模式和结构特征,详细讨论了铺放平面凸多边形构件的自动铺放加工指令模型和算法,包括轨迹坐标生成与边界处理、考虑预切的切送带指令等。在Auto CAD平台上利用ObjectARX技术开发了相应CAD/CAM软件,具有自动指令生成、交互设计和图形仿真等功能;经实际铺放检验,该软件能够满足平面自动铺带的基本要求。

紫外固化环氧树脂复合材料及其修补性能研究

为了推进紫外固化技术在树脂基复合材料的制备及结构修补中的应用,制备了紫外固化环氧树脂基复合材料并进行力学性能测试和微观组织分析。在此基础上,采用紫外固化复合材料对含人工缺陷的层合板试样进行了修补。结果表明,与热固化复合材料相比,采用紫外固化技术制备的复合材料具有良好的综合力学性能,复合材料中树脂基体与纤维之间结合良好;紫外固化复合材料制成的修补贴片对缺陷试样的修补效果显著,修补后试样的拉伸强度可以达到标准试样的84.1%,是缺陷试样的1.21倍。实验证明采用紫外固化复合材料修补贴片对缺陷进行修补是一种快速、有效的修补方法。

基于弧长的复合材料自动铺带统一边界处理方法

复合材料自动铺带的边界处理是满足复合材料构件成型要求、降低制造成本、实现高效生产的关键。针对复合材料自动铺带的技术特点,分析了一步铺带法和两步铺带法的工作模式和机器结构特征,提出了基于弧长的复合材料自动铺带统一边界处理方法。采用CATIA CAA平台开发了相应的软件模块,并以飞机水平尾翼自动铺带为应用背景,通过实际铺放验证了算法的有效性。

给定点纤维方向的自动铺丝轨迹规划算法

为实现复杂曲面外形的大型复合材料构件的自动化成形制造,根据结构设计要求,按照给定点的纤维方向,提出了利用最小二乘法构造铺丝角度(方向)分布函数、通过变角度铺放使得纤维方向满足铺丝角度(方向)分布函数的轨迹规划方法。根据生成的铺丝轨迹,通过覆盖性分析判断丝束增减,并利用组件应用框架技术开发了相应的软件模块。通过某飞机尾段整体铺丝仿真试验对算法进行了验证,结果表明该算法能够满足结构设计纤维方向要求。

复合材料自动铺放CAD/CAM软件技术

自动铺放CAD/CAM软件根据材料铺放工艺特性和构件外形特征,按照构件结构设计要求,依照铺放设备机器结构和工作模式,生成可供专用铺放设备实现复合材料构件成型制造的NC加工代码。在满足设计要求的基础上,自动铺放CAD/CAM技术尽可能提高了铺放效率,保证了铺放质量,节约了材料,降低了制造成本。

自动铺放系统聚氨酯橡胶压辊硬度的研究

自动铺放系统橡胶压辊的受力分析对研究铺放质量具有重要意义。通过调节原料试剂配比,制得了5组不同硬度的压辊试样,研究了试样硬度与配比之间的关系。根据压辊服役条件,采用有限元方法及试验方法验证了所引用的数学模型的正确性。

中国复合材料自动铺放技术研究进展

首先扼要介绍了复合材料自动铺放(自动铺带和自动铺丝)成形技术的原理、特点和该技术在国外航空航天领域的应用概况。然后系统介绍了近年来中国国内复合材料自动铺带的装备技术、软件技术和材料工艺技术的研发历程,总结了其关键技术的突破和应用进展,并指出开发低成本高效铺带技术是未来的重要方向。同时介绍了国内自动铺丝技术基础研究(装备、软件和工艺方法)的进展,并且着重介绍了南京航空航天大学自动铺丝应用技术(工业样机与材料工艺技术)的研发和应用情况。最后通过分析,归纳了自动铺丝技术应用研究的瓶颈问题,并提出了研究建议。

自动铺丝平行等距轨迹规划算法实现

针对复合材料自动铺丝技术轨迹规划问题,提出了一种新的基于测地线的平行等距轨迹规划算法.该算法首先将已知的第一条轨迹线在曲面上等弧长离散得到若干数据点,然后在数据点处曲线切矢和曲面法矢的向量积方向上利用测地线的短程性获得下一条铺放轨迹上数据点,并利用B样条曲线拟和数据点生成铺放轨迹,最后使轨迹线铺满模具表面.算法中测地线利用微分方程组数值求解得到,以曲面曲线弧长为自变量,可实现等距线求解的自适应步长调整和较高的精度.经实际算例验证,该算法简单实用,精度能够满足铺丝技术工艺要求.

NY9200GA树脂体系预浸料自动铺放粘结性工艺研究

为研究NY9200GA环氧树脂体系预浸料的自动铺放粘结性工艺特性,采用自行设计的预浸料粘结性测试装置,通过单因素试验,研究不同铺放工艺条件下预浸料的层间粘结性变化规律;运用正交试验法确定各铺放工艺参数对粘结性的影响程度。结果表明,随着铺放温度的升高,预浸料层间粘结性先增大后降低,在温度为40℃时粘结性出现峰值;铺放压力的增大和速度的减小均会增加预浸料层间的粘结性;温度对预浸料层间粘结性值的影响最大,压力的影响次之。此外,预浸料层间粘结性与放置时间和纤维方向有关,在室温环境中存放的时间越长,预浸料层间的粘结性越低;随着相邻铺层间纤维夹角的增加,预浸料层间粘结性也逐渐增加,其中0°/90°铺层间粘结性是0°/0°的近两倍。

X-cor夹层结构低速冲击实验和数值模拟研究

X-cor泡沫夹层结构是一种通过Z-pin技术增强泡沫夹芯的新型高性能夹层结构。在低速冲击下,X-cor夹层结构损伤失效机制复杂,通过在不同能量阶段对X-cor夹层结构失效行为进行分析,讨论Z-pin植入体积分数和泡沫芯材密度对失效行为的影响。低速冲击试样规格为Z-pin直径0.5 mm、植入角度为22°,分别改变泡沫类型和Zpin植入体积分数进行实验,结果表明:6 J冲击能量下,冲击能量主要由面板分层承担,相对于未植入Z-pin试样,随着Z-pin植入体积分数的升高,面板分层面积最多减少了45.1%,而泡沫密度对分层面积影响不大;12 J冲击能量下,部分Z-pin发生失效,通过剩余压缩强度比发现,随着Z-pin植入体积分数的增加,剩余压缩强度比先增大后减小,植入体积分数为0.42%时最高,而此时泡沫密度增加,剩余压缩强度比也随之增加;当能量到达18 J时,芯材开始出现剪切裂纹,同时吸收大部分能量,较弱的芯材剩余压缩强度比大,而Z-pin植入体积分数越大,剩余压缩强度比反而越小。采用数值模拟的方法建立低速冲击模型,并将冲击后的结果直接传递应用于剩余压缩强度模型中,得到的结果比实验值偏高25%~29%。

复合材料锥壳螺旋向铺层自动铺带成型方法

提出了一种基于两步法的复合材料锥壳螺旋向铺层自动铺带的成型方法,对锥壳螺旋向铺层几何原理进行了分析并对预浸带的预切割进行了设计和验证,对预切割装置进行了原理方案设计并利用CATIA软件进行了自动铺带验证。结果表明:两步法锥壳螺旋向铺带成型技术方案合理可行,预切割装置可以实现预浸带的切割、转录,采用通用铺带头即可以完成螺旋向铺层的自动铺带过程,采用锥壳等厚度铺叠、均匀加压和降低废料率等措施,大大提高制品质量并降低了构件加工成本。

自组装与纳米技术

自组装技术是制备纳米结构的几种为数不多的方法之一。本文对最近几年自组装技术在纳米科技领域中的一些重大突破和成果进行较为系统地综述 ,主要包括以下几个方面 :自组装单层膜、纳米尺度的表面改性、超分子材料。

基于热熔法的铺丝用预浸纱含胶量控制

针对轨道飞行器用高模量碳纤维复合材料品种多、批量小、质量要求高的特点,研究自动铺丝用预浸纱制备的质量控制方法。研究了直接热熔法中不同工艺参数对预浸纱含胶量的影响规律,运用正交试验定量分析了诸因素的影响程度,研究结果表明:限位辊与擦胶辊间隙对含胶量的影响最大,其次分别为收卷速率、树脂温度、差速比、放纱张力;制备HS40/CY-10W高模量碳纤维/氰酸酯预浸纱的最优工艺参数为:两辊间隙0.15mm、收卷速率12.56m/min、树脂温度100℃、差速比60%、放纱张力13N。制备的预浸纱宽度稳定、含胶量为34.0±1.0%、离散系数≤0.79%,满足铺丝用精密预浸纱要求。

回转体自动铺丝轨迹规划与覆盖性分析

针对航空航天工业领域的复合材料回转体类构件,研究了回转体自动铺丝轨迹规划和覆盖性问题。应用一般回转体的数学模型,建立了基于解析解的自动铺丝轨迹规划模型。在此基础上,利用测地线的特性,建立了相邻铺丝轨迹中心线之间距离与丝数的对应关系,提出了一种覆盖性分析方法以处理可能出现的丝束重叠或空隙。根据上述算法,开发了CATIA V5R18环境下的回转体复合材料CAD软件,并进行了实例验证。结果表明:生成的铺丝轨迹效果较好,裁剪后的丝束能均匀覆盖在构件表面,满足工艺设计要求和工程需要。

AS4D/PEEK热塑性复合材料激光固结缠绕工艺参数优化

热塑性复合材料缠绕成型过程中,工艺参数的选取对制品的性能有决定性作用。本工作基于热塑性复合材料激光固结自动铺放(LAFP)设备,以碳纤维增强聚醚醚酮(AS4D/PEEK)高性能热塑性复合材料预浸料为原料制备缠绕样品,以层间剪切强度为参数优化目标,根据响应曲面法Box-Behnken Design方法设计了试验,分析了加热区温度、缠绕速度、纤维张力三个工艺参数对层间剪切强度的影响规律,建立了各工艺参数对层间剪切强度的回归模型,并通过方差分析以及实验验证的方法验证了模型的准确性和可靠性。分析表明:响应值随各参数值的增加均表现出先增后减的变化规律,加热区温度和缠绕速度对层间剪切强度的影响显著,纤维张力有一定影响但不显著。最终得到的优化工艺参数组合为:加热区温度436.6℃、缠绕速度81.3 mm/s、纤维张力201.9 N,层间剪切强度达到52.8 MPa,该条件下缠绕制品结合强度最高。

聚合物超疏水表面制备技术研究进展

综述了近年来聚合物超疏水表面制备技术研究进展,重点介绍了模板法、刻蚀法、静电纺丝法和相分离法,并对聚合物超疏水表面制备技术的发展方向进行了展望。

航空发动机复合材料叶片曲面可铺性研究

根据转子叶片的曲面特性和服役环境,开展了复合材料叶片曲面可铺性分析研究,提出了一种基于预浸料纤维变形及纤维铺放方向双约束的复杂曲面复合材料构件可铺性分析方法,该方法既满足了复合材料构件曲面铺放工艺性要求,同时又满足构件结构承载要求。基于CATIA Automation技术在Visual Basic 6.0平台上开发了相应软件模块,利用叶片模型仿真验证了该算法。

Fe_3O_4对微波扫描快速成形复合材料固化速率及性能的影响

为实现大型复合材料构件损伤的微波扫描固化快速修补,提出选择吸波性能优异的Fe_3O_4作为环氧E51+DDM体系的微波吸收剂,利用超声设备对Fe_3O_4粉体进行分散,研究了Fe_3O_4添加量对微波扫描固化速度的影响并探索其增速机理;在此基础上制备Fe_3O_4体系的玻纤/环氧复合材料试验件,研究了添加Fe_3O_4对玻纤增强复合材料热、力学性能的影响。研究结果表明:Fe_3O_4的加入提高了体系的吸波能力进而加快体系的反应速率,且在添加量为1%时对体系的增速效率最高,与纯环氧体系相比其固化时间缩短了24%;与未加Fe_3O_4纯体系相比,添加1%Fe_3O_4环氧体系的玻璃化转变温度提高了1.5℃,拉伸模量提高了5.8%,但两者的拉伸强度相当,弯曲强度及短梁剪切强度分别提高了9.0%和6.5%。

直升机复合材料传动轴缠绕设计制备及接头连接研究进展

传动轴是直升机传动系统的关键部件之一,用复合材料传动轴替代金属传动轴是直升机轻量化发展的必然趋势。本文主要针对直升机复合材料传动轴结构设计、制备技术及连接方式等方面开展综述研究,并提出直升机复合材料传动相关技术的未来发展方向和趋势。目前,复合材料传动轴结构设计包括理论设计方法与有限元设计法,制备技术包括缠绕成型、三维编织VRTM成型与热压罐成型等,连接方式包括机械连接、胶接、混合连接等。现有复合材料传动轴主流设计方法效率偏低、主观性较强,在未来研究中可采取人工智能算法与有限元分析技术相结合的手段,自动求解出边界条件内的最优设计方案;当前热固性复合材料轴管层间性能较差,在制备轴管时建议优先采用韧性高、抗疲劳性能与抗冲击性能好、可回收利用的热塑性复合材料,并实现原位固结成型,以提升制件的力学特性、环境亲和性与生产效率;传统连接方式存在各自的弊端和不足,可通过引入预紧力齿形连接技术与大张力缠绕技术改进现有齿形压装连接方式,提高传动轴的结构承载能力与连接效率,确保直升机传动系统稳定、安全运行。