先进复合材料国防科技重点实验室的航空树脂基复合材料研发进展

归纳先进复合材料国防科技重点实验室在航空先进树脂基复合材料方面的应用和研究进展。研制出超薄热塑性无纺织物层间增韧技术以实现提高复合材料的CAI性能。设计出的多夹层结构具有多层吸收拓展频带的作用,使多夹层隐身复合材料的吸收频宽达1～18GHz。高韧性树脂基复合材料和耐高温复合材料技术得到发展,并形成预浸料-热压灌成型、液态成型和自动化制造技术体系。发展复合材料固化、树脂流动、固化变形等模拟优化技术,并建立复合材料数据库技术。建立先进复合材料国防科技重点实验室可在支撑航空装备研制,在航空复合材料创新引领、体系主导、基础支撑和保障应用方面发挥作用。

先进航空树脂基复合材料研究与应用进展

综述了国外先进航空复合材料在民用机和军用机上的研究与应用进展,指出了先进复合材料在航空领域发展的方向和趋势,简述了先进复合材料国防科技重点实验室在以上方向上的研究进展。

三维五向编织复合材料纵向性能的实验研究

通过对具有不同编织结构参数的三维五向编织复合材料试件的纵向拉伸和压缩实验,分析了该类材料的纵向拉、压刚度和强度随编织工艺参数的变化规律以及材料的失效形式。三维五向编织复合材料在破坏前基本保持线弹性,纵向拉、压破坏具有脆性特征,拉伸模量和压缩模量比较接近,但拉伸强度远大于压缩强度。编织角和纤维体积含量对材料性能的影响显著,纱线粗细的影响不大。提高第五向纱线的比例,可提高材料的纵向性能。此外,研究中采用短标距薄板试件,以避免试件产生整体屈曲和端部纤维束开裂破坏。

SiCp／Al复合材料的电火花加工实验研究

通过电火花加工SiCp／Al复合材料的实验研究，探索了电流、脉宽、脉间等参数对电火花加工速度和电极损耗的影响，总结出含体积分数为56％的SiCp／Al复合材料电火花加工的合理加工参数。实验表明：当电极直径为φ18mm时，电流为16A、脉宽为250—350ps、脉间为100ps时，可以进行复合材料的高效加工，对实际生产具有一定指导意义。

热固/热塑复相增韧体系及其先进复合材料的研究

针对热固 /热塑复相体系的相结构、相演变及增韧效果 ,评价了这些复相树脂基体用于先进炭纤维复合材料的增韧机制与影响因素 ,指出了目前国内外研究工作的局限及不足。尤其结合本实验室的研究工作 ,介绍了我们自己的实验结果及观点 。

国外航空发动机用SiC_f/SiC复合材料的材料级性能测试研究进展

国外在航空发动机用SiC_f/SiC复合材料的研发和应用方面进展迅速,这得益于其开展了大量的材料级性能测试并借此建立的材料性能数据库。本文梳理了SNECMA,NASA,GE公司典型SiC_f/SiC复合材料牌号的基本物理性能和力学性能,探讨了制备工艺等因素对材料性能的影响,着重分析并讨论了复合材料的拉伸性能;同时综述了国外在该类材料使用性能方面开展的测试,主要包括高温抗氧化性、高温水/氧环境性能、疲劳及蠕变性能、抗热冲击性能以及抗外来物冲击测试等,并对材料在热、力、水、氧等不同环境因素下的损伤行为和失效机制进行了阐述。在此基础上,提出了我国在SiC_f/SiC复合材料后续性能测试研究方面的建议。

环氧树脂/粘土纳米复合材料的制备与性能研究

研究了有机蒙脱土在环氧树脂中的插层和剥离行为 ,制备了两种环氧树脂 /蒙脱土纳米复合材料并测试了其力学性能。实验结果表明 ,环氧树脂与有机土的相容性好 ,二者混合时环氧树脂很容易插入到粘土层间。使用经不同有机阳离子处理的两种有机蒙脱土 ,分别制得插层型和剥离型环氧 /粘土纳米复合材料 ,力学性能结果表明 。

纳米粒子改性环氧树脂及其复合材料力学性能研究

通过机械共混法制备了Al2O3纳米粒子改性环氧树脂基体,研究了纳米粒子含量对改性树脂基体力学性能的影响,并采用紧凑拉伸实验研究了纳米粒子改性环氧树脂的断裂韧性。利用改性树脂制备了玻璃纤维增强复合材料,研究了改性复合材料的力学性能与纳米粒子含量之间的关系。结果表明:纳米粒子的加入明显改善了环氧树脂基体的断裂韧性并且有助于提高树脂与纤维之间的界面粘接强度,因而使改性复合材料的层间性能明显提高而其他力学性能基本不变。

插层聚合制备粘土/环氧树脂纳米复合材料过程中粘土剥离行为的研究

用ＸＲＤ、ＤＳＣ 等手段研究了有机蒙脱土在环氧树脂中的插层与剥离行为，证明环氧树脂容易插层到粘土片层间，形成稳定的插层混合物，加入胺固化剂固化后，粘土被剥离而得到剥离型纳米复合材料，剥离程度与所采用的固化温度关系不大，主要取决于固化程度，全部剥离的时间与环氧树脂凝胶的时间接近．

高温结构陶瓷基复合材料的研究现状与展望

概述了国外航空发动机用高温结构陶瓷基复合材料的研究与应用现状及发展趋势 ,分析了目前研究中存在的问题及其解决办法 ,确定了今后的研究目标与方向。

复合材料结构-功能一体化技术与吸能结构的研究

复合材料的结构一体化技术包括结构整体化和结构 功能一体化两个方面。复合材料吸能结构属于典型的结构 功能一体化结构。以复合材料管形件为基础,发现提高管形件轴向性能如增加编织结构的轴向纤维纱数,或调整预浸料复合材料铺层尽可能地平行于轴向,或提高复合材料层间韧性(即高CAI值)等,都有利于提高吸能效果。在整体化制造方面,研制和验证了织物复合材料正弦波梁的液态成型制造技术。

RTM聚酰亚胺复合材料“离位”增韧技术研究

研究"离位"增韧对RTM聚酰亚胺树脂基复合材料力学以及韧性性能的影响。结果表明:当增韧剂的含量为15wt%时,经"离位"增韧复合材料的室温层间剪切强度从97.9 MPa提高到110 MPa,而玻璃化转变温度和高温(288℃)复合材料层间剪切强度略有降低。"离位"增韧后,PI-9731ES(F)/G0827复合材料的I型层间断裂韧性(GIC)从310 J/m2提高到459 J/m2。经电镜分析表明,主要是由于将热塑性聚酰亚胺"离位"增韧PI-9731制备复合材料时,可以在复合材料富树脂区形成相反转结构,在裂纹扩展的过程中,包覆热塑性聚酰亚胺的PI-9731粒子发生明显地取向和变形。

三维多向编织复合材料压缩性能的试验研究

采用短标距薄板试件法对三维五向和六向编织复合材料试件进行了压缩试验。该方法可以避免试件产生整体屈曲和端部纤维束开裂破坏,适用于三维编织复合材料的压缩试验。同时,在试验的基础上,分析了该类材料的纵向压缩刚度、压缩强度和泊松比随编织工艺参数的变化规律以及材料的失效形式。三维五向和六向编织复合材料在破坏前基本保持线弹性,纵向压缩破坏具有脆性特征。编织角的增大导致了材料纵向压缩性能下降。减小四向编织纱线的细度,有利于提高材料的纵向压缩性能。此外,三维六向编织复合材料的纵向压缩性能低于三维五向编织复合材料。

RTM聚酰亚胺复合材料力学性能研究

研究RTM聚酰亚胺树脂的流变学和凝胶行为,确定该树脂的复合材料成型工艺参数,测试其复合材料的室温和高温力学性能.结果表明:RTM聚酰亚胺树脂在高温下具有良好的流变性能,在260～280℃之间有较长的开放期,可以实现RTM工艺.RTM聚酰亚胺复合材料具有较高的玻璃化转变温度、良好的室温力学性能和优异的高温(288℃)力学性能保持率,可以低成本(RTM)地制造耐高温的聚酰亚胺复合材料.

复合材料层合板准静态横压损伤及其压缩破坏研究

为了考察一种小试件 CAI试验方法的有效性 ,本文作者对复合材料层合板的准静态横向压缩特性和损伤 ,以及损伤后的压缩破坏进行了试验研究 ,采用 C扫描、热揭层等技术对层合板内的损伤进行测量 ,并将含准静态横压损伤层合板的剩余压缩强度与低速冲击后板的压缩强度进行了比较。结果表明 :在横压过程中存在分层损伤起始门槛压缩载荷值或压入深度值 ,以及横压载荷极限值 ;小板试件各界面的分层面积沿厚度方向的分布和继后的压缩破坏形式等与 SACMA的

复合材料RFI成形的树脂膜揭取性研究

采用树脂膜/离型纸的T型剥离实验方法来表征RFI树脂膜操作过程中的揭取特性,实验研究了几种基本RFI树脂膜的T形剥离载荷 位移关系在不同加载速度及不同实验温度下的表现形式。结果显示内聚破坏与界面破坏情况下载荷位移曲线有明显不同的形式。提高温度有利于出现内聚破坏,而提高实验速度则易于出现界面破坏。进一步从实验数据总结出树脂膜揭取的工艺范围应当在出现界面破坏的温度范围内。

纳米SiC-Al_2O_3/TiC多相陶瓷复合材料显微结构的研究

考察了纳米SiC -Al2 O3/TiC多相陶瓷复合材料的断裂方式 .由于纳米SiC的加入 ,材料以穿晶断裂为主 .通过透射电镜观察 ,研究了纳米陶瓷复合材料中纳米SiC的分布 ,证明所制备的材料主要为晶内型纳米复合陶瓷 .在纳米SiC -Al2 O3/TiC多相陶瓷复合材料中 ,少量纳米SiC位于基体晶粒间 ,大多数纳米SiC位于基体晶粒内 ,而且纳米SiC的加入细化了基体的晶粒 .通过高分辨透射电镜观察 ,研究了纳米SiC -Al2 O3/TiC多相陶瓷复合材料中 ,纳米SiC与基体间界面结合状态 ,发现在两颗粒间的晶界几乎没有玻璃相 ,证明纳米陶瓷复合材料中晶界得到了加强 ,有利于材料力学性能的提高 .另外研究了裂纹在材料中的扩展行为 ,结果表明 。

复合材料冲击损伤及冲击后压缩强度的等效实验方法

简要论述了复合材料低速冲击及冲击后压缩的研究情况 ,比较了几种不同的冲击后的压缩实验方法 ,选取一种小尺寸试件方法 ,对复合材料低速冲击后的压缩行为进行研究 ,并将结果与有关文献进行了比较 ,实验结果与文献结果具有一致的变化规律 .研究结果显示 ,对于材料研究 ,该方法可以用来表征复合材料冲击后的压缩特性 .使用该方法可以大大节省实验费用及周期 .

锻纹机织复合材料高速冲击试验研究及理论分析

为了研究1种碳纤维增强锻纹机织复合材料的弹道冲击破坏机理,使用钛合金圆柱弹体进行了弹道冲击试验,并对冲击过程进行了理论分析。结果表明:复合材料靶板在平头圆柱弹体冲击下,失效模式在冲击面主要是纤维剪切失效和基体压溃,失效模式在靶板背面主要是纤维拉伸失效、基体开裂、纤维拔出和分层失效;由于纤维正交铺设特性,靶板背面的损伤区域为菱形。基于试验中对复合材料靶板损伤模式和损伤区域的的观察,提出了理论分析模型,认为弹体能量消耗主要是通过层合板压溃、动量转移、纤维的拉伸断裂失效和剪切充塞吸能,建立了弹体冲击靶板过程能量变化的微分方程,理论分析模型可以有效预测复合材料靶板的弹道极限。

空间光学遥感器的发展对先进复合材料的需求

从国内外空间光学遥感器技术发展的需要出发，提出了对该领域内基础材料的需求及其应用特点。在此基础上，又提出了空间光学遥感器中光机结构材料和典型的光学反射镜材料在机械稳定性和热稳定性方面的要求。还提出了应用材料在空间中的热真空适应性和表面防护问题。同时介绍了新型空间光学遥感器中应用的新型复合材料。