耐高温树脂基复合材料研究进展及其在航空航天领域的应用

耐高温树脂基复合材料具有低密度、高比强度、高比模量、抗疲劳、耐腐蚀、可设计性强等优点。因其在结构轻量化中的巨大应用潜力,在航空航天领域广受关注。本文重点介绍了双马来酰亚胺、聚酰亚胺和邻苯二甲腈三种耐高温树脂及其复合材料,并对其树脂基体的历史发展脉络、复合材料成型工艺与力学性能的研究现状,以及在航空航天领域的应用进行了综述。最后,通过提炼对比三者在工艺性、力学性能上的特点和工程上的典型应用场景,拟为航空航天领域中的材料选择提供参考。

陶瓷基复合材料厚壁圆筒结构强度分析

针对固体火箭发动机喷管扩张段以及其在服役过程中受到的复杂载荷工况,开展了轴向力和内压双向加载下针刺C/C-ZrC-SiC复合材料厚壁圆筒试验件的强度破坏测试试验,获得了试验件的破坏强度和失效应变;结合修正的最大应力损伤失效准则与多尺度建模方法,建立了针刺复合材料厚壁圆筒试验件的有限元(FE)模型;模拟了复杂载荷作用下试样内部的应力、应变以及损伤演化状态,模拟结果与试验结果一致性较好。分析结果对于改进固体火箭发动机针刺C/C-ZrC-SiC复合材料喷管扩张段结构设计有一定的参考价值。

复合材料天线结构低速冲击损伤与剩余强度

共形承载复合材料天线结构兼具力学承载和微波通信功能,由于其高度集成化和多功能化特点,应用前景广阔,但在制造和维修过程中极易受外来物的低能量冲击产生损伤。本文采用热压罐成型和二次胶结工艺制备以玻璃纤维增强复合材料为面板、以PMI泡沫为芯材并嵌入天线器件的复合材料天线结构。并对其开展低速冲击及冲击后压缩试验研究,对比含天线和不含天线两种结构的损伤特性与冲击后剩余压缩(CAI)强度。结果表明:与普通泡沫夹芯结构相比,复合材料天线结构的凹坑深度、冲击位移和背面纤维束拔出高度均减小,表明损伤阻抗能力增强;峰值载荷显著增加,100 J冲击能量下的峰值载荷为5.79 kN,增加了25.32%;压缩强度和CAI强度显著提高,压缩强度提高了28.87%,CAI强度提高超过113.08%;冲击破坏模式由整体贯穿及芯体大面积断裂变为芯体局部压溃、天线单元塑性变形及与泡沫夹芯大面积脱胶。

硅改性酚醛/碳纤维复合材料的制备及烧蚀性能

针对酚醛树脂(RF)耐热性不足、抗烧蚀性能差,且SiO_(2)粒子与酚醛树脂相容性的问题,采用共凝胶法制备纳米级的SiO_(2)/RF杂化气凝胶,通过构建凝胶网络互穿结构,增加两相相容性,探究SiO_(2)/RF杂化气凝胶的微观结构、化学结构和热物理性能。制备得到硅改性酚醛/碳纤维复合材料,并对改性前后复合材料的烧蚀性能进行比较。结果表明,不同硅含量的杂化气凝胶具有凝胶骨架和孔隙双连续的结构特性,密度分别在0.145~0.160 g/cm^(3)之间。随着硅含量提高,杂化气凝胶残留率增加,Si—O键吸收振动峰更明显,但XRD无衍射峰。综合考虑孔径分布及热物理性能,选取性能最优的杂化气凝胶制备硅改性酚醛/碳纤维复合材料,改性后复合材料的质量烧蚀率为0.046 g/s,线烧蚀率为0.074 mm/s。与未改性的复合材料相比,质量烧蚀率降低了20.7%,线烧蚀率降低了21.3%,改性后材料的抗氧化性和烧蚀后的残留率得到明显提升。

2D-C/SiC复合材料Ⅰ-Ⅱ复合型断裂性能

为了表征2D-C/SiC复合材料的Ⅰ-Ⅱ复合型断裂性能,采用了含单边裂纹Arcan蝶形试样,通过有限元模型分别对试样的Ⅰ型和Ⅱ型断裂形状因子进行了标定。应用Arcan圆盘装置对2D-C/SiC蝶形试样开展了Ⅰ型、Ⅱ型和Ⅰ-Ⅱ复合型断裂试验,研究了试样在不同加载路径下的宏-细观断裂模式和强度性能。结果表明,2D-C/SiC复合材料Ⅱ型断裂韧度比Ⅰ型高;随着偏轴加载角度的增大,裂纹扩展路径受剪应力的影响变得显著,且试样的抗断性能有增强趋势。对几种断裂判据的适用性进行了论证,给出了2D-C/SiC复合材料的Ⅰ-Ⅱ复合型断裂表征模型。

航空航天用纳米碳复合材料研究进展

对航空航天用纳米碳复合材料及其多功能特性的研究进展情况进行了综述,阐述了国内外研究者们在纳米碳复合材料及其多功能特性方面取得的重要成果,并系统地综述了纳米碳复合材料在多尺度增强、电磁屏蔽、智能驱动、隔热、传感方面的研究工作。最后展望了纳米碳复合材料在航空航天领域中的潜在应用。

碳纤维增强复合材料微观烧蚀行为数值模拟

碳纤维增强复合材料已广泛应用于烧蚀热防护系统中,其微观结构直接影响材料的烧蚀行为,因此材料微观烧蚀机制分析对材料设计和制备具有重要意义.本文采用有限体积法并引入固体相体积分数与界面重构技术,建立了碳纤维增强复合材料微观烧蚀数值模型.利用该微观烧蚀数值模型对碳基体包裹单根碳纤维进行烧蚀模拟,将数值模拟的烧蚀形貌与解析解结果进行对比,验证了数值求解方法的正确性.对单向碳纤维增强复合材料在不同碳纤维倾斜角下的微观烧蚀行为进行了模拟分析,得到了碳纤维倾斜角对微观烧蚀行为的影响规律.研究发现:对于碳纤维的抗氧化性能比基体强的情况,当氧扩散速率远远大于碳氧反应速率时,碳纤维将出现'笋尖'状的烧蚀形貌;当碳氧反应速率远远大于氧扩散速率时,纤维和基体将以相同速率烧蚀.当碳纤维的抗氧化性能比基体强时,纤维倾斜角会对材料微观烧蚀行为产生较大影响;相反,则影响不显著.

树脂基防隔热复合材料高温响应分析方法研究进展

针对树脂基防隔热复合材料高温条件下复杂的热/力/化学的多场耦合问题,从高温性能预报模型、高温响应求解方法和高温试验测试三方面进行了论述。详细介绍了研究树脂基防隔热复合材料高温响应相关的热解动力学模型、材料高温热物性及力学性能演化表征方法、材料高温响应模型的求解方法以及表征材料高温响应的多种高温试验测试手段。对上述研究方法的发展进行了评述,并对未来发展趋势进行了展望。本文有助于相关研究人员认识和发展树脂基复合材料在高温下的热力响应分析方法,也可供工程技术人员对这类材料的防隔热性能和高温承载性能进行研究。

烧蚀防热材料在线后退测试技术研究进展

介绍了基于熔点法、辐射法、电阻法、声波法以及摄影法等测试技术的原理和进展,从嵌入式和非嵌入式两类测试方案展开分析了烧蚀后退测试技术发展的特点和不足。当前,烧蚀后退在线测试仍然以嵌入式为主;综合来看,电阻法是实现在线后退测试的最佳方案;非嵌入式方案虽然离飞行测试还有一段距离,但是其在地面试验中作为验证技术已逐渐成熟。更加频繁的星际进入任务必将全方位提升在线后退测试技术。

薄面板复合材料蜂窝夹层结构冲击穿透试验与失效机理

为研究薄面板复合材料蜂窝夹层结构冲击穿透损伤的失效机理,对具有3层平面编织复合材料面板的蜂窝夹层板试验件进行了多种能量的冲击试验。并在考虑了面板材料的渐进失效以及面内剪切非线性应力应变关系基础上,运用LS-DYNA有限元分析软件建立了夹层板的数值模型,用以分析失效过程。结果表明,数值模拟结果与试验结果一致。上面板穿透或整体贯穿时面板均呈花瓣状裂开,前者蜂窝以压溃损伤为主,后者则额外产生蜂窝芯体与下面板间的界面脱粘以及蜂窝壁的断裂损伤。无面板穿透时,冲击接触力将保持纤维断裂损伤阈值力大小直至冲头回弹;面板穿透则使冲击区域刚度下降,接触力随之下降,其中板整体贯穿时接触力会出现两个峰值。薄面板复合材料蜂窝夹层结构冲击穿透过程中的主要能量耗散在复合材料面板的纤维拉伸断裂,蜂窝的压溃和断裂过程也消耗部分能量。

纤维增强气凝胶复合材料高温结构转变及热稳定性研究

目的研究高温受热条件下纳米复合隔热材料的结构转变特征及热稳定性。方法采用扫描电镜、X射线衍射仪、红外光谱仪及热重仪等检测方法。结果纤维增强气凝胶材料从室温到650℃存在连续的质量损失,从室温到放热前,质量损失为1.66%;365℃开始出现放热,温度升至398℃时达到峰值,整个放热过程对应质量损失约为1.3%;从435℃放热结束开始到650℃的质量损失为1.46%。经过400℃热处理后,试样比表面积从268m^2/g增加到437m^2/g;当试样热处理温度达到600℃时,试样的比表面积明显随之降低至198m^2/g。结论SiO2气凝胶复合材料以无定形结构为主,存在少量的二氧化钛晶体。在400℃左右,SiO2气凝胶结构中硅甲基Si-CH3发生氧化,产生明显的放热峰,之后硅羟基Si-OH之间发生缩聚反应,使600℃热处理后气凝胶中Si-O-Si网络骨架强度有所提高。未处理的纤维增强气凝胶材料试样上气凝胶纳米颗粒构成的块体较为良好地包裹在玻璃纤维表面,而经过600℃的高温热处理1 h后,块体气凝胶脱离了光滑的纤维表面,气凝胶纳米粒子发生收缩,致使材料比表面积下降。

碳纤维/树脂基复合材料曲壁蜂窝夹芯结构的三点弯曲性能

为研究碳纤维复合材料(CFRP)曲壁蜂窝结构在三点弯曲载荷作用下的承载特性与失效模式,对不同芯层高度、面板厚度的结构进行了理论预报、数值模拟及试验.首先,根据夹芯结构的主要失效模式,提出了相应的理论预报公式,并绘制了失效机制图;其次,建立了CFRP曲壁蜂窝夹芯结构的有限元仿真模型,对其在三点弯曲载荷作用下的典型失效行为进行模拟;最后,通过模压成型工艺制备了不同尺寸的CFRP曲壁蜂窝夹芯结构,并将试验结果与理论、模拟结果进行比较.结果表明,蜂窝夹芯结构承载能力与芯层高度、面板厚度密切相关,结构芯层及面板刚度随其尺寸的减小而下降,导致结构失效模式由面芯脱黏失效变为面板压溃失效.

石英灯辐射加热条件下低密度碳/酚醛复合材料高温响应及分析

目的研究低密度碳/酚醛复合材料在不同地面加热实验测试响应的差异性,指导材料在实际应用环境下的高温响应分析。方法对低密度碳/酚醛复合材料开展了热流为400 kW/m^2的单侧石英灯辐射加热实验,利用热电偶测温系统测量试件在加热过程中不同位置的温度时间历程,并对试件的烧蚀形貌和微观结构进行观测。同时与热流为464k W/m^2的氧乙炔加热陶瓷板辐射加热实验结果进行对比分析,并且采用有限元方法对材料的传热传质多场耦合计算进行分析。结果对于石英灯辐射加热,在测量点升温到接近200℃时,温度响应拐点都依次出现。由于加热的辐射热源不同,在不同的辐射波段下,多孔材料吸收和发射的热量不同,短时间内氧乙炔加热陶瓷板辐射加热使材料内部升温速率比石英灯辐射加热实验的要快,但长时间加热时现象刚好相反。结论进行传热传质多场耦合计算材料高温响应时,合理确定材料宏观性能随温度的变化至关重要。

激励响应复合材料的4D打印及其应用研究进展

激励响应复合材料是一种智能材料,通常具有自感知、自主响应、形状记忆、自适应和自修复等特征。本文对4D打印中使用的激励响应材料进行了综述,重点介绍4D打印形状记忆复合水凝胶和形状记忆聚合物(SMP)及其复合材料的应用研究进展。最后,总结了4D打印在生物医疗和航空航天领域的应用现状,并对4D打印的未来发展趋势以及应用前景进行展望。4D打印是一项新兴制造技术,尽管目前已经出现了许多不同的打印方法、可打印智能材料和驱动方式,但是4D打印在实际工程应用中仍然面临许多挑战。新打印技术、新智能材料、新结构设计和建模软件需要发展以促进4D打印在软机器人、生物医学、航空航天和智能电子设备等领域的实际应用。

复合材料格栅反射器结构热变形及精度分析

为满足卫星通信领域反射器高精度和轻量化的要求,以某地球同步轨道气象卫星反射器为应用背景,采用ABAQUS有限元模拟复合材料反射器的热变形并运用最小二乘拟合原理计算其型面精度RMS值,利用M55碳纤维复合材料层合板面内热膨胀系数较小的特性设计出全复合材料格栅反射器结构.在相同工况的条件下,采用工业近景三维测量方法对格栅反射器结构进行热变形实验测试,利用工作面变形的均方根RMS值来表征型面精度,并将测试值与模拟值进行比对发现两者吻合较好.最后对格栅结构反射器的装配误差,粘接方式,胶层厚度,蒙皮和筋条的铺层角度等影响型面精度RMS值的因素进行计算分析,结果表明:粘接方式和胶层厚度是影响全复合材料格栅反射器型面精度的最主要因素,并且蒙皮与格栅结构的胶接更宜采用点粘方式,同时随着胶层厚度和装配误差的增大,型面精度呈现非线性的增长趋势.在相同工况、相同宏观结构尺寸的前提下,与碳纤维铝蜂窝夹层结构反射器结构相比,全复合材料格栅结构反射器的型面精度仅为0.455μm,型面精度提高了一个数量级,为高精度深空探测和信号传输提供了可靠设计方案.

三维针刺C/C-SiC复合材料预制体工艺参数优化

基于误差反向传播(BP)神经网络与改进的遗传算法建立三维针刺C/C-SiC复合材料预制体工艺优化的代理模型,获得针刺工艺参数与复合材料刚度性能之间的关系。利用BP网络实现复合材料刚度性能预测,BP网络的预测值与有限元计算结果吻合程度较好,模型训练误差最大为0.526%,测试数据误差最大为0.454%,BP网络预测精度高。对传统遗传算法的遗传策略和优化策略进行改进,利用两种改进的遗传算法对针刺工艺参数进行优化。优化后的工艺参数显著提高了材料的刚度性能,其中面内拉伸模量分别提高了11.07%和11.48%,面外拉伸模量分别提高了49.64%和48.13%,复合材料的综合刚度性能分别提高18.17%和18.21%。

配合间隙对陶瓷基复合材料连接结构高温拉伸性能的影响

陶瓷基复合材料机械连接结构强度分析与设计对提高结构承载效率起着至关重要的作用。采用Abaqus有限元软件研究了间隙配合精度对C/SiC陶瓷基复合材料与高温合金沉头螺栓连接结构高温拉伸性能的影响,并讨论了结构失效损伤扩展机制。结果表明:750℃工况下沉头螺栓豁口深度为1.7mm,间隙为0.8%时连接结构承载能力达到最大值。研究结果将为航空航天领域陶瓷基复合材料连接结构的设计和应用提供理论指导。

火星探测热防护系统传感测量技术进展与启示

当前对于火星进入、下降与着陆过程(entry,descent and landing,EDL)气动环境认知不足,任务风险高。在EDL系统上搭载传感仪器进行飞行数据测量,重建火星大气和气动热环境,并开展充分全面的地面验证是验证科学设计工具和降低未来火星EDL任务风险的有效途径,对任务成功与否至关重要。本文首先回顾了人类火星探测任务的发展历程,明确设置热防护传感系统的必要性;然后系统总结了美国两次火星着陆任务MSL、Mars 2020,欧洲ExoMars2016任务和中国天问一号任务所搭载的EDL热防护传感系统的体系构成,以及为满足任务要求,如何进行仪器选择与布局;归纳了4次任务飞行数据的重建方法、关键技术和结果结论;最后给出了EDL热防护传感系统总结的经验、面临的技术难题和未来发展建议。

热塑性复合材料构件的制备及其在航空航天领域的应用

热塑性复合材料作为轻质高强材料的杰出代表,已成为航空航天领域的首选材料之一。概述了热塑性复合材料常用的成型工艺。采用模具热压成型制备工艺,探索并成功制备了几种高性能碳纤维增强聚醚醚酮(CF/PEEK)热塑性复合材料构件,为高性能CF/PEEK热塑性复合材料构件在航空航天领域的应用提供了基础。

航天复合材料结构健康监测技术应用进展

随着飞行器中复合材料的使用占比逐年增加,对其安全性的要求也日益严苛。复合材料的损伤部位隐蔽且情况复杂,使预测失效模式和使用寿命变得困难。因此,需要实时监测结构响应,收集状态信息,评估运行情况,判断损伤和剩余寿命,以确保飞行器结构的安全稳定运行。本文瞄准航天飞行器对复合材料结构健康监测的需求,首先简述了复合材料结构在典型飞行器结构应用情况以及复合材料结构健康监测技术的研究及应用情况,随后分别对常见的结构健康监测技术进行了详细的讨论,包括光纤传感监测技术、超声导波监测技术、声发射监测技术、机电阻抗监测法等技术的研究进展,接着针对结构健康监测技术在航天飞行器的各种结构如燃料贮箱结构、热防护结构、发动机结构以及机翼前缘结构等其他结构的应用情况进行了分析讨论,然后对典型的结构健康监测技术评估方法的研究进展进行了分析总结,最后讨论总结了航天复合材料结构健康监测技术的发展趋势与面临的挑战。