刀具类型及工艺方法对纤维增强复合材料制孔加工质量影响的研究进展

概括总结了刀具类型及工艺方法对纤维增强复合材料(FRC)制孔加工质量影响的最新研究进展。首先介绍了FRC的分类、特性及其在航空航天领域中的应用,以及传统麻花钻制孔刀具及工艺存在的加工缺陷及问题;其次,概述了FRC制孔的分层缺陷形成及评价;再次,从制孔刀具类型及工艺方法两方面,分别概述了FRC制孔加工质量的研究进展,并总结了改善制孔加工质量的新刀具、新工艺和新方法;最后,分析总结了刀具类型及工艺方法对FRC制孔加工质量效果的影响,同时对未来发展趋势和未来工作研究可能方向进行了展望。

可重复使用热防护材料研究进展

具有轻量化、耐高温、高抗损伤、重复使用、易于维护等性能的热防护材料是空天往返飞行器的关键材料,影响飞行器的先进性、可靠性、维护性和经济性。本文针对可重复使用飞行器机身大面积、头锥、翼前缘以及控制面等部位所需的热防护材料,综述了刚性隔热瓦、柔性隔热毡、抗氧化C/C、C/SiC、TUFROC等可重复使用热防护材料的发展历史、研究现状及在飞行器上的应用情况。总结了高温服役过程中典型热防护材料的损伤及性能衰减行为,并提出以材料损伤为基础,研究材料的可重复使用性能及寿命预测方法。最后,提出研制高性能可重复使用热防护材料、发展热防护材料可重复使用理论方法与标准、建立可重复使用热防护材料数据库是该领域今后需要重点关注的方向。

重复使用液体火箭发动机用材料及工艺研究进展

系统梳理了国外几种典型的可重复使用液体火箭发动机用材料及工艺情况,着重介绍了氢氧火箭发动机、液氧/煤油火箭发动机、液氧/甲烷发动机等可重复使用液体火箭发动机的推力室、涡轮泵、喷管等关键构件材料选用及成型工艺情况。分析各种液体火箭发动机性能需求及结构特点,探究关键材料及工艺技术发展趋势,对比国内可重复使用液体火箭发动机材料及工艺研究现状,为后续可重复使用液体火箭发动机材料及工艺技术发展方向提供思路。

“嫦娥”六号返回器轻质防热材料研究

概述了“嫦娥”六号返回器防热材料在特殊热环境和苛刻质量要求下的设计理念和设计方法、烧蚀试验考核、烧蚀机理分析及工艺技术突破。“嫦娥”六号防热材料保障了世界首次月背采样安全返回,促进了我国航天器热防护技术发展。

俄罗斯液体潜射弹道导弹长期贮存材料工艺技术

对液体潜射弹道导弹长期加注贮存技术的发展进程、最新进展及研究现状进行概述。重点介绍俄罗斯液体潜射弹道导弹的结构设计、材料选取和制造工艺以及出厂加注封装和密封性检测方法,最后指出实现长期加注贮存的技术路径。

酚醛树脂基复合材料传热-热解模型构建与试验研究

针对现有酚醛树脂基复合材料传热-热解模型忽略产物气体渗流可压缩效应的问题,建立了考虑热解气体可压缩流动的酚醛树脂基复合材料传热-热解模型。通过可压缩压力耦合方程组半隐式方法,求解完整的Navier-Stocks方程,以实现对热解气体可压缩流动的模拟,而非现有模型普遍采用的不可压缩Darcy方程;改进了热解度的计算方式,提高了孔隙动态演化时热解区域材料物性插值的准确性。以一种酚醛树脂基复合材料——酚醛气凝胶复合材料为例,通过热质量试验数据,推导了热解动力学模型。测量了完全热解前后材料的关键计算输入参数。通过10 kPa低气压热试验测得了1000℃加热下材料的背温。结果表明:酚醛气凝胶复合材料存在200~550℃、550~800℃、800~1200℃共3个主要热解区间;完全热解前、后,材料孔隙率分别为0.568、0.484,渗透率分别为10^(-13)、10^(-12) m^(-2)。计算模型与试验结果吻合较好,最大相对误差为9.2%;热解气体向舱内渗流形成富集区域的现象对材料隔热有负面影响,但低导热系数和产物气体热阻塞作用仍使材料具备优异的防隔热性能。

航天用氟塑料/金属密封件模压工艺的数值模拟

氟塑料/金属密封件在航天系统中应用广泛,氟塑料与金属间的连接质量决定了其密封效果,影响系统运行的可靠性。文中基于航天液氧阀密封件,分别简化得到氟塑料/金属密封件的压力场和温度场数值计算模型。对氟塑料填充燕尾槽过程中氟塑料的中心压力、燕尾槽周边压力及温度场进行分析,得到不同熔体温度时氟塑料的压力变化及不同初始熔体温度时氟塑料与金属模具的温度场变化。结果表明,氟塑料优先填充远离中心区域的燕尾槽外侧区域,最后填充靠近中心的燕尾槽内侧区域,导致燕尾槽区域的熔体压力场分布不均;各区域填充压力随熔体温度升高均有不同程度下降,结合实际加工情况,文中基于数值模拟方法对现有模压工艺进行完善,得到了模具压力从初始的2.2 MPa逐步提升至12.5 MPa的施压曲线。

可重复使用航天器耐高温复合材料结构设计技术

针对未来可重复使用航天器需求,本文首先简要分析了国外典型重复使用航天器耐高温复合材料结构设计技术应用进展与特点,包括美国X系列、追梦者飞行器。然后从结构选材、设计和分析等方面,论述了可重复使用航天器大量应用先进耐高温树脂基复合材料整体结构相关的主要工程技术现状和发展方向,从工程应用角度为未来可重复使用航天器结构研制提供理论分析。最后介绍了未来需开展的可重复使用航天器耐高温复合材料结构设计技术重点研究内容。

橡胶辅助增压在非热压罐成型工艺中的应用研究

目的针对蒙皮带筋典型构件,在容易产生孔隙的加强筋底部放入橡胶增压,以优化应力场、减小孔隙缺陷。方法针对CFRP固化成型制度,进行红/蓝2种橡胶模量、热膨胀系数测试及双马树脂流变测试。基于材料测试数据及预浸料固化特征建立了固化前中后3类数值仿真模型,以对比不同橡胶在不同固化时期的增压效果。结果在固化前期,红、蓝橡胶均有增压作用,可使加强筋底部应力提高约5倍;在固化中期,红橡胶有显著增压作用,可使加强筋底部应力提高约9倍并改善应力梯度;在固化后期,橡胶难以发挥增压作用。结论红橡胶可显著发挥增压作用,有效解决加强筋固化成型前中期底部应力不足的问题;在CFRP固化前期,热膨胀系数是影响热应力的主要因素,在固化后期,模量为主要因素。通过对比多组仿真数据,明确了最优增压材料及最主要的材料属性,为解决OOA成型局部压力不足的问题提供了指导方向。

聚晶金刚石刀具低温冷却铣削SiC/SiC复合材料磨损试验研究

采用超硬聚晶金刚石(PCD)刀具对SiC/SiC陶瓷基复合材料进行干式和低温液氮冷却铣削试验研究,获得PCD刀具在干式和低温液氮冷却铣削条件下的前刀面和后刀面磨损形貌;分析PCD刀具在干式和低温液氮冷却铣削条件下的主要磨损形式,测得PCD刀具在干式和低温液氮冷却铣削条件下的刀具使用寿命。研究表明:在干式铣削条件下,PCD刀具前刀面的主要磨损形式为刀尖磨钝和崩刃;而在低温液氮冷却铣削条件下,PCD刀具前刀面的主要磨损形式为刀尖磨钝和微剥落;与干式铣削条件相比,PCD刀具在低温液氮冷却铣削条件下寿命提高约71.4%。

液体缠绕工艺用阻燃环氧树脂性能研究

针对液体缠绕工艺用环氧树脂进行阻燃改性,研究阻燃剂添加量对树脂与复合材料性能的影响。结果表明阻燃剂加入使树脂黏度略有降低,固化反应活性无明显改变。随着阻燃剂含量提高,环氧树脂拉伸强度基本稳定而冲击强度有所下降,其中30 phr阻燃剂添加的环氧树脂相比0 phr冲击强度下降44.1%。另外随着阻燃剂含量增加,树脂热分解稳定性提高,但过多添加阻燃成分不利于炭化层稳定形成。综合以上研究,20 phr阻燃剂添加量的树脂体系阻燃效果最优,50 W垂直燃烧测试结果达到V-0级,且力学性能具有较好保持率。改性后树脂与T700SC制备的复合材料NOL环拉伸强度达2790 MPa,层间剪切强度为50.7 MPa,树脂与纤维具有良好的结合界面。

基于MES系统的航天企业外协闭环管理研究及应用

近年来,伴随我国综合实力的快速提升,在国家推进航天强国建设过程中,航天型号任务呈现快速增长态势。随着短时期的任务高速增长,部分航天企业现有能力已无法满足需要,社会资源已成为航天强国建设过程中的重要补充。外协任务量、资金规模越来越大,管理要求越来越规范。

前驱体浸渍裂解过程中SiC/SiC复合材料微观工艺应力模拟研究

前驱体浸渍裂解工艺(PIP)是SiC/SiC复合材料的一种近净成形制备方法,但前驱体裂解过程中产生的应力阻碍了该工艺的产业化应用。本文构建了一种化学-力学耦合模型来研究前驱体裂解过程中应力的产生和演化机理。首先以反应动力学模型描述了前驱体的裂解过程;其次基于三相球模型建立了一个解析模型计算基体的均匀化力学性质;最后结合上述模型构建了有限元模型,在微观尺度模拟计算了代表性体积单胞(RVC)内的工艺应力演变。结果表明:基体在贫基体的界面处承受显著的环向拉伸应力;对于由纯前驱体组成的基体,基体内的工艺应力主要是由裂解过程引起的化学收缩导致的,受温度引起的热膨胀影响较小;随着PIP循环次数的增加,化学收缩和热膨胀的角色发生互换。

软模成型工艺中软模的膨胀行为及压力平衡研究

软模的膨胀加压行为匹配性是复合材料软模成型的关键,为了实现软模成型工艺中软模压力的可控,本文研究了软模材料的压缩泊松比、膨胀行为及压力平衡特性。将软模成型工艺中软模膨胀加压过程分为软模自由膨胀、半自由膨胀加压、体积受限膨胀加压三个阶段,对软模不同阶段进行变形及压力理论分析,采用软模升温测试系统测试软模的尺寸及压力变化。基于上述理论设计了软模尺寸,优化了固化工艺,采用优化后的软模成型工艺制备了C形梁和工字梁,并表征了C形梁和工字梁内部质量和尺寸精度。结果表明,软模材料的压缩泊松比为0.495,软模不同阶段的的膨胀行为及压力平衡特性与理论分析相符,通过软模尺寸设计及固化工艺优化实现了软模成型过程中压力的精确控制,由此制备出了内部质量好、尺寸精度高的复合材料C形梁和工字梁。

航天飞行器热防护系统低密度烧蚀防热材料研究进展

当前,树脂基烧蚀防热仍被认为是最有效、最可靠、最成熟和最经济的一种热防护方式,在航天飞行器热防护系统中普遍采用。近些年在载人航天、探月工程、深空探测和新型航天飞行器系列工程的需求牵引下,本团队开发了蜂窝增强低密度材料、新型防隔热一体化材料、轻质烧蚀维形材料等先进防热复合材料,并开展了相应的应用基础以及工程应用研究工作,对烧蚀材料复杂防热机理及多重防热机制的协同作用进行了探索研究。随着再入/进入航天飞行器先进热防护系统需求的发展,功能多样化、兼容与集成是低密度树脂基烧蚀防热材料的主要发展趋势。

航空航天轻质高温结构材料的焊接技术研究进展

Ti-Al系金属间化合物、陶瓷和陶瓷基复合材料这两大类轻质高温结构材料在航空、航天领域具有很好的应用前景,本文在分析大量文献的基础上,评述了国内外焊接技术主要研究进展,包括材料的可焊性研究进展、不同焊接方法和不同材料组合焊接接头对应的性能以及焊接技术应用研究进展,指出耐高温焊接材料的研制、两大类轻质高温结构材料与异种材料组合的连接技术以及实际焊接接头的考核应用研究应该是今后本领域的重点研究方向。

航天透波多功能材料研究进展

综述了航天透波多功能材料的应用需求、使用环境和相关的研究领域 ,对透波复合材料在研究过程中面临的增强结构、材料体系等技术问题进行了分析 ,讨论了在不同使用温度、飞行马赫数、高温使用时间等特殊环境条件下材料的性能 ,并介绍了在多功能透波材料研究中采用的材料设计、材料研究系统工程方法。

航空航天结构复合材料湿热老化机理的研究

通过研究T30 0 / 5 40 5和T30 0 /NY92 0 0复合材料以及基体树脂 5 40 5和NY92 0 0的浇注料在 80℃水浸中的吸水动力学、红外光谱、动态力学性能和表面形态的变化 ,分析了复合材料的湿热老化机理。结果表明 :在 80℃水浸的加速湿热老化条件下 ,两种复合材料的老化机理主要是吸入水分对基体的塑化 /溶胀作用以及因树脂与纤维湿膨胀的不匹配所产生的内应力引起的微观开裂。

航天飞行器热防护系统及防热材料研究现状

随着航天技术发展,飞行器的飞行速度更快,服役环境更加恶劣,有效的热防护系统是保证飞行器安全飞行的关键系统之一。本文综述了被动防热系统、主动防热系统和半被动防热系统3类热防护系统在航天飞行器上的应用现状,重点介绍了金属基复合材料、碳基复合材料、陶瓷基复合材料、树脂基复合材料和气凝胶材料,5类防热材料在航天领域的应用发展情况,并提出了航天飞行器未来热防护的发展趋势。

新型耐370℃聚酰亚胺复合材料固化工艺与性能研究

对新型耐370℃聚酰亚胺树脂的化学反应特性、流变性能进行了测试分析,着重研究了加压时机和后固化工艺参数对复合材料性能的影响,并在试验基础上制定了复合材料的固化工艺和后固化工艺.试验结果表明,复合材料的成型时选择280～300℃施加压力,有利于低孔隙率高质量,选择400℃和6h的后固化工艺参数较合理.树脂的最低黏度为100Pa.s,复合材料的Tg达到417℃,Td5%为545℃(空气中),370℃时弯曲强度为1010MPa,弯曲模量为116GPa,短梁剪切强度为43MPa.