碳纤维增强复合材料的中低应变率力学性能试验研究

目的研究碳纤维增强复合材料的中低应变率力学性能。方法利用电子万能试验机和高速液压伺服材料试验机对[(±45°)]4s和[(±45°)]8两种铺层碳纤维增强复合材料进行常温下准静态和中低应变率力学性能试验,得到不同应变率下的应力应变曲线和失效参数。结果在应变率6.7×10-4~500 s-1范围内,两种铺层材料均具有明显的应变率强化效应,材料失效应力随应变率的提高而增大。两种铺层材料均发生纤维断裂失效和局部的分层失效,但[(±45°)]4s铺层发生燕尾形失效,[(±45°)]8铺层发生剪切失效。结论获得了碳纤维增强复合材料在不同应变率下的力学性能参数,可为复合材料飞机结构的抗冲击设计和仿真分析提供准确的材料参数。     

高应变率环境下材料的失效机理研究

采用双层约束爆炸方法对高应变率环境下材料的失效模式及其影响因素进行了研究。结果表明：材料存在拉伸断裂和绝热剪切断裂两种模式。碳含量越高,材料对绝热剪切越敏感;同种材料的淬、回火类组织比正火类组织绝热剪切敏感性高。材料的屈导比哕决定了材料的失效模式,哕越大,材料越倾向于以绝热剪切模式失效。     

温度对编织复合材料层合厚板冲击性能的影响研究

目的 研究室温和低温下编织复合材料层合厚板的冲击性能。方法 通过开展低速冲击试验和冲击后的压缩试验,对冲击响应曲线、冲击损伤容貌、压缩失效模式和剩余压缩强度进行分析,探讨冲击时的环境温度对编织复合材料层合厚板冲击性能的影响。结果 冲击后的编织复合材料层合厚板存在凹坑、分层、基体裂纹和纤维断裂等多种失效模式,压缩失效模式主要表现为横贯冲击损伤区域截断式破坏失效。结论 低温环境增强基体强度,降低了复合材料的冲击损伤程度,从而提高编织复合材料结构的剩余压缩强度。     

陶瓷基复合材料连接结构失效分析方法

目的分析陶瓷基复合材料的结构强度。方法围绕C/SiC陶瓷基复合材料连接结构失效分析问题,提出模量突降和渐进损伤两种分析方法,基于Abaqus软件平台编写UMAT有限元分析子程序,结合试验数据分析多种不同失效准则在陶瓷基复合材料结构强度分析中的适用性。结果基于改进三维Hashin失效准则,针对典型C/SiC复合材料连接结构进行了失效行为计算,获得结构的失效模式与试验结果规律一致,破坏载荷的预测误差在10%以内。结论通过与试验结果的对比分析,验证了两种方法的有效性,研究方法能够为高超声速飞行器、天地往返飞行器复合材料热结构的强度分析提供技术支撑。     

基于Hashin准则的单层板渐进失效分析

以Hashin准则作为复合材料单层板的失效判据,基于材料的参数退化准则,并考虑单层板的累计损伤,利用渐进失效分析方法对受单向拉伸的[0]16单层板进行损伤数值分析。数值分析结果与实验结果相当吻合,表明该方法预测单层板的损伤失效比较准确。在此基础上,运用该方法对含圆孔单层板的单向拉伸破坏进行了失效扩展仿真分析,计算了不同单层板的初始和最终失效载荷,揭示最终失效载荷与铺层角度的关系,这对进一步认识复合材料的失效机理有着重要的意义。     

典型复合材料加筋壁板落锤/冰雹冲击损伤仿真分析研究

目的研究复合材料层压板落锤和冰雹离散源冲击损伤特性。方法对于落锤和冰雹,分别以刚体模型和弹塑性模型,构建本构模型。对于加筋板,基于Cohesive内聚力界面单元的B-K失效准则,对复合材料层间分层破坏进行数值模拟。通过对多材质冲头、不同冲击能量、不同冲击角度下其响应及损伤扩展特性开展研究,并对比复合材料层压板落锤冲击及冰雹离散源冲击试验数据,对数值计算方法进行对比验证。结果在机体相同部位的落锤、冰雹能量截止值冲击下,落锤低速冲击的损伤响应要大于冰雹离散源冲击。同时,冰雹冲击能量越大,冲击角度越接近于90°,其损伤响应也越大。结论落锤和冰雹离散源冲击仿真方法在损伤响应及扩展的预测与试验结果接近,可以为复合材料冲击损伤引入及抗冲击性能研究提供基础。     

国外热塑性树脂基复合材料低轨原子氧环境效应研究进展

针对具有良好应用前景的热塑性树脂基复合材料,调研并分析了国外飞行试验获得的数据,从原子氧反应率、力学性能退化、微裂纹等多个方面分析研究了原子氧环境对热塑性树脂基复合材料作用效应,为空间站等低轨道航天器结构材料的设计和选择提供依据。     

高温下复合材料螺栓接头强度的试验研究

目的研究高温环境对树脂基复合材料螺栓连接接头的强度和破坏模式的影响规律。方法以T300/BMP316复合材料为研究对象,在室温~310℃范围内对不同宽孔比的螺栓连接接头开展拉伸试验研究。结果获得了不同宽孔比、不同温度环境下树脂基复合材料螺栓连接接头强度和破坏模式的变化规律。结论不同宽孔比螺栓接头试件的载荷-位移曲线既具有共性特征,又具有明显的差异。宽孔比对复合材料螺栓接头的拉伸强度和破坏模式均具有明显的影响,在相同温度下,接头的拉伸强度随着宽孔比的增大而下降,其破坏模式将由拉伸-挤压破坏逐步向剪切-挤压破坏转变,宽孔比越大,拉伸破坏模式占的比重越小,而剪切破坏占的比重越大。试验温度虽然没有改变同一宽孔比复合材料螺栓接头的破坏模式,但对其拉伸强度影响明显,相同宽孔比下复合材料螺栓接头静载强度随着温度的升高而降低,这是由于随着温度的升高,树脂基体的性能下降明显,使得接头中更易出现拉伸破坏和挤压破坏等,进而大大降低了复合材料螺栓接头的强度。     

考虑材料应变率效应的冲击响应模型相似律研究

目的 研究考虑材料应变率效应的冲击响应模型相似律,获得一个能够综合材料弹塑性和应变率效应的精确相似解,支撑工程领域的模型试验。方法 根据BuckinghamΠ定理,综合考虑材料的弹性、应变硬化和应变率效应,进一步推导了工程结构在冲击响应的模型相似律表达式。在此基础上,提出改变结构质量和冲击器速度来满足模型相似律的方法。结果 相比最近冲击模型相似律的研究中存在近似相似、迭代求解的缺陷,该方法是一个显式、完全精确的相似解,并且能够同时考虑材料的弹性、应变硬化和应变率效应。采用圆板撞击的有限元数值模型进行了验证。结论 推导出的模型相似律能够准确地预测原型的动态冲击的响应。相比而言,使用以往的相似方法具有明显的误差。     

C/SiC复合材料波纹点阵结构进气道前缘设计与制备

目的 C/SiC复合材料进气道前缘轻量化设计与制备。方法基于进气道气动外形和结构要求,建立波纹点阵夹芯结构的进气道前缘有限元模型,然后按照德国航空中心H2K超声速风洞试验室试验的数据进行反演,得到进气道前缘的热流密度分布,据此进行边界条件加载,在模型中考虑固体导热、表面辐射以及空腔辐射三种传热方式。采用瞬态传热算法,求解100 s下进气道前缘的温度场,为了进一步降低C/SiC复合材料波纹点阵结构进气道前缘的最高温度,设计不同的进气道前缘尖端半径,并进行优化。最后根据优化得到的波纹点阵进气道几何参数,采用PIP法制备出C/SiC复合材料点阵结构进气道前缘。结果进气道尖端半径小于0.5mm时,最高温度高于1800℃,超过C/SiC复合材料极限温度;进气道尖端半径大于1.0 mm时,最高温度为1520℃,低于C/SiC复合材料极限温度;进气道尖端半径大于2.0 mm时,增大半径对降低进气道前缘最高温度没有明显的作用。不同进气道前缘尖端半径下,最高温度达到稳态的时间不一样,半径等于0.5 mm时,进气道前缘达到稳态的时间约为30 s左右。随着前缘尖端半径增大,最高温度达到稳态的时间增加,半径为1.0 mm时,达到稳态时间约为60 s。结论进气道前缘最高温度随着尖端半径增大明显降低,当半径大于2.0 mm时,增大半径对降低进气道前缘最高温度没有明显的作用。     

飞机继电器腐蚀防护与控制要求

为解决飞机继电器因腐蚀而导致性能退化甚至失效的问题,从飞机继电器的设计、制造、检查和修理等方面提出腐蚀防护与控制要求.首先,针对继电器的使用环境、腐蚀特点,在继电器常见腐蚀失效模式基础上,提出了继电器腐蚀防护与控制的一般要求;其次,从材料选择、表面防护、密封设计、零件加工和装配工艺等方面提出腐蚀防护设计和制造要求;再次,按照检查准备、检查程序、检查标准、电气性能检查、腐蚀修理等步骤,研究制定了飞机继电器腐蚀检查与修理要求;最后,结合飞机日益严峻的腐蚀损伤现状,对继电器在使用过程中的腐蚀预防与控制方法进行了探索研究.     

机翼前缘抗鸟撞设计中的结构选型研究

目的通过仿真及试验对比六种机翼前缘构型,为机翼前缘发图选型提供参考。方法以某型飞机机翼前缘结构选型设计为例,对其抗鸟撞性能进行分析。通过对比复材蒙皮蜂窝结构、复材蒙皮蜂窝加吸能板结构以及纯金属结构等不同结构形式的质量变化及抗鸟撞吸能特性,发现纯金属结构前缘抗鸟撞性能具有优势。结果试验数据与仿真计算结果谱型一致,试验曲线应变峰值为0.0108,仿真结果应变峰值为0.0103,两者相差仅5%。结论仿真计算有效,且符合预期要求。     

高速球形弹丸对飞机油箱结构的毁伤效应影响

目的研究高速球形弹丸对飞机油箱结构的毁伤效应。方法基于LS-DYNA有限元分析软件和光滑粒子流体动力学理论,建立弹丸高速冲击充液油箱的动力学分析模型,分析不同弹丸冲击速度、不同充液比例情况下油箱结构的动态冲击响应和毁伤机理。结果充液比例对弹丸的速度衰减变化几乎没有影响;弹丸速度和充液比例均对油箱结构的动态冲击响应有较大影响。随着弹丸速度的增加,油箱前后壁板的变形量逐渐增加;随着充液比例的增加,油箱结构的变形量逐渐增大,破坏也更严重,且部分充液箱体的变形明显小于完全充液的情况。结论充液比例越大、弹丸速度越高,油箱毁伤程度越大。     

玻纤增强复合材料在厦门地区自然老化及寿命预测研究

目的 研究玻璃纤维增强不饱和聚酯树脂的自然老化机理,预估该复合材料在厦门地区的使用寿命。方法 研究玻璃纤维增强不饱和聚酯树脂在厦门近海地区大气暴露、海水飞溅、海水全浸等3种方式下,自然老化3 a的表面形貌变化和力学性能变化规律。通过扫描电子显微镜、红外光谱仪观察试样的微观结构,解释老化机理。运用线性回归方程对该复合材料的使用寿命进行预测。结果 获得了该复合材料的拉伸强度和弯曲强度等力学性能在老化过程中的变化规律,得到了大气暴露方式下试样的线性回归方程,计算得到弯曲强度下降到75%时的使用寿命。结论 该复合材料在大气暴露方式下的自然老化程度最大,在海水全浸方式下的自然老化程度最小。在老化过程中,主要是复合材料表面的不饱和聚酯树脂老化、脱离。以弯曲强度下降到75%为失效指标,计算得出复合材料的寿命为93.3个月。     

Process Planning for On-Line Consolidation in Tape Winding of Noncircular Thermoplastic Composites

On-line consolidation of thermoplastic composites proved feasible to fabricate high-quality precision parts using pre-impregnated tapes as the building material and lasers as the heat source (laser-assisted tape winding [LATW]). The narrow LATW operation windows for thermoplastic matrix materials of engineering interest necessitate careful process planning. Noncircular crosssection parts pose additional challenges. In this work, a general planning methodology was developed and implemented into process planning software to produce structurally sound thermoplastic composite parts with LATW. The methodology includes geometry definition, mandrel trajectory, winding speed prediction, and calculation of required laser power. Thin and thick-walled test cases were studied. Parametric studies assessed the variation of required laser power distribution vs. process parameters (mandrel rotation speed, winding speed, and part geometry). The software also assessed manufacturability with the positive, definite winding speed constraint. It was determined that the winding speed may become negative when producing high-aspect ratio (>2.0) elliptical rings on the current prototype configuration, resulting in unwinding and/or tape buckling.     

水陆两栖飞机起落架水环境适应性验证要求与方法

通过水浸润、水冲击、结冰、海洋腐蚀等水环境对起落架的影响及其损伤失效模式的分析研究,提出了水陆两栖飞机起落架水环境验证要求。综合考虑环境适应性验证规范、标准的合理选用和剪裁,建立了水陆两栖飞机起落架水环境试验验证方法,涵盖静水密试验、连续水冲击试验、泥沙水试验、结冰试验以及海洋环境腐蚀试验的条件和方法,以期为水陆两栖飞机起落架的环境适应性设计与验证提供支持。