摘要：针对某飞行器钛合金发动机舱尾区结构在应用中存在的结构变形、重量问题及高温环境需求,以耐温等级为350℃的AC729RTM聚酰亚胺树脂基复合材料为设计选材,开展了某飞机发动机舱尾区结构复合材料代替钛合金结构设计,建立了有限元分析模型对复合材料发动机舱尾区结构进行参数分析,最后获取了合理的结构设计参数,最后采用树脂传递模塑成型工艺(RTM)进行了复合材料发动机舱尾区结构制备,同时从静强度试验、结构变形和结构重量三个角度进行了验证评价。结果表明:聚酰亚胺复合材料发动机舱尾区结构经无损检测制件仅局部区域存在小面积孔隙(孔隙率<2%),整个制件的内部质量及外观状态良好;经静强度试验验证,发动机舱尾区结构除局部小范围脱粘外,未出现明显损伤及破坏,符合室温静强度要求;复合材料发动机舱尾区结构外形偏差控制在-0.808~0.664 mm,相比于钛合金结构取得了改善;结构质量相比钛合金减重约27.5%,取得了良好的减重收益。

摘要：根据连接环的结构特点,结合复合材料的力学特性及成型工艺要求设计了一种隔热/承载一体的碳纤维增强聚酰亚胺复合材料连接环,采用高温树脂传递模塑成型(RTM)整体成型工艺制备了复合材料连接环样件。超声检测结果显示,连接环内部质量良好。常温静强试验结果表明,在150%使用载荷下,连接环能保持良好的结构完整性,其最大应变仅为-491.0με,满足常温静强度设计要求。520℃严酷热载荷下的静热联合试验结果显示,连接环在118%使用载荷下发生根部连接螺钉断裂失效,连接环本体未出现明显残余变形和损伤,满足热强度设计要求。有限元分析结果显示,常温条件下复合材料连接环的应力危险点出现在孔边,破坏方式主要为孔边的挤压破坏和层间剪切失效,高温条件下复合材料连接环失效位置主要出现在其外侧隔热层及螺栓孔处,对结构承载能力影响较小。

摘要：设计了一种碳纤维/聚酰亚胺复合材料舵面结构,采用PAM-RTM软件模拟了舵面在注胶过程中的树脂流动,根据模拟结果设计了成型模具,并通过树脂传递模塑(RTM)工艺制备了耐高温碳纤维/聚酰亚胺复合材料舵面,对其进行了力学试验,并将三维有限元分析结果与试验结果对比。试验结果表明,碳纤维/聚酰亚胺复合材料舵面在150%的使用载荷下保持了结构的完整性,骨架的最大应变为2408×10^–6,复合材料蒙皮的最大应变为2371×10^–6。有限元分析结果表明,金属骨架的最大应力出现在舵轴根部圆弧过渡区,而碳纤维/聚酰亚胺复合材料蒙皮的最大应力出现在与垫片外圆弧接触处;碳纤维/聚酰亚胺复合材料舵面的初始破坏为蒙皮单向带横向拉伸失效。

摘要：为满足高温吸波结构复合材料要求,选用SiC纤维(SiC_(f)),设计并制备了2.5D机织SiC_(f)/SiC复合材料,采用实验与仿真相结合的方法研究了吸波性能。利用弓形法开展了反射损耗测试,采用X射线计算机断层扫描(Micro-CT)技术提取材料几何结构参数,建立了全厚度细观模型,在CST电磁仿真软件上模拟计算了材料的反射损耗,并与实验结果进行对比分析。通过等效电磁参数理论和场分布图分析了吸波机制,并研究了几何结构参数、电磁参数、电磁波电场极化方向和入射角度对材料吸波特性的影响规律。实验结果表明:在1~18 GHz频率范围内,本文所制备的2.5D机织SiC_(f)/SiC复合材料具有3 GHz的有效吸波带宽,在吸收峰9.3 GHz处,最大反射损耗达到-17 dB,这与仿真结果基本一致。该复合材料主要通过电损耗的方式吸收电磁波,其良好的吸波性能是结构设计和材料特性协同作用的结果,材料整体厚度和纤维介电常数是影响2.5D机织SiC_(f)/SiC复合材料吸波性能的关键因素。

摘要：针对舱段的结构特点设计了一种预浸料-树脂传递模塑(RTM)成型工艺。研究了预浸料树脂(AC631)与RTM树脂(6421A)的流变特性,结果表明两种树脂体系具有良好的共成型工艺基础。结合舱段结构设计、铺层设计、模具设计,开展了基于预浸料-RTM共成型技术的复合材料纵横加筋舱段一体化制备工艺验证,结果表明舱段结构具有良好的表观质量、尺寸精度及内部质量。常温、高温两种条件静强度试验验证了其使用强度,高温破坏试验研究了其失效机制与破坏模式。常温力学试验结果表明:在125%严酷机械载荷下,复合材料舱段能够保持良好的结构完整性,其最大应变仅为-1283×10^(-6),满足常温静强度设计要求。100℃下静强度试验结果显示,舱段在125%严酷机械载荷下未出现失稳、破坏等异常状态,最大应变仅为-1315×10^(-6),满足热力耦合工况条件下的强度设计要求。150℃高温破坏试验结果显示,舱段在143.2%严酷机械载荷下,加载侧纵向加强筋发生断裂破坏,裂纹向两侧延伸,舱段丧失承载能力,破坏模式为轴向筋条断裂导致蒙皮局部屈曲失稳破坏。

摘要：针对连续纤维增强树脂基复合材料,设计了宏观尺度上的高通量制备技术平台和典型工艺的实现方案。高通量制备技术平台的设计结合了复合材料真空热压工艺和先进预浸料拉挤工艺连续制备复合材料的特点,调整平台的压力和温度即可连续制备大批量的不同工艺流程的复合材料样品。与传统热压罐工艺相比,平台制备不同工艺的样品周期能显著缩短。与传统的连续升温相比,平台的台阶式升温过程使得厚度方向的温度梯度略有减小,升温方式对复合材料固化度的演变过程影响很小。

摘要：研究了石英纤维与T700级碳纤维层间混杂树脂基复合材料的拉伸、压缩和面内剪切性能。研究结果表明,对于单向铺层的材料,相较纯石英纤维树脂基复合材料,混杂工艺能够使石英纤维树脂基复合材料的拉伸模量,从41.5 GPa增大到86.7 GPa,性能提升约109%,拉伸破坏强度保持相对稳定;压缩模量从40.1 GPa增大到77.1 GPa,压缩破坏强度保持相对稳定;对于材料的面内剪切性能没有明显影响。对于试验设计的多向铺层的材料,拉伸模量也提升了约55%,压缩模量提升了约50%,层合板的剪切模量提升60%。研究表明纤维混杂工艺能够明显改善石英纤维复合材料的刚度性能。

摘要：碳化硅纤维增强碳化硅基体(SiCf/SiC)纺织复合材料具有结构设计性强、密度低、力学性能优异、耐高温和抗氧化性好等优势,成为航空发动机热端高温部件理想的候选结构材料。然而,目前对SiCf/SiC纺织复合材料的制备技术、性能、细观表征等方面开展的研究较少,但从长远来看,它仍是我国航空发动机制造必须开展研究的方向。本文针对SiCf/SiC纺织复合材料,围绕其细观结构、力学性能实验表征和数值模拟分析等三个方面,概述了SiCf/SiC纺织复合材料近几年的研究现状,综合对比国内外应用基础研究,虽然国内在制备技术方面取得了很大的进展,达到了国际先进水平,但是在构件考核验证和应用方面尚处于起步阶段,只有在可靠性、耐久性、工艺及性能综合平衡的基础上优化,实现材料与工艺、结构与设计的协同,才能在航空发动机未来发展中取得突破。

摘要：复合材料以其高比强度和比刚度及特有的材料可设计性和整体化潜力而成为目前飞机结构的重要材料。随着数字化制造技术的发展,对复材产品的外形提出了较高的要求。为了能准确反映复合材料成型后的型面偏差,并进一步提升产品外形精度,本文提出用工业摄影扫描测量的方式对复材产品的外形进行测量,最终将获取的点云数据与理论数模进行对比,并进行逆向建模,利用多架次的数据,综合得出最终逆向模型,根据该逆向模型对模具进行工艺补偿,最终改善复材产品的外形精度。

摘要：在80℃/85%RH湿热环境下对HT280双马来酰亚胺树脂进行了环境老化处理,分别测试了湿热老化前后树脂的吸湿率、红外光谱、试样断口形貌特征、动态力学热性能和蠕变性能。结果表明,随着湿热老化时间的延长,树脂的吸湿率先快速增加,后趋于平缓。经历湿热老化前后的树脂蠕变曲线均呈速率衰减变化趋势。树脂蠕变性能的变化归因于树脂网链伸长导致的储能模量增加和湿热物理老化的综合作用。通过3种模型对实验数据进行了拟合,发现三参数时间硬化模型的蠕变拟合效果最好;Poynting-Thomson模型次之;Kevin模型拟合精度较差。三参数时间硬化模型能够较好地预测蠕变曲线,对长时间树脂蠕变的研究有一定的帮助。