航天复合材料数字化集成技术的研究与应用
航天复合材料数字化集成技术的研究与应用
摘要：当前小型化、轻质化、高可靠性的新形势对航天复合材料的性能提出了
更高的要求和挑战。为了进一步提升航天复合材料的性能，数字化集成技术在其
中的应用已刻不容缓。本文在分析传统复合材料结构设计所存在问题的基础上，
提出了复合材料的一体化研制模式，并详细说明一体化研制模式的主要内容，为
实现航天复合材料结构的高效高质奠定基础。
关键词：航天，复合材料，结构，数字化，一体化
0 引言
经对航天产品发展趋势的研究可知，未来航天产品将朝着轻质化、小型化、
高可靠性的方向发展。鉴于如上发展趋势，对于航天产品相关的复合材料的性能
和质量也提出了的新的要求和挑战，即对复合材料研制中的技术和工艺有了更高
的要求[1]。此外，在当前计算机技术与信息技术高度发达新形势下，将数字化设
计技术与集成产品开发模式应用于复合材料的设计和研发中。其中，上述技术应
用相对成功的公司主要有波音公司和空客集团等。这些成功的案例说明，复合材
料的数字化集成技术对提升复合材料的性能，实现复合材料的数字化生产线的建
设具有重要意义。因此，在我国航天航天复合材料的研发和生产中，也应积极将
数字化集成技术应用于其中，为提升我国航天产品的质量和可靠性奠定基础。
1 传统复合材料产品结构设计研究
我国传统复合材料产品结构设计的人员分配如下：设计人员主要完成产品的
接口和尺寸设计；工艺人员主要完成产品的铺层和工艺设计。但是，在实际工作中，部分工艺人员也充当了设计人员的角色[2]。具体产品产品设计研发流程如图
1所示：
图1 传统复合材料研发、制造流程示意图
如图1所示，传统复合材料的研发、制造过程中设计与工艺是分离开来的，
且其研制流程相对单一。上述缺陷导致设计和工艺配合度低，设计过程不受控制；制造时主要依靠二维图纸，使得复合材料的研制周期大大延长。
2 复合材料的一体化研制模式
2.1 复合材料一体化研制模式的总体思路
为了有效解决“1”中所述的复合材料设计和工艺过程的相互隔离的问题，本文
提出一体化研制模式。具体阐述如下：
在相关仿真分析、试验的基础上建立复合材料的铺层构型库；以复合材料的
设计技术和工艺技术为关键建立复合材料的关键技术层；以全三维在线协同设计
平台为主构建复合材料的平台层，并制定相应的设计、工艺规范体系[3]。此外，
根据产品研制流程的进程，决定工艺人员介入产品研制的程度。
2.2 复合材料一体化研制模式的主要内容
复合材料的设计工艺研制的内容包括有：协同设计文件、MBD设计方法、
IPD管理模式以及资源库应用技术等。其中的核心内容为MBD产品设计方法和
IPD管理模式。
（1）协同设计文件及规范体系文件建设
为了确保复合材料在研发、设计以及制造等各个阶段工作的规范性，项目组
成员搭建了全三维数字设计规范体系。该规范体系主要涵盖了复合材料的产品设
计标准、模板、设计手册以及产品开发等相关文件的管理手册。此外，严格对参
铝基复合材料及应用
3铝基复合材料及应用 Aluminum matrix composites and applications 在材料体系设计、制备技术、界面研究、改性处理、性能表征、塑性变形和应用研究等方面开展了系统的研究工作，攻克了高致密制备技术、复合材料稳定性设计、稳定化处理技术、超声波辅助钎焊技术和材料稳定性评价方法等关键技术。研制出的系列颗粒、晶须和纤维增强铝基复合材料，已经应用于卫星、飞机、载人航天等领域。2008年获得国家技术发明二等奖。 The fabrication technology,interface structure,surface modification,property characterization,and plastic deformation have been investigated.A series of key technological problems have been broken through,such as high-density composite fabrication,design of dimensional stability,stabilizing treatment,ultrasonic assisted brazing and evaluation of materials stability.The composites have been successfully applied for industries. SiCp/Al 复合材料样件 SiCp/Al composites samples SiCw/Al 复合材料卫星天线展开机构丝杠 Satellite antenna screw rods of SiCw/Al composite SiC p /Al 相机框架焊接件Brazed camera carriages of SiCp/Al composite
浅析飞机复合材料结构修理技术
浅析飞机复合材料结构修理技术 随着科技的不断进步，复合材料逐渐出现在航空领域，在现代航空领域的发展中被广泛应用。由于复合材料已经成为现代飞机结构的重要组成部分，并且其损伤机理与金属损伤存在差异，对复合材料结构修理技术研究具有重要的现实意义。文章主要基于飞机复合材料结构修理基础之上进行研究，促进飞机复合材料的可持续发展。 标签：飞机复合材料；结构修理；技术分析 前言 国内对于先进复合材料在航空领域的应用已经取得一定成效，但对于飞机复合材料结构修理技术的研究依旧需要不断完善。由于现代航空领域需求的不断增加，对复合材料的使用要求逐渐严格。同时在具体的应用过程中需要对复合材料进行维护，体现出飞机复合材料结构修理技术的重要性。 1 飞机复合材料结构类型以及损伤类型 目前，国内外的复合材料在航空领域的应用具有广泛性特点，材料用量占总体用量总重的25%-40%，其中民用飞机占11%-16%，直升机高达60%以上。由此可见，飞机复合材料结构在航空领域的应用具有广泛性特点。对于复合材料以及损伤类型进行分析，加深对复合材料修理技术的理解。 1.1飞机复合材料结构类型 1.1.1 压层板。复合材料当中的压层板主要是由单层板粘合而成，同时构成材料可为不同材质的单层板，也可为各向异性单层板进行构成。由于单层板构成存在复杂性以及非匀质性，导致单层板的实际构成具有各向异性的特点。 1.1.2 蜂窝夹芯结构。蜂窝夹芯机构主要是由薄面板与中间胶接低密度的夹芯构成，具体的面板结构为层压板，面板较薄。其中具体的使用材料为纤维玻璃布、单向碳纤维、编织布、芳纶有机纤维布等材料。蜂窝夹芯结构比常规金属结构具有较高的比强度、抗弯强度、高结构阻尼、消音以及耐声震、隔热性等良好的性能，在航空领域应用具有较好效果。 1.1.3 蜂窝壁板。蜂窝壁板主要是承力面以及蜂窝夹芯构成，蜂窝夹芯位于承力面板之间，使得整个蜂窝壁板的强度增加[1]。此外还有骨架元件以及众多的不锈钢板材料进行实际构成。在蜂窝壁板的实际结构当中，承力面板所承受的质量一般只是自身在平面内的负荷，骨架元件在具体应用中保证局部刚劲，提升固定地点的安全性以及耐用性。 1.2 飞机复合材料损伤类型
冲击损伤下航空复合材料修复技术研究进展
冲击损伤下航空复合材料修复技术研究进展 发表时间：2019-01-02T14:25:47.017Z 来源：《信息技术时代》2018年3期作者：李伟栋董少兵郝伟[导读] 随着科学技术的不断发展，越来越多的新型材料被制造并且应用在各行各业的发展中。尤其是先进复合材料的出现并且在航天领域中的广泛应用，推动了中国航天事业的进一步发展 （河南省新乡市飞机场，河南新乡 453000） 摘要：随着科学技术的不断发展，越来越多的新型材料被制造并且应用在各行各业的发展中。尤其是先进复合材料的出现并且在航天领域中的广泛应用，推动了中国航天事业的进一步发展，同时，航天事业也对复合材料的应用提出了新的要求。在航天器材建造中，所使用的复合材料具有各向异性和非均质性的特点，这种特点使得其对于分层损伤和层间断裂十分敏感，为了减少这种损伤对于航天器材的作用发挥的影响，研究人员开始对于冲击损伤下航空复合材料修复技术进行了研究。 关键词：冲击损伤；航空复合材料；修复技术 一、冲击损伤评估 （一）冲击损伤 航天设备在进行使用的过程中，一般所处的环境都是外太空中，这样的外界环境使得在航天器材发挥作用的过程中，可能会出现众多的不可测因素，这些因素的存在会对航天器作用的正常发挥造成一定的影响，为了减少材料的因素对于航天器材的影响，航天器材制作人员在进行材料选择的过程中，一般都会选择高强度、高刚性的复合材料[1]。但是复合材料在使用的过程中，难免会在制造、服役、维修的过程中不可避免的出现缺陷或者损伤，因此复合材料修理的难题就受到了业界的广泛关注。 航空复合材料结构损伤产生的原因或是由制造缺陷引起或是由机械载荷引起，或是由于外界环境引起，在结构损伤中，冲击损伤是对航天器材造成影响最大的。复合材料在进行作用的发挥过程中，由于其各向异性和非均质性对于冲击及其敏感[2]。并且复合材料冲击损伤的机理较为复杂，因此国内外专家针对复合材料的冲击损伤提出了不同的损伤机理计算模型。这些模型的出现有助于研究人员对于航空复合材料修复的进一步研究，推动航天事业的发展与进步。 （二）损伤评估 在对复合材料进行修复时应当提前进行损伤评估，在对复合材料进行损伤评估的过程中，需要进行多方面内容的评估，但是确定修理容限是损伤评估中最为重要的核心工程。在材料修复行业中，所讲的修理容限是指在材料发生故障时观察材料的整体性能是否发生了变化，判断材料是否还存在修理的价值。世界上的航天部门在对复合材料进行修理的过程中一般都会采用冲击后压缩性能来对复合材料的抗冲击和冲击损伤性能进行表征。并且将这种冲击后压缩性能作为复合材料修理容限的一种测量值，通过这种测量值对于复合材料的修理价值做出具体的评价，但是在这种评估方法的使用过程中，也有研究人员提出不应当将这种方法作为唯一的评价标准，因为损伤阻抗与损伤容限是两个不同的概念，在进行研究的过程中，不应当将这两种概念进行混淆，在这种概念的影响下，作者提出用典型铺层试样在规定的冲击条件下得到的冲击损伤破坏曲线的门槛值作为表征复合材料体系损伤容限的物理量[3]。 二、修复技术 （一）机械连接修理 机械连接修理主要是指在复合材料发生损伤时将补板材料与母体材料利用专用的铆钉或螺栓进行联合，这样的修理方法在复合材料的修理过程中由于成本较低，因此在修理过程中较为常见。但是这种修理技术由于在材料修理过程中所使用的铆钉或螺栓密度较高，在修理处易形成二次损伤，导致材料的整体性能下降。随着中国科技技术的不断发展，在机械连接技术的发展中也在不断融入新型制造技术，使机械连接技术向着高智能化方向进行发展[4]。在进行修理的过程中，为了能够较为清晰的观察到复合材料的修理状况，一般会采用数据模型与实验数据相结合的方式。飞机结构在进行连接的过程中一般都是单搭接，所以在进行修理检测的过程中会采用单相静拉伸的方法。并且在近些年对于修复检测的实验中开始考虑到了螺钉载荷分配问题，因而将智能螺栓测试引用到了机械连接之中。智能螺栓在进行检测的过程中，应用其内变形片的变形量输出所形成的电信号来确定在变形片上所形成的具体载荷。 （二）胶结修复技术 在航天材料的修理过程中，除了机械修理外，胶接修复技术也是较为常见的一种修复技术。这种技术在进行应用的过程中，是通过足量的胶粘剂将复合材料补板与母体进行必要的连接，使复合材料的损伤得到修复。胶接修复技术与机械连接修复技术相比，具有更高的实用价值，胶接技术在使用中所形成的胶接区域受力更加均匀，表面更加光滑，受到二次损伤的可能性较小。在胶接修复技术中较为常见的就是贴补法，贴补法在进行应用的过程中，将补板贴于复合材料的损伤处，通过粘贴剂使得材料之间能够进行充分的联合，使用这种技术进行修复的航天材料，在进行使用的过程中，性能比例能够得到相应提高。但是贴补材料在进行使用的过程中易造成修复表面不平滑现象，因此在进行使用的过程中，一般仅仅是在对气动外形要求不高的结构中进行应用。同时这种贴补技术进行的贴补会因为受到外力的影响，发生贴补脱落的情况，因此在贴补过程中，为了避免这种情况的发生，一般都会采用贴板外张扬的方法。除了贴补法外，挖补法也是一种修复技术，在进行挖补修复的过程中，会将复合材料的损伤处打磨成锥形再将修补材料连接到损伤区域，但是这种修复技术在使用的过程中需要高温作用以满足性能和外部结构的需求[5]。 结语： 冲击损伤下航空复合材料修复技术随着航空事业的发展，被越来越多的国家所重视，在进行修复技术的研究过程中投入了大量的资金和技术资源。我国在航天事业的发展上已经取得了重大的成就，但是对于损伤修复技术额研发中依旧存在众多的不足，因此在航天事业的发展过程中，国家航天部应当加大对修复技术的研究力度。 参考文献 [1]韩志杰,刘振宇.航空复合材料薄壁壳体高速冲击损伤特性仿真研究[J].科技与创新,2018(09):19-21. [2]王长越,邢素丽.冲击损伤下航空复合材料修复技术研究进展[J].玻璃钢/复合材料,2017(12):91-98.
复合材料的最新研究进展
复合材料的最新研究进展 季益萍1, 杨云辉2 1天津工业大学先进纺织复合材料天津市重点实验室 2天津工业大学计算机技术与自动化学院, （300160） thymeping@https://www.sodocs.net/doc/7811314900.html, 摘要：本文主要介绍了当前复合材料的最新发展情况，主要集中在复合材料的增强纤维、加工技术、智能材料和非破坏性检测技术等方面。希望能抛砖引玉，激发研究人员更有价值的创意。 关键词：复合材料，最新进展 1. 引言 人类社会正面临着诸多的问题和需求，如矿物能源、资源的枯竭、环境问题、信息技术以及生活质量等，这推动了复合材料的发展，也促进了各种高新技术的发展。但目前人们已不仅仅局限于新材料的创造、发现和应用上，科学研究已进入一个各种材料综合使用的新阶段，即向着按预定的性能或功能设计新材料的方向发展。并且，在复合材料性能取得飞速发展的同时，其应用领域不断拓宽，性能持续优化，加工工艺不断改善，成本不断降低。 复合材料的独特之处在于其可提供单一材料难以拥有的性能，其最大的优势是赋予材料可剪切性，从而优化设计每个特定技术要求的产品，最大限度地保证产品的可靠性、减轻重量和降低成本。近年以来，复合材料在加工领域中取得了一系列重要的进展，由于计算机辅助设计工具的介入和先进加工技术的开发，使复合材料的市场竞争力有了很大的提高，应用领域不断扩大，除用于结构复合材料外，还大量的进入了功能材料市场。我们观察到，复合材料的发展趋势是[1]： （1）进一步提高结构型先进复合材料的性能； （2）深入了解和控制复合材料的界面问题； （3）建立健全复合材料的复合材料力学； （4）复合材料结构设计的智能化； （5）加强功能复合材料的研究。 近年来，复合材料在增强纤维、加工技术、智能材料和非破坏性检测技术等方面研究较多，并且不断有新的市场应用，能够代表复合材料的最新发展方向。 2. 增强纤维环保化[2] 目前，增强纤维的发展趋势主要是强度、模量和断裂伸长的提高。但随着全球环保意识的风行，复合材料产品也逐渐受到环保方面要求的压力，尤其欧洲地区已有相关规定，热固性复材产品由于无法回收再利用而不易销往欧洲。在树脂之外，复材产品中的增强纤维迄今绝大部分都是无法回收再利用的，包括玻璃纤维、碳纤维、芳纶等，全都是如此。 最近有一种新型增强纤维－玄武岩纤维(Basalt Filament)，是由火山岩石所提炼而成的，堪称100% 天然且环保，预期在不久的未来，将会取代相当比例的各种纤维，而加入复合 - 1 -
航空航天复合材料技术发展现状
航空航天复合材料技术发展现状 2008-11-25 中国复合材料在线［收藏该文章］ 材料的水平决定着一个领域乃至一个国家的科技发展的整体水平；航空、航天、空天三大领域都 对材料提出了极高的要求；材料科技制约着宇航事业的发展。 固体火箭发动机以其结构简单，机动、可靠、易于维护等一系列优点，广泛应用于武器系统及航 天领域。而先进复合材料的应用情况是衡量固体火箭发动机总体水平的重要指标之 一。在固体发动机研制及生产中尽量使用高性能复合材料已成为世界各国的重要发展目标， 目前已拓展到液体动力领域。科技发达国家在新材料研制中坚持需求牵引和技术创新相结合，做到了需求牵引带动材料技术发展，同时材料技术创新又推动了发动机水平提高的良性发展。 目前，航天动力领域先进复合材料技术总的发展方向是高性能、多功能、高可靠及低成本。 作为我国固体动力技术领域专业材料研究所，四十三所在固体火箭发动机各类结构、功能复合材料研究及成型技术方面具有雄厚的技术实力和研究水平，突破了我国固体火箭发动 机用复合材料壳体和喷管等部件研制生产中大量的应用基础技术和工艺技术难关，为我国的 固体火箭发动机事业作出了重要的贡献，同时牵引我国相关复合材料与工程专业总体水平的 提高。建所以来，先后承担并完成了通讯卫星东方红二号远地点发动机，气象卫星风云二号 远地点发动机，多种战略、战术导弹复合材料部件的研制及生产任务。目前，四十三所正在 研制多种航天动力先进复合材料部件，研制和生产了载人航天工程的逃逸系统发动机部件。 二、国内外技术发展现状分析 1、国外技术发展现状分析 1.1结构复合材料 国外发动机壳体材料采用先进的复合材料，主要方向是采用炭纤维缠绕壳体，使发动机质量比有较大提高。如美国“侏儒”小型地地洲际弹道导弹三级发动机（SICBM-1 、-2、- 3 ）燃烧室壳体由IM-7炭纤维/HBRF-55A 环氧树脂缠绕制作，IM-7炭纤维拉伸强度为 5 300MPa , HBRF-55A 环氧树脂拉伸强度为84.6MPa，壳体容器特性系数（PV/Wc ）＞3 9KM ;美国的潜射导弹“三叉戟II （D5 ）”第一级采用炭纤维壳体，质量比达0.944，壳 体特性系数43KM，其性能较凯芙拉/环氧提高30% 国外炭纤维的开发自八十年代以来，品种、性能有了较大幅度改观，主要体现在以下两个方 面：①性能不断提高，七、八十年代主要以3000MPa的炭纤维为主，九十年代初普遍使用 的IM7、IM8纤维强度达到5300MPa,九十年代末T1000纤维强度达到7000MPa,并已开始工程应用；②品种不断增多，以东丽公司为例，1983年产的炭纤维品种只有4种，至U 1995 年炭纤维品种达21种之多。不同种类、不同性能的炭纤维满足了不同的需要，为炭纤维复合材料的广泛应用提供了坚实的基础。 芳纶纤维是芳族有机纤维的总称，典型的有美国的Kevlar、俄罗斯的APMOC,均已在多 个型号上得到应用，如前苏联的SS24、SS25洲际导弹。俄罗斯的APMOC纤维生产及其应 用技术相当成熟，APMOC纤维强度比Kevlar高38%、模量高20%，纤维强度转化率已达到75%以上。PBO纤维是美国空军1970年开始作为飞机结构材料而着手研究的产品，具有刚
树脂基复合材料复习要点
1.功能复合材料主要由功能体和基体组成，或由两种(或两种以上)的功能体组成。 2.材料在复合后所得的复合材料，依据其产生复合效应的特征，可分为线性效应和非线性效应。 3.燃烧过程，大致分为五个不同的阶段：（1）加热阶段；（2）降解阶段；(3)分解阶段；（4）点燃阶段；（5）燃烧阶段。 4.氧指数（OI)愈高，表示燃烧愈难。当OI<22时，为易燃性塑料；当OI在22—27之间时，为自熄性塑料；当OI > 27时，为难燃塑料 5.在美国UL-94防火标准中，塑料阻燃等级由HB，V-2，V-1向V-O逐级递增。 6.阻燃机理有多种：保护膜机理、不燃性气体机理、冷却机理、终止链锁反应机理、协同作用体系。 7.非金属材料的腐蚀类型按腐蚀机理分类①物理腐蚀②化学腐蚀③大气老化④环境应力开裂 8.为了弄清材料的腐蚀机理，进一步对其寿命进行预测，对其进行的实验以试验场所划分，可分为现场试验及实验里试验。 9.摩阻复合材料一般由增强体、摩擦功能调节体与基体等构成，各组分在摩擦材料中的作用是不同的。 10.列举三种常见的水溶性高分子聚合物：聚乙二醇、聚乙吡咯烷酮、聚乙烯。 11.防辐射服是利用服饰内金属纤维构成的环路产生感生电流，有感生电流产生反向电磁场进行屏蔽。 12.吸波材料之所以能够吸收进入材料内部的电磁波主要是由于电磁波在材料内部产生电损耗或磁损耗而使电磁波的电磁性能转化为其他形式的能量散失掉，从而达到减少反射的目的。 13.电损耗介质的吸波机理主要是松弛极化、磁性介质在交变磁场的作用下产生能量损耗的机制有：①磁滞损耗②涡流损耗③剩磁效应④磁共振。 14.密封材料的耐磨性通常以磨损率的倒数来表示。 15.影响玻璃钢透光率的主要因素：玻璃纤维和粘结剂的折射指数；玻璃纤维和粘结剂的光吸收系数；玻璃纤维的直径及其在玻璃钢中的体积含量。 16.阻尼特性可以通过对数衰减率δ与阻尼因子η两种方式来描述。 17.复合材料用于装甲防护主要有两种形式，即单纯的纤维织物和复合材料层合板。 18.防弹复合材料所用的纤维通常为玻璃纤维、尼龙纤维、芳纶和超高分子量聚乙烯纤维，最近开发出具有目前最高强度的聚苯并噁唑（PBO）纤维。 19.理想的树脂基体应具有耐高温、高韧性、高强度、低模量等性能，以及低成本。常用的树脂基体有：( )、( )、低密度聚乙烯、交联聚异戊二烯、聚丙烯等。 20.抗辐射聚合物基体一般在分子主链上具有多重环，如环氧树脂、聚酰亚胺树脂、聚醚砜、聚醚醚酮树脂等均具有良好的耐辐射性。 21.功能复合材料：除力以外而提供其它物理性能的复合材料即具有各种电学性能、磁学性能、光学性能、热学性能、声学性能以及摩擦、阻尼等性能。 22.高分子纳米复合材料：是由各种纳米单元和高分子复合而成的一种新型复合材料，其中纳米单元按化学成分分为金属陶瓷高分子和无机非金属。 23.燃烧氧指数：指试样像蜡烛状持续燃烧时，在氮-氧混合气流中所必须的最低氧含量。
复合材料技术
航空预浸料- 热压罐工艺复合材料技术应用概况 发布时间：2011-11-23 15:34:27 先进复合材料自问世以来，由于其轻质、高强、耐疲劳、耐腐蚀等诸多优势，一直在航空材料领域得到重视。随着近几十年来的发展，尤其是最近10年在大型飞机上井喷式的应用，先进复材料已经证明了其在未来航空领域的重要地位，它在飞机上的用量和应用部位也已经成为衡量飞结构先进性的重要标志之一[1] 如目前代表世界最先进战机的美国F-22 和F-35，其复合材料占机结构重量达到了26%（F-22 机身、机翼、襟翼、垂尾、副翼、口盖、起落架舱门；F-35 机身翼进气道、操纵面、副翼、垂尾），欧洲EF-2000 战机更是达到了35%~40%（机翼、垂尾、方向舵[2] ；民机领域的两大巨头波音和空客，在其最新型的大型客机波音787、A350XWB 机型中，大幅使用复合材料，分别达到50% 和52%[3],在机身主承力结构中，除一些特殊需要外，基本上实现了全复合材料化。 从当前的复合材料应用来看，航空复合材料具备以下几个方面的特点：在材料方面，飞主承力结构应用高韧性复合材料；在工艺方面，呈现出以预浸料- 热压罐工艺为主，积极开发液体成型工艺及其他低成本成型工艺的态势，对复合材料构件的制造综合考虑性能/ 成本因机[4]设计理念的广泛认知，复合材料已逐渐在主承力结构上站稳了脚跟，而且，为了进一步将复合材料的优点充分发挥，飞机结构设计越来越趋向于整体化和大型化。复合材料在主承力结构上的应用技术是体现航空复合材料水平及应用程度的重要标志。目前复合材料主承力构件仍是以预浸料- 热压罐工艺为主。基于此，本文旨在介绍目前与航空预浸料- 热压罐工艺相关的复合材料技术。 主承力结构用预浸料 1 高性能复合材料体系 “计是主导，材料是基础，工艺是关键”[5]复合材料的制造技术与材料的发展息息相关。航空预浸料-热压罐工艺高性能复合材料到目前已经历了3个阶段。 第一阶段的复合材料采用通用T300 级碳纤维和未增韧热固性树脂，具有明显的脆性材料特征，主要用于飞机承力较小的结构件。第二善，应用范围扩大到垂尾、方向舵和平尾等部件。第三阶段的复合材料为高韧性复合材料，其应用扩大到机材料应用于飞机主承力结构，波音公司首先提出了高韧性复合材料预浸料标准BMS8-276，概述了主承力结构复合材料性能目标，并提出采用冲击后压缩强度
复合材料损伤及其修复技术研究
复合材料损伤及其修复技术研究 【摘要】：复合材料是一种新材料，因为其许多特有的优点已经在航空航天、建筑桥梁等领域得到广泛应用，复合材料的损伤修复也逐渐成为研究项目中的热点。其中光修复技术是用得较多的一种，本研究以较常用的复合材料为试件，在简要介绍复合材料的基础上对光修复技术做了详细介绍，期望能为进一步研究复合材料的光修复技术奠定基础。 【关键词】：复合材料；损伤；光修复 引言 复合材料无论是力学性能、损伤情况、失效方面都要比单一材料复杂很多。由于其基体的强度要比增强纤维的强度低很多，导致它抗冲击的性能较差，横向强度以及层间的剪切强度也比较低，当受到局部的冲击时，复合材料普遍会出现纤维断裂、凹痕、剥层、基体破裂等一些损伤现象。而且一旦发生损伤，损伤的区域会在周期性的应力作用下逐渐扩大，进一步影响到复合材料的继续使用。从上个世纪的80年代初，国外已经着手研究和解决复合材料的修复问题，先后投入了大量的人力、物力和资金。到目前为止，美国和欧洲的一些大公司对关于飞机复合材料损伤修理问题开展了较为广泛的研究，并且己经取得一定的成果，但仍然在不断的发展中。早在上个世纪80年代中期，欧美的许多大公司就在飞机的设计文件以及使用手册里面详细规定了复合材料的修复方法，比如美国波音公司的A320维护手册和F-16修理手册。近年来，国内航空航天系统的相关部门对这个问题的紧迫性和重要性已经有所认识，在复合材料的修复问题上也作了许多工作并取得了一些进展，相继成立了空中客车亚洲复合材料结构维修和中国东方航空公司空中客车复合材料结构修理专家系统等致力于研究复合材料修复的机构。但从总体上来看，重视程度依然不够、投资也不足，所以基本上没解决什么问题。对许多缺陷和损伤没有制定明确的修理方法，修理材料、工艺设备等也不够完善。因此，我们通过研究制定关于复合材料的修复手册，更加高效地解决有关复合材料修复的问题，使复合材料能够得到更加广泛的应用。 1.复合材料的性能与特点 复合材料具有很多良好的性能，复合材料代替铝合金结构，可大大降低飞行
(完整word版)飞机夹层结构复合材料零部件的损伤形式及修理方法
常见飞机蜂窝板损伤形式及修理方法 航空器复合材料中的蜂窝板是由薄而强的两层面板中间胶接蜂窝材料而成的一种新型复合材料，也称蜂窝层合结构(见图1)。其面板选材有金属板、玻璃纤维、石英纤维、碳纤维等；夹心材料主要有芳纶、玻璃纤维、铝合金及发泡型结构。蜂窝可制成不同的形状。飞机上的蜂窝结构是由耐腐蚀夹心、面板、衬垫、隔板（假梁）、边肋等零件胶合而成。面板与夹芯之间用胶膜胶接，蜂窝夹芯用芯子胶和耐腐蚀胶根据实际需要形状施加真空压力后加温胶接成型。 图1 蜂窝夹心板结构 一、航空复合材料蜂窝结构损伤种类 根据航空复合材料蜂窝结构部件在使用过程中可能出现损伤的情况，我们可以大致将胶接蜂窝结构部件的损伤分以下5类： 1、表面损伤 图2 典型表面凹坑 此类损伤一般通过目视检查发现，包括表面擦伤、划伤、局部轻微腐蚀、表面蒙皮裂纹、表面小凹坑和局部轻微压陷等。这类损伤一般对结构强度不产生明显的削弱。 2、脱胶及分层损伤
该损伤是指纤维层与层之间或面板与夹芯之间的树脂失效缺陷，主要通过敲击检查、超声波检测等手段发现。此类损伤一般不引起结构外观变化，大多是在生产过程中造成的初始缺陷，并在反复使用过程中缺陷不断扩展而导致的。脱胶或分层面积过大会引起整体复合材料强度的削弱，应及时予以修补。 3、单侧面板损伤 这类损伤包括单侧面板局部压陷、破裂或穿孔，一般通过目视检查即可发现。该类型损伤能使一侧面板和蜂窝夹芯都受到损伤（表面塌陷），对气动性能和结构强度影响较大。一旦发现该类损伤必须经过修理和检验确认后方能能重新使用。 4、穿透损伤 该类型损伤是指蜂窝部件出现穿透性损伤、严重压陷和较大范围的残缺损伤等。此类损伤对结构性能和强度有严重的影响，根据受损情况立即予以修理或按需更换新件。 5、内部积水 该损伤原因主要由于蜂窝结构边缘或蜂窝材料对接边缘密封不严或密封失效，在长期使用过程中由于雨水渗透、油液浸泡以及水汽冷凝而造成蜂窝夹芯出现积水。虽然一般情况蜂窝内部积水不会造成严重影响；但在冬季日夜气温变化较大的情况下，由于积液结冰膨胀将会会造成复合材料部件内部树脂基体脱胶；同时在积液的长期浸泡下也会使复合材料的树脂基体的胶接强度大幅降低而降低部件的整体性能；特别是各类复合材料制备的舵面、襟翼、翼身整流罩及发动机部件等，均应及时检查其内部蜂窝结构的积水情况并作出相应修理措施。目前该类损伤主要通过红外热成像、X-射线检测仪等手段进行检测。 二、蜂窝结构的检查方式 1、目视检查 目视检查法是使用最广泛、最直接的无损检测方法。主要借助放大镜和内窥镜观测结构表面和内部可达区域的表面，观察明显的结构变形、变色、断裂、螺钉松动等结构异常。它可以检查表面划伤、裂纹、起泡、起皱、凹痕等缺陷；尤其对透光的玻璃钢产品，可用透射光检查出内部的某些缺陷和定位，如夹杂、气泡、搭接的部位和宽度、蜂窝芯的位置和状态、镶嵌件的位置等。 2、手锤敲击法 用于单层蒙皮蜂窝结构。用手锤敲击蜂窝结构的蒙皮，根据不同的声响来判断蜂窝结构是否脱胶。敲击时，注意锤头与蒙皮垂直，力度适当，以能判断故障不损坏蒙皮表面为宜。为使判断准确，可先在试件上试验。敲击回声清脆是良好，沉闷是脱粘。 3、外场在位检测的便携式相控阵超声波C扫描检测系统
树脂基复合材料的力学性能
树脂基复合材料的力学性能 力学性能是材料最重要的性能。树脂基复合材料具有比强度高、比模量大、抗疲劳性能好等优点，用于承力结构的树脂基复合材料利用的是它的这种优良的力学性能，而利用各种物理、化学和生物功能的功能复合材料，在制造和使用过程中，也必须考虑其力学性能，以保证产品的质量和使用寿命。 1、树脂基复合材料的刚度 树脂基复合材料的刚度特性由组分材料的性质、增强材料的取向和所占的体积分数决定。树脂基复合材料的力学研究表明，对于宏观均匀的树脂基复合材料，弹性特性复合是一种混合效应，表现为各种形式的混合律，它是组分材料刚性在某种意义上的平均，界面缺陷对它作用不是明显。 由于制造工艺、随机因素的影响，在实际复合材料中不可避免地存在各种不均匀性和不连续性，残余应力、空隙、裂纹、界面结合不完善等都会影响到材料的弹性性能。此外，纤维（粒子）的外形、规整性、分布均匀性也会影响材料的弹性性能。但总体而言，树脂基复合材料的刚度是相材料稳定的宏观反映。 对于树脂基复合材料的层合结构，基于单层的不同材质和性能及铺层的方向可出现耦合变形，使得刚度分析变得复杂。另一方面，也可以通过对单层的弹性常数（包括弹性模量和泊松比）进行设计，进而选择铺层方向、层数及顺序对层合结构的刚度进行设计，以适应不同场合的应用要求。 2、树脂基复合材料的强度 材料的强度首先和破坏联系在一起。树脂基复合材料的破坏是一个动态的过程，且破坏模式复杂。各组分性能对破坏的作用机理、各种缺陷对强度的影响，均有街于具体深入研究。 树脂基复合材强度的复合是一种协同效应，从组分材料的性能和树脂基复合材料本身的细观结构导出其强度性质。对于最简单的情形，即单向树脂基复合材料的强度和破坏的细观力学研究，还不够成熟。 单向树脂基复合材料的轴向拉、压强度不等，轴向压缩问题比拉伸问题复杂。其破坏机理也与拉伸不同，它伴随有纤维在基体中的局部屈曲。实验得知：单向树脂基复合材料在轴向压缩下，碳纤维是剪切破坏的；凯芙拉（Kevlar）纤维的破坏模式是扭结；玻璃纤维一般是弯曲破坏。 单向树脂基复合材料的横向拉伸强度和压缩强度也不同。实验表
Ti基复合材料及其制备技术研究进展评述
先进材料制备科学与技术课题报告 ——Ti基复合材料及其制备技术研究进展报告 学院：材料科学与工程学院 学号：SY1401210 姓名：刘正武 2014年12月24日
摘要 钛基复合材料(TMCS)以其高的比强度、比刚度和良好的抗高温、耐腐蚀性能,在航空航天、汽车等领域有着广阔的应用前景,引起了材料研究者的广泛兴趣。国外对钛基复合材料的研究已有近40年的历史,发展相当迅速,开发出来的原位合成工艺、纤维涂层等制备技术已经成功用于制备高性能钦基复合材料。国内TMCS研究起步较晚,虽取得了一定成绩,但与国外相 比还有一定差距。 本文主要从钛基复合材料的研究背景，强化原理，以及存在的主要问题方面做了总结，并对国内外的研究现状作了简要评述。钛合金本身具有较高的室温和高温比强度、低密度、高弹性模量。加入增强相，又进一步提高比弹性模量、比强度和抗蠕变能力。颗粒增强钛基复合材料(PTMCS)与纤维增强钛基复合材料(FTMCS)相比，具有制备工艺较简单，成本较低，无各向异性，可得到近净型零件等优点，是很有前途的复合材料。自生钛基复合材料基体将由纯钛基体向Ti6Al转化，并加入其它的合金元素，会得到实际应用。 关键词：钛基复合材料；性能；制备；研究进展
目录 第1章前言 ----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- 4 1.1研究背景及原理-------------------------------------------------------------------------------------------------------------- 4 1.2 主要问题 ---------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- 5 第2章国内外研究进展及评述 ---------------------------------------------------------------------------------------------------- 6 2.1 Ti基复合材料增强体的种类---------------------------------------------------------------------------------------------- 6 2.2陶瓷颗粒增强钛基复合材料 ---------------------------------------------------------------------------------------------- 7 2.2 自生钛基复合材料--------------------------------------------------------------------------------------------------------- 11 第3章结论 --------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- 13 参考文献 -------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- 14
复合材料修复资料
玻璃纤维材料的修复 -----------------------------------------------------------------------------------------其他行业的玻璃纤维修复 1.汽车保险杠是玻璃钢的，损坏了只能用玻璃纤维和树脂来修补，首先你需要买树脂和玻璃纤维毡，这些卖玻璃钢产品的门市都有的，树脂论公斤卖的，叫他们给你配好了，因为其实它有三种材料：树脂、催干剂和固化剂，问清楚怎么用？因为都是化学材料，三者放在一起会起化学反应，放热的，量大的话还会爆炸的，所以要注意安全，不要被烫到了，不要被溅到眼睛里；玻璃纤维布注意最好买毡，因为毡是丝状的，可以一根根抽出来，便于修复修平汽车保险杠表面。两者都买好了，开始修理了：拿个容器另外装树脂，少装些，别一次倒完了，然后再放几滴固化剂，注意搅拌均匀，固化剂可以少放，因为他起固化作用，少放固化慢一些就是了，放多了几分钟就完全固化了，你还没来的及修补呢！用个毛刷刷到到损坏的地方，然后贴些玻璃纤维毡，再刷些树脂上去，刷一次贴一次就可以了！干了以后打磨表面，最后喷漆就可以了！做玻璃这行看起来简单，其实也是技术活，要熟练才刷的平，没有空隙才行！液体是不饱和聚酯树脂【型号一般时191和196】但是要加固化剂和促进剂【俗称红水和白水】比例根据温度而不同，调和后要在规定时间内糊完，否则就会固化 2.买玻璃丝布，环氧树脂，固化剂和柔软剂，先把破口处理一下，再刷环氧树脂混合液，后铺玻璃丝布，这样做三脂两布，固化后，打磨平整。 玻璃钢（FRP）亦称作GFRP，即纤维强化塑料，一般指用玻璃纤维增强不饱和聚酯、环氧树脂与酚醛树脂基体。以玻璃纤维或其制品作增强材料的增强塑料，称谓为玻璃纤维增强塑料，或称谓玻璃钢，注意与钢化玻璃区别开来。由于所使用的树脂品种不同，因此有聚酯玻璃钢、环氧玻璃钢、酚醛玻璃钢之称。质轻而硬，不导电，性能稳定.机械强度高，回收利用少，耐腐蚀。可以代替钢材制造机器零件和汽车、船舶外壳等。 3.树脂和纤维都是玻璃钢的原材料，在混合固化剂和促进剂、在一定温度作用下，粘有树脂的玻璃纤维，因树脂的固化而被粘合在一起，就形成了玻璃钢材质。玻璃钢具有高强、轻质、耐腐蚀的特点，属于复合材料，也就是集合了多种材料的优点而制作出的一种材料。玻璃钢有狭义范畴和广义范畴的说法，狭义就是指玻璃纤维和树脂制作而成的，而广义的玻璃钢，还包括树脂和其它纤维制作成的复合材料，比如碳纤维玻璃钢（比如多数钓鱼竿）、涤纶纤维玻璃钢等等。 4.玻璃钢开裂怎么办 沿着裂缝周围用粗砂纸磨成粗糙，后用树脂和玻璃钢纤维补上 那如果非要修的话，也不是没有办法。树脂选用好点的，一般的也行，还有促进剂、固化剂、优质玻璃纤维布。粉子就不要放了。现在是秋季，温度低，所以固化剂要比夏天时多放，至于精确的比例，我随便估摸一下应该是：固化剂、促进剂、树脂；1：1.5：8 配合玻璃纤维缠在管道上，要让配好的玻璃钢迅速的涂在玻璃纤维布上，要让玻璃钢把玻璃纤维布充分浸透，等待玻璃钢充分固化后，再反复做上几层。就会结实了 航空复合材料结构修理方法 --------------------------------------------------------------------------------------适用于整流罩和玻璃纤维蒙皮1. 1复合材料的缺陷/ 损伤与修理容限
复合材料胶接修补技术的实验研究_徐建新
第17卷 第2期1998 年 3 月 机械科学与技术 M ECHAN I CAL SCIEN CE AN D T ECHN O LO GY V o l.17 N o.2M ar 1998 徐建新 复合材料胶接修补技术的实验研究 徐建新 乔 新 (西北工业大学 西安 710072)(南京航空航天大学 南京 210016) 曹正华 刘善国 (北京航空工艺研究所 北京 100024) 摘 要 通过静强度和疲劳寿命对比试验,证实了在含裂纹的铝合金的裂纹部位,胶接 碳/环氧复合材料补片的修理方法的可行性和有效性。实验结果表明,裂纹板经胶接 修补后,其静强度和疲劳寿命均有显著的提高,这为实际结构的胶接修补工作积累了可靠的实验数据。 关键词 复合材料补片 对比试验 疲劳寿命 静强度中图号 T B323 引 言 采用先进的复合材料补片对损伤的金属结构进行胶接修理,是一种全新的结构修理技术,与传统的机械修理方法相比,具有结构增重小、抗疲劳性能和耐腐蚀性能好、修理时间、成本低等优点,是一种优质、高效、低成本的结构修理方法,目前已被一些先进国家所采用[1～4]。国内在这方面的研究工作起步较晚,仅进行过一些基础性的理论研究工作,缺乏必要的实验数据,极大地阻碍了该项先进技术在我国航空修理领域的推广使用。 本文在复合材料胶接修补理论分析的基础上[5],用含裂纹的铝合金板模拟损伤的金属飞机结构,并用碳/环氧单向复向材料层合板对损伤部位进行局部胶接修补。通过静强度和疲劳寿命对比试验,全面考察了裂纹板胶接修补前后的静强度、疲劳寿命、疲劳裂纹扩展速率以及临界裂纹长度的改变情况,从而为实际结构的胶接修补工作提供了可靠的实验数据。1 试验概况 裂纹板由飞机上常用的L Y12CZ 铝合金材料制成,厚为3mm ,并加工成300m m ×66mm 的长方形(如图1所示 )。板中心用 1钻头钻一圆孔,并用钨丝切割出一条长为16mm ,宽为0.17mm 的缺口(即为人工预制裂纹)。板两端 图1 裂纹板试件 *收稿日期:19970606 分别钻有3个Υ8的圆孔,用以安装夹具。 复合材料补片采用T300/QY8911碳/环氧层 合板,根据理论分析结果[5] ,确定补片的形状和尺寸如图2所示。为了最大限度地发挥补片的修补效果,层合板的纤维方向平行于载荷方向,即均为0°方向铺层。 裂纹板的修补效果随着补片厚度的增加而增加,但当补片厚度较大时,补片胶接端头内胶层的剪切应力也较大,容易发生剪切破坏,从而降低补片的修补效果。因此,经综合考虑,补片由四层单向层合板组成,总厚度为0.5m m 。 图2 碳/环氧补片 为了保证胶接修补结构具有较高的剪切强度和良好的抗疲劳性能,胶粘剂采用J-47-A 胶膜,其厚度为0.2mm ,它是一种中温固化的环氧树脂-丁腈橡胶体系结构胶粘剂,在我国的航空工 业中被普遍采用,具有很好的应用基础。该种胶粘剂适合于金属和非金属之间的粘接,而且胶的成分和厚度易于控制,性能稳定,工艺操作简单。 对裂纹板和复合材料补片的胶接部位进行表面处理后(用砂纸打磨掉表面杂质,再用丙酮溶液清洗),把补片胶接到试件的裂纹部位,放入烘箱内加温固化(130℃,3小时)。经无损探伤,证实试件胶接质量较好。 2 试验结果及分析2.1 静强度对比试验 DOI:10.13433/https://www.sodocs.net/doc/7811314900.html, k i .1003-8728.1998.02.046
碳纤维复合材料连接技术研究
龙源期刊网 https://www.sodocs.net/doc/7811314900.html, 碳纤维复合材料连接技术研究 作者：荆楠 来源：《科技风》2019年第04期 摘要：介绍了胶接、机械连接及混合连接等碳纤维复合材料的常用连接方法及优缺点，总结了碳纤维复合材料的连接形式、接头强度的影响因素和接头的选用原则，并对国内外碳纤维复合材料连接的研究进展进行了简要介绍，最后展望了碳纤维复合材料连接的研究前景。 关键词：碳纤维复合材料；胶结；机械连接；混合连接 中图分类号： TP311文献标识码：A The research of joint techniques for carbon fiber composite materials Jing nan Tianjin sino-German University of Applied SciencesTianjin300300 Abstract：The joint techniques of carbon fiber composite materials is introduced， which includes the adhesive join，mechanical joint and hybrid joint.The advantages and disadvantages of these joints are also explained in this study. This summarizes the connect mode，influence factors for joint strength and selection principle. The developments of carbon composites joning techniques are introduced . Finally， the development trend of carbon fiber composite joint techniques joint techniques is summarized. Key words：carbon fiber composite materials； adhesive join； mechanical joint ；hybrid joint 碳纤维复合材料具有质量轻、强度高、抗疲劳性能好、耐腐蚀等优点，其在航空器上的应用可以有效降低结构重量、提高航空器性能、降低运营成本。碳纤维复合材料在飞机上的使用比例和应用部位，已经成为衡量飞机是否先进的重要指标。[1] 在碳纤维复合材料的大量使用中，势必会需要和其他材料进行连接，例如复材和复材、复材和金属等。因此对碳纤维复合材料连接技术进行研究，对于飞机结构的设计及维修都具有十分重要的意义。 1 碳纤维复合材料的常用连接方法 复合材料零部件之间以及复合材料和金属零部件之间通常用三种连接方式：胶接、机械连接、混合连接等。[2]简介如下：
复合材料修复系统产品说明书
目录 一、复合材料管道补强原理 二、复合材料修复系统型号介绍 三、石油天然气管道补强专用产品 ST60 性能介绍 四、石油天然气管道补强专用产品 ST85 性能介绍
一复合材料系统管道补强原理 （一）管道补强原理 “管道补强”是通过某种手段对管道进行修复，以起到增加管道强度、恢复管道安全运 行的目的。为了对缺陷进行修复，一般采用焊接、夹具和复合材料三大类型的方法进行 修复。复合材料修复技术具有“不动火&不停输”的优点，在过去的 10 年内逐步兴起， 在管道缺陷修复中得到越来越多的应用。 通过对管道进行复合材料修复补强，可以起到如下三种主要作用（根据 ASME 做出的定义）： (一) 降低缺陷处的应力 (二) 降低缺陷处的应变 (三) 恢复管道的承压能力 复合材料修复技术利用树脂基纤维增强复合材料在管道外形成复合材料修补层，分担管 道承受的载荷，降低管壁的应力并且限制管道缺陷处的应力集中，从而达到对管道补强 的目的，恢复管道的正常承压能力。碳纤维复合材料为补强层，修复后，补强层上产生了一定的应力，补强层起到了为管壁分担的内压的作用，这样就降低了管壁和处承受的应力，降低了管道的风险，达到修复补强的目的。 （二）补丁修复原理 “补丁修复”这是一种区别于管道修复中采用的“补焊”、“补板”等“打补丁”的办法的一种新型的无需动火的复合材料补丁技术，直接粘贴于待修复区域，起到止漏、补强的作用。 其技术特点是： 1. 对结构平面内强度补强效果好。 2. 耐受内压，可修复有泄漏的储罐结构。
3. 热膨胀系数与钢极为接近，服役寿命长。 4. 无需动火。与传统的手糊玻璃钢修补方法相比：1.增加了特殊的真空辅助工艺，使得界面粘结力大为提高，耐受内压，可修复有泄漏的储罐结构;2.热膨胀系数与钢接近，服役寿命长。 二复合材料修复系统型号介绍 压力管道修复补强专用的复合材料修复系统，具有寿命长、安全可靠、施工便捷、成本低廉和适用性广等特点，深受管道行业客户信赖。复合材料修复系统的产品家族包括以下基本型号： ST60-------------标准型，耐温 60 摄氏度 服役温度：-30℃～+60℃ 固化条件：+5℃～+60℃ 适用于：石油、天然气长输管道 ST85 ------------标准型，耐温 85 摄氏度 服役温度：-30℃～+85℃ 固化条件：+5℃～+85℃ 适用于：石油、天然气长输管道 MT120-----------中温型，耐温 120 摄氏度 服役温度：-30℃～+120℃ 固化条件：+85℃～+120℃ 适用于：各种工业管道 MT150-----------中温型，耐温 150 摄氏度 服役温度：-30℃～+150℃ 固化条件：+120℃～+150℃ 适用于：各种工业管道 HT180-----------高温型，耐温 180 摄氏度 服役温度：-30℃～+180℃ 固化条件：+150℃～+180℃ 适用于：各种工业管道 服役温度：-30℃～+260℃