复合材料结构件

复合材料结构件（精选12篇）

复合材料结构件 第1篇

飞机的设计和制造一直是与性能优异的材料联系在一起的。20世纪60年代中期,以碳纤维为增强体的复合材料问世,70年代初即开始应用于飞机结构[1,2]。复合材料具有比强度、比刚度高的独特优点,飞机结构采用复合材料,其质量可相应减轻20%~30%。此外,复合材料还具有可设计性强、抗疲劳性能好、耐腐蚀、便于大面积整体成型等优点,在航空航天领域的应用日益广泛,已成为主要的航空结构材料[3,4]。

在民用运输类飞机中,波音777的垂尾、平尾、后气密框、客舱地板梁、襟翼、副翼、发动机整流罩和各种舱门等均使用了复合材料,总质量达9.9t,占结构总重的25%[5]。新研制的波音787,机翼、机身等主承力结构均由复合材料制成,复合材料用量达到全机结构总重的50%以上,其中约45%为碳纤维复合材料,5%为玻璃纤维复合材料,是世界上第一架采用复合材料机身、机翼的大型商用飞机[6]。空客A320、A330等机型也大量采用了复合材料,用量占结构总质量的15%左右,A340的复合材料用量占结构总质量的13%,A380更是达到了22%[7,8,9,10,11]。

复合材料结构的加工制造过程和损伤特性与金属结构有明显不同。例如,在工艺成型过程中,由于受到增强纤维的表面状态、树脂粘度、低分子物含量、线性高聚物向体型高聚物转化的化学反应速度、树脂与纤维的浸润性、组分材料热膨胀系数的差异等因素的影响[12],在复合材料中难免会出现气孔、树脂开裂、分层和脱粘等缺陷,生产质量难以稳定,材料性能数据统计相对比较困难,材料及特种工艺标准有待完善[13]。飞机在服役过程中,在载荷、雨水侵蚀、鸟和冰雹撞击等条件作用下,复合材料结构容易出现分层、脱胶、撕裂、撞击等缺陷和损伤,此外,复合材料结构受温度、湿度、闪电等环境影响也比较严重[14,15],这使得复合材料结构在适航审查方面存在较大困难。为了保证具有与现用金属结构同样高的安全水准,欧美等国在系统考虑复合材料性能表征的多样性、复杂性,以及复合材料结构损伤的特殊性的基础上,投入大量资金开展了复合材料结构的适航审定技术研究[16]。

我国新支线客机ARJ21-700中,复合材料用量不到2%,主要应用于非结构件、次承力件。根据专家估计,在已经立项研发的国产大型客机结构中,先进复合材料用量将达到20%~50%,并将首次用于机翼级主承力结构件,原材料也将努力实现国产化[17,18]。代表先进技术的复合材料结构对提高飞机的竞争力具有重要意义,但是,这种复合材料用量及应用范围的跨跃式发展,不仅给我国大型客机的研发带来巨大挑战,同时对适航审定系统来说也是一项从未遇到、亟待解决的重要课题。只有民用航空设计制造业和适航审定系统同步发展,才能确保国产大型客机的安全性和取证过程的顺利进行[19,20]。

1 国内外的研究现状

1.1 国外技术水平与发展趋势

民用航空规章给出了航空器的最低安全标准,美国联邦航空管理局(FAA)的民用航空规章与中国民用航空局(CAAC)的民用航空规章完全一致:FAR25(CCAR25)部为运输类飞机适航标准,一般指大飞机;FAR23(CCAR23)部为正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航标准,一般为通用航空用飞机或小飞机等;FAR27、FAR29(CCAR27、CCAR29)部为旋翼类飞机适航标准,一般指直升机。以大型运输类飞机为例,在25部中,涉及到材料工艺的有25.603和25.605,材料性能有25.613,强度验证有25.305和25.307,损伤容限与疲劳评定有25.571,其它与材料相关的条款还有闪电防护25.581、气动弹性稳定性25.629、鸟撞25.631等,以上条款与复合材料结构的安全性密切相关[21,22]。由于早期的飞机结构中几乎没有用到复合材料,因此在最初制定的适航要求中没有考虑复合材料的特殊性。

随着复合材料结构在飞机中的应用,FAA于1978年7月颁布了第一个关于复合材料结构审定的咨询通报AC20-107“复合材料结构”,该文件在符合FAA相关规章的前提下,为复合材料飞机结构制定了可接受但不唯一的验证方法,适用于FAR23、25、27、29涉及的所有航空器的复合材料结构,此后美国大多数民机复合材料结构以此为基础进行了适航审查。后来,FAA和工业界在使用AC20-107过程中发现,其中某些重要部分需要完善,特别是有关复合材料结构疲劳和损伤容限的部分,因此,FAA于1984年4月颁布了新版本AC20-107A,对复合材料结构疲劳、损伤容限等方面做了重要的修改和完善。此外,FAA于1989年颁布了咨询通告AC21-26“复合材料制造过程中的质量控制”,AC20-107A和AC21-26两者构成了复合材料飞机结构比较完整的技术要求和质量控制要求。基于各类飞机复合材料20多年的使用经验和教训,以及技术发展和应用要求,FAA于2009年9月8日颁布了咨询通告AC20-107B,并宣布取消AC20-107A。从内容上看,AC20-107B是在AC20-107A基础上,在复合材料结构适航符合性验证方法方面增加了部分条款,细化了许多内容,其中,在损伤容限、持续适航、适坠性等方面内容增加较多。美国FAA的AC20-107B是目前复合材料适航审定的一份较系统、完整的文件,是民用飞机复合材料结构进行适航符合性验证的主要依据。需要注意的是,各种复合材料结构所要求的试验件、分析的范围,以及考虑的环境影响是不同的,其取决于结构的用途、选用材料、设计安全系数、失效准则、材料性能数据库等。适航审定一般采用试验支持的分析方法,这些试验包括试样、元件、细节件、组合件和全尺寸部件,其中环境影响通过试样、元件、细节件试验确定,并在分析中综合考虑[23,24]。

关于复合材料结构试验验证与审定,MIL-Handbook-17F给出了“积木式方法”(The building-block approach)。“积木式方法”将复合材料结构发展研制过程中最重要的试验验证环节分成5级,即试样(Coupons)试验、元件(Elements)试验、细节件(Details)试验、子部件(Sub-components)试验和部件(Components)试验[25]。从试样试验到部件试验由下到上、样本容量由大到小如搭积木一样叠加起来,试验由下至上逐次进行。试样试件可能多达上千件,部件试件则只有1~3个。利用“积木式方法”,不仅可以建立材料的基本性能数据库和结构设计许用值,而且结构设计思想得到了评估,结构制造技术得到了考核,大大加快了新材料、新结构设计和制造技术应用于实际工程的进程。但是,需要说明,“积木式方法”对于小型飞机、直升机可能是不合算的。目前,“积木式方法”在复合材料结构试验验证与审定中得到普遍采用,B777复合材料尾翼结构在设计过程中采用了积木式试验方法,试验体系完整,试验项目广泛而充分,提供了适航要求的数据和结论,所建立的试验数据库、取得的设计经验及验证过的分析方法为B787复合材料机体结构的验证和审定奠定了基础[26]。

1.2 国内技术水平与发展趋势

我国民机复合材料结构应用技术研究起步较晚,在已经取证的民机中,复合材料结构使用有限。20世纪90年代中期研制了Y7-100复合材料垂尾,并通过了试验验证和适航审查,在复合材料结构的设计、制造、验证和适航审定方面首次走过了一个全过程,对复合材料审定程序有了初步的认识[27]。支线客机ARJ21-700的方向舵、襟翼子翼等次要结构上和雷达罩采用了先进复合材料,希望能在正在进行的型号合格审定过程中通过FAA的“影子审查”,积累一定的复合材料验证技术和适航审定经验[28]。

总体上说,目前我国适航审定机构在复合材料结构的适航审定方面缺乏足够的经验和能力,与欧美适航当局存在较大差距。除了少数公开颁布和发表的资料外,很少能够接触到国外复合材料适航审定的核心技术。随着国产大型客机和ARJ21-700飞机后续机型的研发,代表先进技术的复合材料用量会进一步增多,并将逐渐应用到主要结构上。为了满足未来国产民用客机审定的需要,应当跟踪世界先进航空新技术,针对大型客机复合材料结构可能遇到的新技术、新标准、新程序等特殊问题,开展复合材料结构的适航审定技术研究。

2 结语

复合材料结构件 第2篇

随着汽车工业的迅速发展,汽车复合材料用量逐年增加,尤其是制造大型结构件的复合材料用量增长迅速。欧美等国汽车工业已成为复合材料最大用户。我国的复合材料发展还很落后,汽车工业将面临新的挑战和发展机遇,从国外的应用发展历程来看,树脂基复合材料结构件必将在我国车用领域得到前所未有的发展,对树脂基复合材料的工业化制造技术需求极为迫切,因此牡丹江双兴化工有限公司承担了国家863计划“车用树脂基复合材料异型结构件”的研发和制造技术。

一、车用复合材料的优点

复合材料汽车部件,与金属材料和其他无机材料相比,具有许多得天独厚的优势,如重量轻、强度高、耐腐蚀、耐瞬间高温、传热慢、隔音、防水、易着色、能透光电磁波等;同时,复合材料还具有可设计性、一次性整体成型等工艺特点。复合材料是一种在中低温、低压条件下采用对模制造车用树脂基复合材料大型结构件的低成本先进制造技术。

在国家863计划资助下,针对车用复合材料的市场需求,双兴公司以复合材料构件低成本制造技术为研究对象,进行了“车用树脂基复合材料结构件制造关键技术”的研究。攻克了复合材料液体模塑成型工艺的共性关键技术,搭建了高性能低成本复合材料集成制造系统的技术平台;解决了车用复合材料构件的设计、工艺与工业化生产的相关基础技术,并形成了具有自主知识产权的成套技术。

二、车用复合材料研究内容

解决重型卡车、列车、大型客车、轿车用异型结构件规模制造技术,实现复合材料在车用领域的产业化应用,符合汽车行业轻便、高速、安全节能、舒适、降低环境污染以及多功能低成本的发展方向,符合国家产业政策。

1.研究目标。主要是攻克复合材料液体模塑成型工艺的共性关键技术,搭建高性能低成本复合材料集成制造系统的技术平台;解决车用复合材料构件的设计、工艺与工业化生产的相关基础技术,形成具有自主知识产权的成套技术。其应用目标是开发重型卡车、电动汽车、高速列车、轿车用树脂基复合材料结构构件领域并实现产业化。

2.技术特点。是一种在中低温、低压条件下采用对模制造车用树脂基复合材料结构件的低成本先进制造技术。其基本工艺原理是:反应性的热固性液态树脂在较低压力下注入含有干纤维预成型体的模腔中,树脂将模腔中的空气排出,同时浸润纤维。模腔充满后,注射过程结束,树脂开始固化,树脂固化达到一定强度后开模,取出制品。

3.其技术创新点:

(1)工艺类型和设备变化灵活,总体投资较低,制品产量在1 000~20 000件时,即可获得可观的经济效益。

(2)可设计性强,能实现局部增强、夹芯结构,设计增强材料的类型、铺层结构;可实现多种零部件一体化,降低制造成本,缩短新产品开发周期。

(3)制造具有良好表面质量、高尺寸精度的复杂构件,在大型构件的制造方面优势更为明显。

(4)模操作工艺,工作环境清洁,成型过程苯乙烯排放量小,有利于环保。

(5)压模注射,可采用复合材料模具(包括环氧模具、复合材料表面铸镍模具等),铝模具等,模具设计自由度高,模具成本较低。

4.工艺流程

生产工艺流程如下图所示:

5.主要技术指标。产品技术指标符合重汽汽车零件检测标准QZZ11154-1996要求,典型构件技术指标如下:

三、主要原材料

树脂基复合材料是指以热固性树脂如不饱和聚酯树脂、环氧树脂、酚醛树脂、乙烯基酯树脂等为基体,以玻璃纤维、碳纤维、芳纶纤维、超高分子量聚乙烯纤维等为增强材料制成的复合材料。环氧树脂的特点是具有优良的化学稳定性、电绝缘性、耐腐蚀性、良好的粘接性能和较高的机械强度,广泛应用于化工、机械、汽车、电子、水利、交通、家电和宇航等各个领域。

四、应用和推广

双兴公司在主要原材料国产化、制造工艺技术等共性和关键技术研究方面取得了突破性进展,还进行了制品表面涂装技术等相关技术的研究探素,实现了部件的批量化生产,在车用树脂基复合材料工艺研究方面积累了丰富的经验。解决车用大型复合材料构件的设计、工艺与工业化生产的相关基础技术,形成具有自主知识产权的成套技术,其应用目标是开发重型卡车、大型客车、高速列车用树脂基复合材料大型构件。

采用树脂基多合材料大型结构件制造技术成果的应用和推广,提升了企业在低温低压,对模具制造工艺技术的研究层次,拓宽了企业在树脂基多合材料技术应用的视野,结合水转印披覆膜产品技术,日前采用树脂基复合材料技术已成功应用于哈飞赛豹、一汽解放、奇瑞旗云、山东重汽的部分构件上,公司已在中小型汽车件(如仪表盘、装饰件、方向盘等)和其他领域逐步推广应用。

膜材料、膜结构及膜结构工程 第3篇

关键词：膜结构；膜材料；体育场馆；展览建筑；膜结构的类型

中图分类号：TU502文献标识码：A文章编号：1009-2374（2009）16-0195-02

薄膜结构的产生与发展深受Fuller“少费多用”思想的影响，即在建筑中充分发挥材料自身特性，追求着用最少的物质材料建造最大容积的建筑。它迥异于传统的结构，以性能优良的柔软织物为材料，由膜内空气压力支承膜面，或利用柔性钢索，或刚性支承结构使膜面产生一定的预张力，从而形成具有一定刚度、能够覆盖大空间的结构体系。

一、膜材料的类型及特点

（一）膜材料的类型

膜结构的发展与膜材料的研发和应用密不可分。常见的膜材有PVC、PTFE、ETFE膜材。目前应用的建筑膜材主要包括涂层织物类膜材和热塑化合物类膜材两大类。

涂层织物类膜材是由高强度纤维织成的基材和聚合物涂层构成的复合材料。其中基层是受力构件，起承受并传递荷载的作用，其品种有聚酯纤维、玻璃纤维等；涂层有聚四氟乙烯（PTFE）、硅酮、聚氯乙烯（PVC）等。

热塑化合物类膜材主要指乙烯-四氟乙烯共聚物（ETFE）。

（二）膜材料的特点

膜材料的建筑物理性能主要包括耐候性能、光学性能、声学性能、热学性能以及防火性能等多方面。

膜材的耐候性能包括使用寿命、耐老化、自洁性以及强度衰减等。PTFE膜的抗紫外线、耐老化、耐腐蚀等化学特性优于PVC膜，其使用寿命可达25年以上，一般用于永久性建筑。

膜材的透光性好，且能虑除大部分紫外线。透射光在结构内部产生均匀的漫射光，无阴影，无眩光，无显著方向性，光线柔和均匀。

膜材料的回声和吸声特性综合决定了膜结构建筑内空间音响品质和隔音效果。膜材织物对声波振动具有很强的反射性，这种反射性增加膜结构建筑内部的噪音水平。通常需要采取相应的建筑构造措施改善膜结构的建筑声学环境。比如在膜内加装轻质、多孔的织物衬垫，悬挂隔声屏，采用专用吸声膜内衬等方法。

膜结构建筑的保温隔热性能较差。当对建筑物的保温隔热性能有较高要求时，可采用双层或多层膜结构，但这样会影响到膜结构的透光性。另外膜面内部的冷凝结露也是需要考虑的问题。

膜材具有较好的防火性能。实验表明，PTFE的防火性能优于PVC，但从火灾情况下膜结构的实际反应看，PVC膜材更好一些。

二、膜结构的特点和类型

（一）膜结构的特点

膜结构自重轻，跨度大，建筑造型丰富，施工方便；但其抵抗局部荷载作用能力差，容易出现褶皱、局部破损甚至整体破坏等问题。

薄膜结构具有和施工相关性的如下力学特点：（1）结构形状及刚度与施工方法和过程间有相关性；（2）结构的荷载敏感性；（3）结构成型前的弱（零）刚度性。柔性的薄膜材料只有当被赋予适当的预张力时才具有确定的形状和抵抗外荷载的刚度，也才成为结构。初平衡状态下的形状确定及预应力分布是张拉结构中最关键的问题。预应力的大小和分布决定了结构的刚度和形状。

（二）膜结构的类型

我国《膜结构技术规程》（CECS158：2004）根据膜材及相关构件的受力方式把膜结构分成四种形式：整体张拉式膜结构、骨架支承式膜结构、索系支承式膜结构和空气支承膜结构。

空气支承膜结构，即充气膜结构是利用膜内外空气的压力差为膜材施加预应力，使膜面能覆盖所形成的空间。有气承式和气囊式两种。

张拉膜结构通过给膜材直接施加预拉力使之具有刚度并承担外荷载。整体张拉式膜结构，通过膜面内力直接将荷载传递给边缘构件，应用在跨度较小的膜结构当中。钢索和膜结合形成张拉索-膜结构可应用于较大跨度的膜结构。

以上两种形式中钢索的作用不尽相同，在充气膜中，钢索主要起加劲作用；在张拉膜结构中，钢索与膜材都是主要受力构件。

骨架支承式膜结构是指由钢构件或其它刚性构件作为承重骨架，在骨架上布置按设计要求张紧的膜材。索系支承式膜结构的主要形式是索穹顶结构，索穹顶结构是以连续的拉索和不连续的压杆组成的预应力空间结构体系。这类结构使用薄膜作为覆盖材料，其中的膜材是传力构件而非主要受力构件，主要作用是围护。

三、工程中的膜结构

膜与索、钢架的组合结构是大跨度空间结构的一个主要形式。表1是参考文献中所统计的部分国际上超过1万m²膜结构的相关资料。

与世界先进水平相比，中国在膜结构方面的差距，无论是理论研究还是实际应用都是十分明显的。但是随着经济的发展，以及奥运、世博等大型体育项目和展览项目在中国的举办，我国的膜结构在应用方面近年来也开始呈现比较活泼的势头。

上海为迎接八运会于1997年建成的八万人体育场是我国首次在大型建筑上采用膜结构。其挑篷采用以径向悬挑钢桁架和环向桁架组成的大跨度空间结构，上覆伞形膜结构，总覆盖面积36100m²。32榀桁架将结构分成57个锥形单元，锥体单元的高点由飞柱提供。32榀桁架中，最小悬臂21m，最大73.5m，桁架锚固在相距24m的巨型混凝土柱上。桁架侧向支撑由空间环向桁架提供。锥体设置4根脊索、4根下拉索（拉飞柱）。之后的上海虹口体育场采用了鞍形大悬挑空间索桁架支承的膜结构。这二个体育场所用膜材是进口的，施工安装也由外国公司进行。

青岛颐中体育场是我国第一个自行设计和安装，采用整体张拉式索膜结构的体育场工程。其挑篷是由60个锥形索膜单元组成的脊谷式张拉膜结构，每个单元由一个立柱支撑，通过谷索、脊索、内外边索的张拉作用成形。建筑长轴为266m，由86m长的直线段和两端半径为90m的半圆弧组成，短轴为180m。立柱顶点标高42.5m，内环索标高约36.5m，篷盖悬挑沿周边均约40m。膜覆盖面积（水平投影）约30000 m²。

国家游泳中心“水立方”是2008年奥运会标志性建筑之一，其建筑围护结构采用了ETFE膜结构。相比2006年德国世界杯慕尼黑安联体育场的ETFE气枕式外墙，规则排列的单层气枕，覆盖6万m²，水立方的中心屋面、立面和内部隔墙均由双层ETFE充气枕构成，且几乎没有形状相同的两个气枕，单个最大气枕面积90m²，表面覆盖面积达10万m²。水立方是国内首个ETFE膜结构，目前世界上规模最大的膜结构工程，也是惟一一个完全由膜结构来进行全封闭的大型公共建筑。

近年来我国的膜结构项目基本上沿两条主线发展：一是大型体育场馆和展览中心，另一条是膜结构小品建筑。超过1万m²或接近1万m²的其它膜结构项目，比如威海市体育中心场挑篷（15300 m²，2001年）、浙江省义乌市体育中心（16000 m²，2001年）、郑州航海体育场（21000 m²，2001年）、广西南宁国际会展中心主厅（竖向空间膜结构，高48m，底部直径72m，2003年）、广州新白云机场航站楼屋面采光带、门厅及连接楼屋面（50000 m²）、嘉峪关体育场（10000 m²，2003年）、武汉体育中心（30000 m²，2001年）、广州黄埔体育场（10000 m²，2000年）等。膜结构小品建筑包括住宅小区的公共设施、加油站、露天剧场等。

四、结语

膜结构具有强大的生命力。随着新材料、新形式的不断出现，膜结构除了应用在体育建筑和展览建筑之外，还将更多地被应用于那些需要天然采光的公共建筑以及敞开或半敞开建筑。另外，将膜结构和折叠结构、可展结构等结合起来，形成的开闭式屋盖又是一种富有建筑感染力的结构形式。

参考文献

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[2]李阳.建筑膜材料和膜结构的力学性能研究与应用[D].上海：同济大学，2007．

[3]刘凯，高维成，刘宗仁. 薄膜结构体系设计与施工中的一些问题[J]．低温建筑技术，2006，（5）．

[4]石井一夫. 世界膜构造Membrane Design and Structures in the World.株式会社新建，1999，（3）．

[5]徐其功. 张拉膜结构的工程研究[D]. 广州：华南理工大学，2003．

复合材料构件模压成形技术研究 第4篇

复合材料用量已经成为衡量飞行器是否先进的标志,尤其是直升机。复合材料在直升机上的应用从壁板、地板、整流罩等次承力结构迅速扩展到桨叶、平尾、尾梁筒体、斜梁等主承力结构,甚至出现了全复合材料直升机。随着复合材料应用的不断深入,复合材料构件热压罐成型、模压成型、缠绕成型、树脂传递模塑成型(Resin Transfer Moulding, RTM)等一系列工艺技术也得到深入研究与应用。但迄今为止,手工铺层+热压罐固化和模压成型仍然是国内直升机复合材料构件生产最重要的两种工艺方法。

针对热压罐成型,文献[1]对先进树脂基复合材料制造技术现状以及发展趋势进行了综述。热压罐成型作为其中最为重要的复合材料成型技术与数字化、自动化技术相融合将进一步提高复合材料构件质量、生产效率 并降低生产成本。文献[2]分析了复合材料热压罐固化变形机理,综述了基于工艺仿真的固化变形预测研究进展。文献[3]研究了金属模具与复合材料构件之间由于热不匹配而产生固化残余应力造成复合材料构件固化变形情况。文献[4]提出了保持热压罐成型温度场均匀性的优化方法。文献[5]总结了复合材料热压罐成型模具设计准则,提出了低成本、工艺性好的模具设计方法。针对复合材料模压成型,文献[6]分析了影响模压成型工艺质量的主要因素;文献[7]研究了模压成型工艺中加压点的优化选择。文献[8]建立了非稳态温度场与固化动力学数学模型。

综上所述,复合材料热压罐成型工艺的研究较为深入,而模压成型工艺研究相对较少,主要针对某个工艺参数展开。本文针对这一现状,系统研究复合材料构件模压成型技术。论述了融合数字化、自动化技术的模压成型工艺过程,着重研究了模压成型模具的数字化设计制造技术。

1 模压成型工艺流程

复合材料构件采用“增材”制造模式,即构件由各个铺层铺叠而成。铺层在固化前与固化后存在一定的厚度差异;此外,铺层设计包括铺层顺序、剪口、展开边界、激光铺层投影数据等依赖设计数模但与设计数模存在一定差异。因此,复合材料构件模压成型首先应进行工艺数模设计。在工艺数模的基础上进行成型模具设计;完成模具制造后,开始进行构件的铺贴、合模固化并对固化后的构件修边、打磨;最后对构件进行检验。整个模压成型工艺流程如图1所示。

2 工艺数模设计

工艺数模是复合材料构件制造的基础数据,是成型模具的设计依据。工艺数模设计主要有贴模面设计、工艺铺层的详细设计、铺层展开与排样、铺层书和激光投影数据生成等。其中,工艺铺层的详细设计着重确定铺层边界、顺序、剪口以及铺层搭接或对接的选择等; 激光投影数据生成则需在铺层边界生成过程中,计算各个边界点的法矢,以便激光投影时能自动选择激光投影头,以提高投影质量。

3 模压成型模具设计制造

3.1 模具设计

复合材料构件模压成型模具通常采用“阴模+阳模”的闭合结构形式。为了提高模具的工艺性,阴模通常采用分块组合的结构形式。阴模一般作为构件的铺贴面,要求精度高、表面质量好,以保证复合材料构件成型后的形状满足设计要求。模压成型中,阴、阳模需要承受和传递热压床产生的成型压力,要求具有较好的强度和刚度。模压成型模具设计主要涉及模具材料选择、结构热膨胀补偿、模具强度以及模具结构的详细设计等。

3.1.1 模具材料选择

普通45#钢是模压成型模具常用的材料,具有成本低、加工性好、强度高、刚性好等优势,但无论是碳纤维复合材料还是玻璃纤维复合材料,都与普通钢的热膨胀系数差异较大。当构件几何形状复杂时,按经验公式无法得到准确的结构补偿,需要多次试验并修正模具才能得到适当的补偿量。因此普通钢适合用作形状比较规则的复合材料构件的模压模具材料。

INVAR钢是一种特殊的模具材料,其热膨胀系数低且接近碳纤维复合材料,用作模具时基本不用考虑结构补偿,但INVAR钢可加工性差,成本高,刚性差。因此常作为成型精度要求高,几何形状复杂的复合材料构件的模具材料,如直升机的复合材料主、尾桨叶。

3.1.2 模具结构热膨胀补偿

当模具与复合材料构件热膨胀系数差异较大时,复合材料构件冷却的收缩量与模具收缩量不一致,从而导致构件几何尺寸偏差。该偏差可以通过下述方法消除。首先利用主元分析(Principle Component Analysis, PCA) 确定构件设计数模的主方向,进而确定主方向上构件的长度L。以L作为基准计算模具的补偿量,公式如下:

其中, △ α为模具与复合材料热膨胀系数的差值, △ t为固化温度与环境温度的差值。以△ L/ L作为缩放系数对构件数模进行修正,以修正后的数模作为模具型腔的设计基准。对几何形状复杂的构件,可通过工艺仿真技术结合工艺试验的方式来确定模具结构的补偿量。

3.1.3 模具强度

目前,成型模具较多依赖设计者的经验,较少或基本没有采用有限元分析软件来实现模具结构的轻量化设计。这与直升机制造业任务量大,模具设计人员数量少的现状直接相关。为了保证模具的强度和刚度,通常模具都较大且笨重,存在极大的减重和结构优化空间。因此,基于有限元分析的模具优化设计是直升机制造业复合材料构件低成本制造技术中可以深入发掘的技术。

3.1.4 模具结构设计

在上述工作完成的基础上,开始模具的详细设计。模具的详细设计应充分考虑工艺性、可操作性和自动化程度。根据复合材料构件的工艺数模,首先设计模具的型腔;特别地,需要充分考虑起模的可操作性,合理设置分模面。对不使用激光投影的模具,铺层的切割线决定了产品的外形尺寸精度,设计时应适当扩展,为修配留出加工量。对使用激光投影的模具,需在模具型腔外的显著位置设置用于校正激光头的靶标点。根据模具结构,设置适当的流胶槽。为了便于工人操作,降低劳动强度和提高效率,模具设计应综合考虑模具使用安全、便利,如设置适量的起模槽和站位线等。

3.2 模具制造

复合材料构件模压成型模具要求贴模面精度高、表面质量好。先进制造技术如高效数控加工、热表面处理等的应用为制造出高质量的模具奠定了基础。

3.2.1 模具数控加工

模压成型模具通常采用分块组合形式,装配精度高,而模具形腔是复合材料构件几何形状的保证。近年来,高速数控铣削、车铣复合、宽行加工和自适应加工等先进加工技术发展迅速,并且在模具加工上广泛应用。这些技术具有较高的材料去除率和低刀具磨损,加工面质量高等特点,有效保证了模压成型模具的质量并显著缩短了模具的制造周期。

3.2.2 热处理与表面处理

热处理可以有效消除模具加工中产生的残余应力, 提高模具的疲劳寿命和刚度。先进的表面的处理技术如激光表面强化,超音速火焰喷涂等可以改变模具型腔表面的组织性能,从而使得模具型面具有较高的硬度、耐磨性、耐腐蚀性和脱模性。

3.2.3 模具型面的数字化检测

模具制造技术的不断进步对检测设备的要求也越来越高。随着三维测量技术的发展,检测设备多种多样, 精度也不断提高[9]。根据检测设备是否和被测对象的表面接触,检测方法分为接触式检测法和非接触式检测法。接触式检测中,应用最为广泛、最具有代表性的检测设备是三坐标测量机(CMM)。CMM具有测量精度高,测量范围广等优点,但该设备的测量速度较慢,并且在测量过程中存在接触压力,容易损坏模具的型面。非接触式检测主要有光学式和非光学式两种。代表性的设备为GOM公司的Atos流动式光学测量系统,图2为Atos检测过程示意。

无论是利用接触式检测设备还是非接触式检测设备,从模具型面上采样得到衡量模具型面精度的离散点后,均需与模具设计数模比对,才能得出模具的数值精度。具体流程如图3所示。

4 复合材料构件制造

完成复合材料构件工艺数模设计和成型模具制造后,采用手工铺贴或自动铺覆的方式完成铺层操作。对于手工铺层,需间隔几层后就抽真空压实,以减少层间空气和避免架桥。完成铺层操作后,合模,根据复合材料构件的树脂体系确定固化参数(固化时间、固化温度、加压点等),进而选择适当的热压床来完成构件的固化成型。最后对成型的构件进行修边、打磨等后加工操作,并进行几何形状与固化质量的检验。目前多采用超声C扫描检测复合材料构件的成型质量。

5 结束语

作为直升机制造业中广泛采用的一种复合材料构件成型技术,模压成型可充分利用先进的数字化设计制造技术来完成工艺数模和成型模具的设计与制造,同时融合企业积累的宝贵经验来高质量、高效率、低成本地完成复合材料构件的模压制造。随着复合材料构件成型工艺仿真的进一步发展,模压成型工艺将会得到更好的提升,从而促进复合材料在直升机制造领域应用的进一步发展。

摘要：针对模压成型这一种重要的复合材料构件成型方法,研究了模压成型工艺流程,复合材料构件工艺数模设计方法以及成型模具的设计、制造和检测方法,对复合材料构件的模压制造过程进行了介绍。

复合材料结构设计课程设计 第5篇

要求：通过课程设计，完成课程设计说明书一份，包括封面、任务书，目录，结论，参考文献。正文部分页数在20页以上。

具体如下：

①对设计对象进行描述

（选材的准则，粘结方式，工艺可行性等）

②设计的目的（对比传统材料，选用复合材料，并获得功能、结构、形状改变）

③设计选材

（满足使用场合，不能降低使用性能，有针对性的设计对象）

④设计流程、工艺方法的选取

（建立、叙述设计依据）

⑤优化设计流程

（使设计得到最优值）

⑥设计结果

⑦参考书目

注: 在说明书中要有设计流程图，零件图，工艺流程图等必要图。

材料作文写?思路与结构 第6篇

【议论文写作构思】

材料作文的议论文思路关键在于要围绕材料有明确地角度进行论述，要层次清晰地展开论证，要脉络分明、井井有条地组织文段，最好能够以并列加递进的模式来呈现出层层推进的议论思路，使文章思想观点凸显出一定的深度。此外，目前新材料作文命题的议论文写作在行文中概括材料，从材料出发来展开论述，也可以在选取角度提炼观点后，不必顾及所提供材料的内容，由此写作思路不再拘于一格而变得更为开阔。以2012年全国大纲卷作文题（文题见第29页）举例谈一谈具体的构思示范：

【示例一】

从作文题所给材料出发，选取角度概括材料，引出中心论点。如“妈妈的话提醒了‘我’，解除了‘我’的窘态，脱掉外衣和鞋袜，甩掉了多余的顾虑，故而‘我’得以把秧苗挑到了妈妈跟前。人生一世，不要有太多的顾虑，也不要慨叹生活中有太多的不完美，只有放下顾虑，解除心锁，才能成就美好的未来”。这样，在文章开篇之时就做到了紧扣材料，切合题意。

在提出论点之后，就可以依据中心展开论证，如针对“人生路上的顾虑”可以做多角度、全方位的解读，可以理解为“困难前的徘徊”“挫折后的举棋不定”等，然后以理性的思考“克服困难，走向成功”，揭示“放下顾虑的重要性和必要性”。在行文中为使文章论证形象，可以尝试采用比喻论证的方式，对“顾虑”作形象化的举例。其后，可以反面论证“不放下顾虑可能会导致的后果”。层层深入的论证将能更好地凸显议论中心，行文中可以继续从生活出发，进一步揭示“放弃顾虑”这一中心，可以从“提升人的思想认识”的角度深入议论，让读者感到亲切自然。

最后以诸如“要想成功，需要放下顾虑；要想克服困难，需要放下顾虑；要想超越自我，需要放下顾虑……”这样的排比句式作结，强化中心。

这样整个文章结构层次严谨，思路流畅，中心凸显，论述充分深入而富有感染力。

【示例二】

从作文题中提炼出观点，不必概括叙述原材料，这也是符合命题要求的。如可以再准确审题基础上提炼出“学会舍弃”的观点，然后直接围绕这一中心论点展开议论。具体论述中可以通过正反对比论证方式，通过采用正面事例和反面事例的正反结合，鲜明对照中凸显观点，增强说服力，达到说理目的。当然，在收束文章的时候，少不了对前面的内容进行归类概括，总结观点。

【示例三】

议论文在于说理，所以写作中结构清晰是很关键的。在对材料解读之上，可以不必急于给出中心论点，可以引出论题，带着阅卷者一起思考。如“孩子下田劳动效果不佳，然而妈妈的话语却让孩子最后获得了成功。你说，这是为什么呢？”在引出论题后，可以适时举例分析生活中面对这样的情况的应对，结合材料给出答案“材料中的母亲凭借经验一语道破孩子窘态的根源所在，唯有放下顾虑，方能书写完美人生”。接下来进一步以举事例、引名言等方式展开论述，如“放下顾虑，庄子在楚大夫盛情相邀中选择了‘持竿不顾’，漠然视之；放下顾虑之心，让他超然世外，独善其身，享受着一份心灵的逍遥，把持着心灵的净土，这不能不使我们对他肃然起敬，而且是那样的刻骨铭心”。接下去可以继续选择名人，如以“放下顾虑，使人明志；放下顾虑，使人豁达；放下顾虑，使人有所作为”等不同角度展开论证，这样并列论证的框架形成，思路一样清晰明了，最后以总结中心论点的简单一句话有力地收束全篇。

【记叙文写作构思】

以记叙文文体来写目前的新材料作文命题相比较以前的材料作文题来说，思路相对打开了，但往往受材料的观点性指向，同学们选择写记叙文的不是很多，即便选取了记叙文体，若不进行构思，在行文中还是会不自觉地倾向于议论，最后造成文体不清。所以在此想谈，新材料作文题的记叙文构思应该作为建立在审题立意之后的一个重要环节来处理，避免简单化选材搭构文章。应立足于立意选择记叙的对象，在构思中注重事件情节记叙的完整性，增强记叙文的可读性，不能忘记点题，最好能够在构思中把点题性的语句组织好，在体现文章结构脉络的同时也是对主题的凸显。

【示例】

可以围绕“遇见生活中的顾虑”——“困惑而徘徊”——“思考而明了”——“走出顾虑，实现超越”来组织事件，选取事件的横断面进行交代，或直接进行场景勾勒，或心理活动描写，或进行环境描写烘托渲染。此外，可以组织几件事来表现不同情境下的顾虑以及不同的解决方式，以小标题方式来解读命题，来表达自己的立意。

在2012年的高考作文中，有一考生采用《中国达人秀》刘伟的事迹作为高考素材，在结构组织中，首先在文章开头以第三人称“他”来设置悬念，最后在文末点明“他”就是“刘伟”，此外通过“做鞋套”“穿鞋套”“脱鞋套”的细节搭起了“一个在绝境中崛起，与命运和世俗偏见抗争的人物故事”，呈现了一个坚韧顽强的人物，震撼着读者的心灵。

【佳作示范】

全心

林清玄在他的《心的菩提》中说：“我们要以全心来绽放，以花的姿态证明自己的存在。”我想，是啊！在生活中，我们为人做事要以全心全意的态度，集中思想，心无旁骛，那么，结果也往往是遂心如意的。

我们其实有共同的感受，站在泥泞的田间，那双溜滑的鞋子让我们很难挺直站稳，当脱下鞋，卷起裤脚，重新回到那片土地上时，你顿时觉得有一种稳重之感。你的脚的每一个神经都处于泥土之中，扎在其中，像大树一样，有牢固的根基。也因此你的每一个脚印都是那样实，那样一步一步地走来，也因此，你没有了负担，不再害怕滑倒，走得很专心，很踏实。最终，你踏过了那片泥泞的土地，感到一种成功，而这种成功来源于你的专一，来源于心无旁骛的境界。

荀子有云：“蚯蚓上食埃土，下饮黄泉，用心一也，蟹六跪而二鳌，非蛇鳝之穴无可寄托者，用心躁也。”我们就要像蚯蚓那样用心一也。那么，首先就要静。只有在静中，我们才可秉气凝神，有一股浩然之气，全心地对待一件事，也因全心而忘我。就如一泓清泉，一片落叶于其上，顿时水面起伏，但泉的深处，却安谧静止，这也说明，不管外界如何变化，我们自己始终要有一颗沉静之心，才可能有所作为，才可坚持到最后。其次，就是要抛开一切杂念，不管外界多么美好或丑恶，我们不能因此丧失了自我的节奏。要把多余的顾虑全放下来，安心地做自己的事，不能躁动，更不能急功近利，否则，结果往往很不好。

只有在忘我之中，我们才能让一件事更加圆满，也只有在忘我中，一切的事物会变得自然。忘我，可让我们专心，专心则让我们更加用心，世间之繁杂，让我们每个人都有点不安，有点躁动，那何不学学陶渊明，拥有“采菊东篱下，悠然见南山”的淡定，何不学学王国维进入“内美以修能”的无我之境，有这样的心态我们才能有这样的思想与认知，也因为上升到整个人生当中去，把物与我相结合，达到一种忘我、无我之境，那么，我们的步伐才会更加稳重。

正严法师说：“凡心佛心，实乃一心，只要秉持一心，立足之地即为灵山。”要秉持一心，我们才可从中获取人生中的大智慧，也正如同是泥泞的路中挑担子，忘记你的衣服，忘记你会摔倒，那么，你得到的，是踏过这片土地，走到了对岸。同时，也悟到了人生的真谛。

全心，忘我，去除一切杂念，这是我们今后所要的，同样，也是人生的至高境界。只有高格的人生境界，才可能有高尚的品行与情操。也同样，在静、稳、沉中，才可能具有这样的品行。因为人静，就如一泓水，可以容纳一切，也可以被一切容纳，能屈能伸，柔能克刚。因人稳重，就如磐石般坚不可摧，不与世俗同流合污。

正因此，以全心之态，对待生活中的每件事，才可至善，至美！

【点评】本文构思方面结构完整，议论层次鲜明。首先文章从所给的材料引发出去，提出“成功来源于你的专一，来源于心无旁骛的境界”的观点，随后层层深入展开论述，归结到“以全心之态，对待生活中的每件事，才可至善至美”，充满哲理意蕴，启迪人深思生活。

民用飞机复合材料地板结构设计 第7篇

材料选择

复合材料主要由增强纤维-树脂基体组成。首先应选择合适的增强纤维, 增强纤维有玻璃纤维、碳纤维、硼纤维和凯夫拉纤维。地板结构主要考虑的是强度、刚度 (地板变形量不能太大, 否则影响乘客舒适性) 、重量和耐腐蚀性能。碳纤维相对其它纤维具有较高的比强度和比模量;润滑性、耐磨和耐腐蚀性能优秀;热膨胀系数小且在高温下尺寸稳定性好, 故对于地板结构来说碳纤维是比较合适的增强纤维材料。典型的碳纤维材料抗拉强度≥3103MPa, 弹性模量≥221 GPa, 断裂伸长率≥1.28%。

接下来选择树脂基体材料。树脂基体分为热固性和热塑性材料, 目前飞机机体结构一般选择热固性树脂。常用的热固性树脂有酚醛、环氧和聚酯树脂, 其中环氧树脂的密度最小, 抗拉、弯曲和热变形强度最高, 固化后的力学性能、电性能、耐腐蚀性、粘接性都很优良, 固化收缩率小, 尺寸固定。综上, 选择碳纤维-环氧树脂作为地板结构材料。

模具材料主要有钢模具、铝模具、复合材料 (碳纤维-环氧树脂) 模具、镍钢合金等4种, 钢模具线膨胀系数比碳纤维-环氧树脂高, 焊接部位容易出现裂纹而造成报废;铝模具由于表面硬度小而产生划痕和凹陷;复合材料是最新采用的模具材料, 其与制件线膨胀系数相同, 但多次使用后容易开裂且使用温度偏低, 吸湿现象严重;镍钢合金是目前成熟的模具材料, 线膨胀系数与制件相当, 不易变形, 质量稳定。综上比较, 可以选择镍钢合金作为模具制造材料。

其余的辅助材料包括固化剂、脱模剂、脱模布、真空袋和透气袋。固化剂可选用卤代芳香胺类化合物;脱模剂可采用水性脱模剂如Coating7569;脱模布采用聚四氟乙烯布;真空袋采用聚酰亚胺薄膜以便于满足180℃的固化温度要求;透气材料采用玻璃布。

复合材料地板结构的制造工艺

目前航空复合材料的主要制造工艺是预浸料-热压罐工艺。这种工艺方法的优点是工艺手段成熟、零件具有均匀的树脂含量、致密的内部结构和优良的内部质量。缺点是耗费能源、工艺设备较为昂贵。但是随着自动化和信息化水平的提高, 这些缺点逐步得到改善。此外, 地板横梁、地板立柱和地板滑轨等一般都是等截面、长细比较大的零件, 也可以采用拉挤成型工艺, 但其工艺技术还不够成熟, 故本文仍然采用预浸料-热压罐工艺, 其主要工艺流程如图2所示。

其中预浸料制造工艺采用干法预浸料层贴工艺, 其具有如下优点:

(1) 制造过程便于机械化、自动化, 大大改善了工作环境和劳动强度;

(2) 制造过程的质量控制很严格, 可靠性高;

(3) 碳纤维和环氧树脂之间的比例易于调节, 树脂含量便于控制;

(4) 可按需要调节碳纤维角度、单层厚度和层数, 充分实现复合材料的可设计性。

材料具体牌号可选择T700碳纤维单向预浸料, 固化温度180℃, 该温度下27分钟之内凝胶, 最高工作温度170℃, 热压罐成形。

地板零件的单向预浸料一般采用树脂膜法进行制造, 树脂膜法可调节树脂含量并使树脂分布均匀, 也可以很好地控制预浸料密度;且树脂膜法不需要使用溶剂, 对环境无污染, 不易造成生产事故。

预浸料的下料和铺堆叠一般采用层叠滑移工艺。该工艺是国内研发的专门用于类似地板梁等大长细比零件的毛坯制造工艺。首先将零件三维模型展开成平面, 并用自动铺带机铺叠成展开后的平面毛坯, 再将其放入专用设备进行加热软化, 通过施加压力使其贴合于模具表面, 形成最终三维的叠层制件毛坯。

叠层毛坯形成以后, 将其置入热压罐中对其进行抽真空, 并形成真空、隔离、透胶、吸胶和透气系统, 实现控制树脂流动方向和流出量、排除夹杂气体以及外部压力的均匀分布。最终形成热压罐的真空封装系统。复合材料在热压罐中固化时要通过纤维及树脂性能来确定热压罐压力-温度控制曲线。

对于脱模环节, 脱模难易程度及脱模质量和模具设计优劣息息相关。产品脱模后, 应按地板零件的外边缘进行切边或打磨。

复合材料地板结构设计关键技术

地板横梁或立柱一般为工字形, 在实际铺层的时候由2个背靠背的C形、一个上缘板和一个下缘板组成, 为防止三者之间的结合面发生剥离, 结合面处应都采用0°铺层;两个C形梁进行背靠背贴合时, 顶部会形成空腔, 空腔内应用填充料填充。地板横梁或立柱的截面应采用等截面形式, 以避免应力集中;在零件的弯边处应采用圆弧过渡, 内圆半径应大于板厚;铺层相对模具的位置应正确, 同时保证铺层纤维方向与设计图纸保证一致, 每一层预浸料的表面要保持清洁避免杂物进入, 隔离层应被剥离;预浸料应保持平整防止扭曲;应尽量采用对称铺层, 以消除热变形和内应力;铺叠时间应尽量短;应根据温度压力曲线严格控制温度和压力参数以及加压时间。各个地板梁结构零件在热压罐中应均匀排布, 防止发生堵塞和干涉。在满足该条件的情况下, 应尽量布置更多的零件以提高生产效率。

结束语

浅谈多层结构吸波复合材料 第8篇

关键词：吸波材料,复合,多层结构

1 吸波材料的分类及发展

1.1 吸波材料的分类

今年, 雷达吸波材料 (RAM) 的研发在很大程度上影响着隐身材料的发展。因为雷达吸波材料技术是雷达隐身措施的重要技术之一, 我们可以将它按照结构分为两类, 即结构型吸波材料和涂覆型吸波材料。

1) 结构型吸波材料。结构型雷达吸波材料一般是通过吸波剂分散到特种纤维 (比如玻璃纤维、石英纤维等) 增强的结构材料中, 从而形成结构复合材料, 结构型吸波材料的最突出的特点就是既能承载又能够减小目标的雷达散射截面;

2) 涂覆型吸波材料。涂覆型雷达吸波材料一般通过把吸波剂与粘接剂按照一定比例混合之后涂覆于目标表面, 从而形成吸波涂层。涂覆型吸波材料的优点是成本低且施工方便, 它非常适合用于复杂外形, 然而其缺点是耐候性差、粘结性差且耐高温性能差。

1.2 传统吸波材料研究进展

l) 以铁氧体吸收剂为主体的吸波材料

在以往的研究中, 对铁氧体吸波材料的研究相对比较多也较成熟。因为铁氧体吸收剂在高频的环境下其磁导率和电阻率都较高, 因此电磁波就较易进入并且能够快速的衰减, 所以铁氧体吸收剂就被广泛的应用在雷达吸波材料的研究中。

铁氧体吸收剂与磁性金属粉相比较, 它的优点是具有良好的频率特性、相对磁导率大且相对介电常数小, 所以铁氧体吸收剂适用于匹配层的制作, 并且在低频拓宽技术方面具有很好的应用前景, 但是铁氧体吸收剂也存在缺点, 比如密度较大且温度的稳定性比较差。

2) 以氧化锌晶须吸波剂为主体的吸波材料

我们知道, 氧化锌是一种具有许多功能的金属氧化物, 这种材料大量的应用于轻工、国防、化工和电子等领域。以氧化锌为基础生长成为单晶微纤维状的氧化锌晶须不但具有单晶体的高强度特性, 同时也具有氧化锌的多功能的特性。氧化锌晶须中的四针状氧化锌晶须的微观晶体结构与一般的氧化锌粉并没有本质的区别。

2 多层吸波材料吸波机理分析

2.1 多层吸波材料的设计

材料分为3层, 吸波层一含42wt%的铁氧体、吸波层二含60wt%铁氧体、吸波层三含6wt%纯化碳纳米管。

通过模具控制总厚度在4mm, 因为试验总共是8层玻璃纤维, 所以每层的厚度大致是0.5mm, 吸波层一由4层玻璃纤维构成, 所以厚度是2mm, 吸波层2由2层玻璃纤维构成, 所以厚度是1mm, 吸波层三也是由2层玻璃纤维构成, 所以厚度是1mm。

2.2 实验步骤

l) 将玻璃布裁减成规格为200mm200mm, 并记录其重量;2) 在其中加入固化剂等原料, 并进行充分搅拌;3) 在玻璃布上涂上已经制备好的胶液;4) 在阴凉处放置1h~2h;5) 裁剪预浸料, 按一定的尺寸和设计方案把3层吸波剂涂刷在相应的预浸料上, 并预定方案叠放;6) 6.5MPa条件下加热到105℃, 保温90min, 卸压、降温、脱模。

2.3 结果

在试验中, 存在各种各样的影响因素, 如电磁参数测量中存在的偏差、试验制备过程中存在的结构误差 (吸波层的厚度、材料表面的光滑度等) 、设计计算过程中存在的误差等。这些干扰会影响试验模拟结果, 但是我们通过观察试验结果发现, 模拟结果的吸波性能变化曲线与试验测量结果几乎一致, 试验过程中的偏差并没有对试验结果的科学性构成重要影响。

3 传统吸波剂对吸波性能的影响

在研究过程中, 我们为了提高频率选择表面吸波材料在中低频段的吸波效果, 可以通过以下方法来进行改善, 就是在材料底部加入1层~2层的吸波层, 这个吸波层必须由70%的羰基铁粉或者铁氧体制备而成。

出现这种现象的原因, 我们在试验总结中认为, 主要是因为玻璃纤维下部的金属层, 这层金属层加强了纤维材料的反射能力, 从而使得玻璃纤维表面电流减小, 使得其承担的瞬态电压降低, 抵消了一部分电阻损耗的能力。

参考文献

[1]Shiva Jiang, Laying Xing, Binate Li.Study on a novel radar absorbing structure composite.Materials Science Forum, 2005, 475-479:1011-1014.

[2]赵东民.含碳纳米管微波吸收材料的制备及微波吸收性能研究[J].无机材料学报, 2005, 20 (3) :612-621.

[3]Lee T W, Carrillo Gala D L.Simple formulas for transmission through periodic metal grids or plates.IEEE Trans Antenna Propa Qate, 1982:AP-30 (5) :911-915.

[4]赵振声.多晶铁纤维微波吸收剂的分级改性应用初探[J].磁性材料及器件, 2004, 3:32-34.

蜂窝夹层结构复合材料应用研究进展 第9篇

蜂窝夹层结构复合材料在使用方面具有很好的性能, 其具有比较好的强度, 同时, 抗冲击性能很好, 在使用方面能够进行很好的设计, 因此, 在目前得到了非常广泛的应用, 尤其在航空航天领域。蜂窝夹层结构的性能优越性使其成为了很多领域中无法替代的结构材料。早期的蜂窝夹层结构复合材料的芯材都是金属芯材, 但是, 随着科技的不断发展, 在芯材方面发生了很大的改变, 发展成为了纤维性很强的树脂蜂窝。目前, 蜂窝夹层结构复合材料是出现了很多种, 其中, 玻璃钢夹层结构复合材料在应用范围和研究方面是发展最好的。很多的研究人员对玻璃钢夹层结构复合材料的性能进行了更好的研究, 而且比较深入, 对其在力学、隔音、隔热、以及抗冲击性能方面都做了比较好的分析。蜂窝夹层结构复合材料的性能主要由蜂窝芯的材料性能决定, 蜂窝芯材的高度、材质、密度以及形状都对蜂窝夹层结构复合材料的性能有很大影响。研究人员对蜂窝夹层结构复合材料做了大量的研究, 对其以后的应用和发展非常有利。

1 铝蜂窝夹层结构

铝蜂窝芯材只要利用铝箔来实现不同方式的胶接, 然后通过拉伸形成不同规格的蜂窝, 芯材的性能和铝箔的厚度以及孔格的大小有直接关系, 铝蜂窝芯材能够和不同蒙皮材料进行复合, 这样就形成了铝蜂窝夹层结构复合材料。铝蜂窝夹层结构复合材料具有加高的力学性能, 而且, 在制造成本方面比较低。但是, 铝蜂窝夹层结构复合材料在一些特定的环境中比较容易受到腐蚀, 在受到冲击以后, 铝蜂窝芯材会出现永久变形的情况, 会导致蜂窝芯材和蒙皮发生分离的问题, 导致材料的性能降低。

一些研究人员对胶接工艺对铝蜂窝夹层结构复合材料的影响进行了研究, 主要从胶接剂的筛选、表面处理方法和固化工艺方面进行了论述, 使用流动性比较好的胶膜, 在表面处理方面采用磷酸阳极化处理方式, 同时, 在夹层结构方面通过对剪切强度进行对比, 能够实现最佳的固化工艺。铝蜂窝夹层结构在粘结成型方面大面积批量生产面临着非常大的问题, 因此, 对面板进行磷酸阳极化处理非常必要, 这样能够对粘结的效果进行保证。在固化过程中, 可以对铝蜂窝夹层结构复合材料进行真空袋加压, 这样铝蜂窝夹层结构复合材料的性能更好。

对铝蜂窝芯在压缩荷载作用下的荷载位移曲线特征进行研究, 同时对在静态下的压缩荷载作用下的铝蜂窝变形特征进行掌握, 可以从三个方向对铝蜂窝进行准静态压缩, 由于材料的不同, 会导致蜂窝芯出现不断的致密化, 可以将不同方向的荷载位移曲线分为弹性区域、平缓区域和加速加强区域。在轴向压缩过程中, 试样在荷载最大值位置会出现失稳的情况, 在失稳情况下, 位移曲线会出现一些小的峰, 这个过程铝蜂窝芯出现了逐步折叠失稳的情况。一些研究人员利用数值模拟的方法对不停密度铝蜂窝芯在压缩荷载作用线出现的失效过程进行了模拟, 对结构失稳以及破坏的不同特征进行了总结, 利用数值模拟所得到的蜂窝失稳分岔宏观应力和实验室所得的宏观极限应力吻合。

对三种不同蒙皮厚度的铝蜂窝蜂窝层和聚乙烯泡沫层进行分开试验, 对比试窝夹层的结构试样能够进行弯曲疲劳试验, 通过试验可以得到, 铝蜂窝能够吸收加高的冲击能量, 但是, 其厚度会对疲劳性能带来一定的影响。对铝蜂窝芯和聚乙烯泡沫层施加同样的弯曲荷载, 疲劳寿命和蒙皮厚度对材料的性能进行影响不是十分明显, 出现的失效模式是蜂窝和蒙皮之间的界面脱粘。对有效元模拟试样的界面应力进行分析, 能够对界面剥离的初始位置进行预测。

2 铝蜂窝夹层结构复合材料的应用

赵宏杰等人从蜂窝芯高度、蒙皮厚度和蜂窝芯增重三个方面对Nomex蜂窝夹层结构复合材料的吸波性能进行了研究, 研究发现:夹层结构复合材料反射率在-10d B以下的有效带宽随着蜂窝芯高度的增加逐渐向低频扩展;18mm高的蜂窝芯随着蒙皮厚度的增加, 其吸收峰频率向低频移动, 且在2~18GHz频段的反射率均保持在-10d B以下;随着黏附吸收剂质量的增加, 蜂窝夹层复合材料的吸收峰频率向低频移动。

通过曲面响应法表征了材料结构对损伤容限和剩余强度的影响。研究从蒙皮数量、蜂窝芯密度、芯材厚度出发, 对冲击后材料的损伤演化以及剩余强度进行了探讨:芯材厚度以及蒙皮的铺层方向对损伤演化和剩余强度影响最大;提高蜂窝芯的厚度和增加碳/环氧织物层的数量可以提高剩余强度。损伤容限和剩余强度模型可以指导我们更好的了解夹层结构复合材料冲击损伤后的力学性能, 从而提高其设计性和扩展其应用。

通过对用于月球探测器缓冲机械的正六边形铝蜂窝缓冲材料进行了模拟着陆冲击试验, 研究了不同着陆条件对其缓冲性能的影响。研究表明:对铝蜂窝缓冲机构施加相应的预紧力可以有效提高铝蜂窝材料的缓冲性能;铝蜂窝材料的缓冲效率随着探测器在月球表面着陆速度的提高而降低, 在探测器多级铝蜂窝缓冲装置中, 一级缓冲器设计对探测器能否实现软着陆至关重要。

通过从蜂窝芯壁厚、蜂窝孔格边长、蜂窝芯高度、夹层结构面板厚度以及阻尼涂层等方面对镁合金蜂窝的隔声性能进行了研究。结果表明:隔音量随着频率的增加而增大;蜂窝芯的空腔越大, 隔音效果越显著, 增加阻尼层和阻尼涂料能显著提高隔音量。所研制的镁合金蜂窝可考虑不同的结构参数应用于现行动车组列车的内部结构中。

3 结束语

蜂窝夹层结构复合材料在应用方面具有很好的前景, 尤其在战斗机、直升机、卫星以及赛艇方面, 对蜂窝夹层结构复合材料的各方面使用性能进行研究, 能够更好的完善其性能。现在, 国内外对铝蜂窝夹层结构复合材料的应用研究非常广泛, 在研究方向方面主要集中在力学性能、制造工艺、耐老化性能方面, 对于隔音、隔热以及失效机理方面的研究还没有很多人涉及, 因此, 在进行研究的时候, 可以利用计算机模拟软件对这方面进行研究。再进行模拟的时候是会和蜂窝夹层结构的实际使用情况有一定的差异, 因此, 对蜂窝夹层与泡沫夹层结构的隔音和隔热性能进行对比, 可以在以后的研究重点上提出以下建议。在借助数学方法和计算机方法模拟对蜂窝夹层结构复合材料进行研究的时候, 可以对实际的使用条件进行考虑, 这样能够将理论计算和实际情况进行更紧密的结合。对蜂窝夹层结构的复合材料构件实际使用情况进行研究, 能够在隔音和隔热方面取得更好的研究成果, 将蜂窝夹层和泡沫夹层结构材料的对比研究作为重点, 在隔热和隔音性能方面能够取得更好的优势。在微观方面, 可以对蜂窝夹层结构复合材料在受到冲击和压缩荷载作用下的失效机理进行研究, 在应用发展方面能够获得更好的效果。

参考文献

[1]王兴业, 杨孚标, 曾竞成, 等.夹层结构复合材料设计原理及其应用[M].北京:化学工业出版社, 2007:4-8.

[2]张广平, 戴干策.复合材料蜂窝夹芯板及其应用[J].纤维复合材料, 2000, 25 (2) :25-27.

[3]沃丁柱.复合材料大全[M].北京:化学工业出版社, 2000.

复合材料结构件 第10篇

通用航空是民航运输业的基础, 在国民经济与社会发展中发挥着巨大的作用。在欧美发达国家, 通用航空器占到民用航空的90%以上。不仅如此, 通用航空还可为民航运输业和军事航空提供物质基础、人才基础和工程经验[1]。在通用飞机制造领域, 新型飞机设计随着复合材料及其加工技术的快速进步, 越来越多地采用复合材料, 统计表明, 2012年通用飞机上复合材料的用量, 在总材料用量中所占比例已经高达57%[2], 在以后这一数字还会逐步上升, 发展全复合材料通用飞机已经是一个重要的发展趋势。

1 全复合材料通用飞机的现状

现代通用飞机安全性和舒适性的提高也带来了飞机结构重量的增加。为了降低飞机的结构重量, 需要提高复合材料结构的应用范围。随着复合材料技术的不断成熟, 从复合材料零件发展到复合材料部件, 例如美国霍克比奇公司在20世纪90年代研制的两款喷气公务机“首相”Ⅰ、“霍克”4000显著的特征是采用了全复合材料机身[3], 而世界上第一架采用全复合材料机身的大型客机波音787尚未交付用户[4], 不仅仅机身, 世界先进通用飞机制造商相继研制出已经量产的全复合材料飞机, 它们主要有奥地利钻石飞机公司的DA系列, 美国西锐公司的SR系列, 亚当公司的超轻型喷气机A700, 利尔螺旋桨2100、星舟号飞机、爱芙迭克 (Avtek) 400、“航行者”号 (Voyager) 和“快速鸭翼”飞机 (Speed Canard) 等[5], 下面简要介绍几个典型型号如下:

1.1 DA40

钻石飞机公司的特点是用湿法制造飞机, DA40主要采用玻璃纤维蒙皮夹层结构。机身由沿纵向左右两半部分组成, 将玻璃或碳布增强体放在精确定量的环氧树脂槽内浸渍。经浸渍的织物置放在可脱模的层板上, 然后送入模内进行铺层。在受力高的区域铺上无纬的碳纤维预浸带条 (如门窗的周边) 以增加刚度及强度, 芯子为闭孔泡沫, 厚度大约12.5毫米, 有助于降噪及隔声。当铺层完成后, 工件进行真空袋加压然后在38℃烘箱中固化。工件脱模及切边后进行黏结, 然后分组件送回烘箱在达到80℃后固化18小时。

1.2 A700

A700其载客数为6~7人, 飞机大部分是由碳纤维增强Nomax蜂窝夹心复合材料制成, 部分地方使用了玻璃纤维增强, 用AGATE认证的预浸料进行拼接 (预浸料来自东丽公司) , 复合材料层合板是碳纤维或玻璃纤维织物增强Nomax夹心材料, 真空袋成型, 从机头到机尾的舱壁、翼梁底座、窗户框和门框都是共固化成型的。翼梁则由单向碳纤维增强复合材料制造而成, 而翼梁抗剪腹板则是有多向的碳纤维织物增强复合材料制成[6]。为了消除闪电击中的电弧作用, 燃料箱是由玻璃纤维增强复合材料制成, 碳纤维翼梁与蒙皮之间也用了一层玻璃纤维隔开。

1.3 利尔螺旋桨 (Lear Fan) 2100

利尔螺旋桨 (Lear Fan) 2100是第一架全复合材料机体结构的飞机, 碳纤维/环氧和Kevlar/环氧复合材料的应用使结构重量减轻40%, 为避免电位腐蚀, 碳纤维/环氧的主要固定连接都使用钛合金。机身结构的大块蒙皮壁板胶结在壳体上, 风挡和舱门框架以及增压舱隔框, 同时采用胶结和机械连接。机翼蒙皮由织物制成, 单向带加强槽型梁以传递弯曲载荷, 整个机翼结构采用胶结, 在高剪切载荷区, 用紧固件增强蒙皮和翼梁之间的胶结连接;方向舵、升降舵、襟翼和副翼由Kevlar/环氧夹层蒙皮和Nomex蜂窝夹芯组成。

1.4 爱芙迭克 (Avtek)

它的设计首要特征是使用串联双翼 (鸭式) 布局, 并且所使用的制造方法与其他复合材料飞机截然不同。壳体有Nomex蜂窝和Kevlar布组成的夹芯结构, 干态室温环境下铺贴, 在凹模上手动浸润树脂。模具被加热到1210C简易固化, 而不用昂贵的热压罐。Nomex蜂窝和Kevlar布, 而不是预浸料, 不要求冷冻储藏或者在昂贵的加热金属模具或热压罐中固化, 树脂应用了一种具有低玻璃花转变温度的新型树脂以减小吸湿率。结构设计使用夹层结构从而避免采用框架和长桁布局。根据局部应力水平不同, 壁板厚度和材料有所不同。

1.5“航行者”号 (Voyager)

它是一种大展弦比、长航程的飞机, 基本结构重量938lb, 而起飞重量可达9760lb。机翼翼梁采用热压罐固化, 由碳纤维单向带凸缘和蜂窝夹层加筋腹板共固化而成;壳体壁板为蜂窝夹芯, 碳纤维单向带/环氧和Nomex蜂窝在凹模铺贴后, 采用真空袋在烤箱中固化, 为了密封, 内表面刷环氧树脂胶, 油箱内部不留有通道, 使得整个翼盒都能储藏燃油, 因此所有的控制盒电导线都布置在前缘和后缘。机身是典型的夹层壳体结构, 蜂窝夹芯和编制芳纶纤维或碳纤维编织布面板在环氧树脂中浸润, 前后防火墙由玻璃纤维/聚酰亚胺蜂窝夹层和浸润聚酰亚胺的陶瓷布制成, 可以承受高温。

1.6“快速鸭翼”飞机

它所有复合材料结构由PVC泡沫盒玻璃、Kevlar或少量的碳纤维组成, 在模具内真空、600C条件下固化8小时, 紧接着进行模具外800C下固化15小时。它的载荷在所有区域几乎不严重, 只需1根翼梁, 单翼梁机翼夹层壳由玻璃纤维/环氧树脂和PVC泡沫组成, 在凸缘上有碳纤维粗纱布。

某研制中的国产全复合材料飞机型号, 在借鉴国内外飞机的研制经验, 充分发挥我国航空工业的整体制造技术, 在参与结构研制过程中, 也大量吸收借鉴上述机型的结构设计的形式和方法。

2 全复合材料小轻型飞机

小轻型飞机的设计和制造原理相比较复杂的高性能飞机更加强调简易性和费用低。简易性、经济性、气动因素和外观样式都表明, 复合材料是唯一适用于小轻型飞机的机体材料。早起的小轻型飞机复合材料机体结构制造采用源于普通“造船技术”的室温固化、湿法铺层体系[7]。然而, 由于质量保证的互换性和机体结构的长寿命要求, 这种体系已不适用于如今高性能小轻型飞机。基于高温树脂的复合材料已开始应用于整个小型飞机制造, 例如翼梁、机身大梁等主承力结构上。小轻型飞机的结构必须是完整可靠的, 这需要在分析、实验、研究和发展等方面进一步的工作。

批量化的预浸料因生产质量和体积含量比较稳定, 可应用于小轻型飞机, 材料供应商对预浸料进行严格的检验, 可保证材料具有证券的树脂含量, 且树脂和纤维完全混合。小轻型飞机所用的材料必须符合可追溯性、均匀性, 质量保证和寿命标准, 以保证结构整体性。以Cirrus VK30为例, 基本机体结构是真空袋成型乙烯基树脂/玻璃纤维夹层板, 夹芯材料是聚亚胺酯和PVC泡沫。机翼、安定面、机身和控制面以及其他选定的构件为保证结构完整性和尺寸精度, 均采用凹模成形。高载荷区用碳纤维单向带增强。为了增加结构刚度、减重和节约成本, 平尾和方向舵采用Kevlar织物, 襟翼采用碳纤维。

3 复合材料设计制造方法介绍

飞机结构设计的基本原则是在强度满足前提下, 尽量使重量轻, 在过去传统的金属飞机广泛使用了纵向加强件、桁条、翼肋或隔框等结构, 但如前所述的复合材料飞机, 都共性的采用了在上下层合板间添加起稳定作用中间层的夹芯结构, 层合板可用玻璃纤维、碳纤维或Kevlar制成, 其中在通用飞机中最常用的夹芯有Nomex蜂窝和PVC泡沫, 玻璃纤维由于高性价比, 广泛用于运动飞机和通用飞机的主结构, 在性能要求高的位置上使用碳纤维。

复合材料不同于金属, 它的性能很大程度与制造工艺相关, 可以说设计和制造密不可分。目前无论是层合板还是夹芯结构, 同等复合材料的性能差异很大程度取决于固化工艺过程, 方法基本上可分为低压固化和高压固化两种, 到底采用哪种固化方法取决于其效率和成本的衡量。下面对两种方法作简要描述, 主要侧重于经济性的对比。

1) 低压固化 (LPC) 技术

LPC技术为新一代滑翔机和电动滑翔机在世界范围内成功做出了必不可少的贡献, 卓越的性能使其有在通用和民用飞机上应用的趋势。它的特点主要包括:应用于中等到高应力水平区域、低压固化复合材料、室温固化、费用低和容易修理等。LPC结构通过层压法将纤维织物和湿环氧树脂一起在低大气压力和中等温度下固化得到。大型机体结构体固化温度800C, 在模具外完成。“海星”两栖飞机采用了相似的方法。

2) 高压固化 (HPC) 技术

该方法与LPC相比有其独有的特性。HPC广泛应用于应力和温度要求较高的区域。它的特点包括:应用于高应力和高温区、高压固化复合材料、费用昂贵和修理困难。HPC是由纤维和机体材料组成的半固化预浸料板加工而成。最终的化学复合通过在特制热压罐内施加高温高压得到。

很直观看出来, 本质上是固化压力的不同, 但清楚什么部件、什么时候需要多大压力, 甚至比复合材料制造中的其它方面更重要。因此, 不应草率做出高压固化的决定, 只有在弄清楚成本与技术指标的前提下, 才能决定是否要进行HPC。有的时候, 高压固化所带来的结构效率提高几乎为零, 特别对于薄板和曲率半径的板。目前通用航空设计已经开始提高结构的应力水平, 故正确地选择飞机的制造方法非常重要, 这不仅是技术问题, 也是经济问题。

4 结束语

从复合材料通用飞机的发展, 复合材料的用量越来越大, 已经从复合材料机身发展到全复合材料通用飞机的程度;

通用飞机强调简易性和费用低, 复合材料是唯一适用于小轻型飞机的机体材料;

在满足性能指标前提下, 为了降低成本, 慎用高压固化工艺, 而低压固化是一种非常有吸引力的选择, 投资小, 同时能保持复合材料的特点。

参考文献

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光纤陀螺结构细分及材料优选 第11篇

关键词：光纤陀螺； 有限元； 结构材料； 温度性能； 动态性能

中图分类号： TP 391.9 文献标志码： A doi： 10.3969/j.issn.1005-5630.2015.01.018

Abstract：This paper introduces fiber optic gyroscope （FOG） error caused by the temperature field and stress. Through the subdivision of FOG structure， finite element models for different materials were established. Thermal stress analysis and transient temperature analysis were carried out. We select a representative of the new material beryllium aluminum alloy and invar alloy and compare them with the conventional aluminum alloy. The results show that the use of beryllium aluminum alloy can increase the frequency of the FOG， while increasing the temperature performance of FOG. Invar alloy can greatly reduce the influence of the stress change of the optical fiber coil. The subdivision of FOG structure with the optimization of materials can significantly improve the temperature performance and precision of dynamic output of FOG， which is proven in the experimental test.

Keywords：fiber optic gyroscope（FOG）； finite element； structural materials； temperature performance； dynamic output precision

引 言

随着光纤陀螺的广泛应用，光纤陀螺中各个光电器件对结构的要求不断细化，例如，光纤线圈要求其骨架要有较高的机械强度和很小的热膨胀性；光源要求其安装板有好的散热性能；陀螺基座要有较高的机械强度和好的散热性能；相位调制器（Y波导）要求绝缘；电路板要求有良好的散热，并且与光纤线圈热隔离。

传统光纤陀螺的光纤环骨架既要用于固定光纤线圈、相位调制器、光电探测器、耦合器和电路板，又要作为光纤陀螺的安装基座，所以要求光纤环骨架要有足够的机械强度，不能有太大的热膨胀性。另外，光纤环骨架要进行热设计，使电路板、光源、光电探测器等光电器件产生的热量有良好的导热通道传到光纤陀螺外，尽可能减小光纤线圈温度变化和温变速率。这种情况下，使得在光纤陀螺的结构设计和材料选择上要综合考虑，这极大地降低了这些光电器件的工作性能。

本文按照光纤陀螺中不同光电器件对工作环境的要求将光纤陀螺的结构细分成单独的零件，逐一进行结构优化和材料优选。

1 光纤陀螺基本原理和主要器件的特性

1.1 基本原理

光纤陀螺基于Sagnac效应，即沿闭合光路相向传播的光波返回到起始点干涉后，干涉信号的相位差正比于闭合光路敏感轴的输入角速度。

干涉型光纤陀螺的基本光路如图1所示，由光源、探测器、分束器、准直透镜和光纤线圈构成。从光源发出的光波被分束器分成两束，一束透射过分束器后经准直透镜耦合进光纤线圈后顺时针传播，由光纤线圈出射后经准直透镜准直后透射过分束器。另一束被分束器反射后经准直透镜耦合进光纤线圈后逆时针传播，由光纤线圈出射后经准直透镜准直后被分束器反射。两束光会合时会产生干涉信号，干涉信号的强度随光纤线圈法向的输入角速度变化而变化，通过探测器检测干涉信号的强度变化，可以获得输入的角速度变化。

1.2 光纤线圈

光纤线圈是光纤陀螺中用于敏感输入角速度引起的两相向传播光波之间Sagnac相位差的部件，因而是影响光纤陀螺性能的主要因素。光纤线圈可以分为有骨架和无骨架两种，目前得到广泛工程化应用的是有骨架的光纤线圈。对光纤陀螺有影响的光纤线圈参数主要有光纤线圈的结构参数（包括平均直径、光纤长度、光纤线圈的横截面比例）、损耗、偏振串音、应力分布及光纤线圈的对称性。其中，光纤环骨架的强度、温度变化速率、温度变化下的形变量对光纤线圈的参数影响较大。减小光纤线圈在振动和温变情况下的形变和温变速率可以大幅度提高光纤陀螺的性能。

1.3 Y波导集成光学器件

Y波导是光纤陀螺中的关键器件，它和光纤线圈形成Sagnac干涉仪，它是作为光纤陀螺的专用调制器件出现的，它要对输入的光波进行偏振滤波、对光波进行分束和合束、对光波进行偏置和反馈调制，它对偏振抑制和半波电压稳定性要求高，要防止和探测器输出信号的电子形成串扰误差，实际应用中，可对Y波导进行绝缘安装以提高其抗干扰能力。

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1.4 光 源

光源的作用是为光纤陀螺提供产生Sagnac效应所需的合适光信号，需要其有较高的、稳定的尾纤输出光功率，以提高光纤陀螺的信噪比，这就需要光源有良好的散热环境保证它有较高的温控精度，另外，由光源产生的热也是光纤陀螺主要的噪声源头，因此，在保证其散热良好的前提下，还要尽可能地减少其传到光纤线圈上的热量。

1.5 光电探测器

光电探测器将Sagnac干涉仪返回来的光信号转换为电信号，一般直接焊接在电路板上，通过实验发现，探测器在实际工作中也会产生一定的热量，影响光纤陀螺的性能[1-2] 。

1.6 Shupe效应和弹光效应

在光纤陀螺中，由于外界温度随时间变化，光纤线圈每一点的折射率都随温度变化而变化，而相向传播的两束光波经过该点的时间不同（除光纤线圈中点以外），因此，两束光波经过光纤线圈后由于温度引起的相位变化不同，这个效应最初由Shupe发现，称为Shupe效应。

应力对光纤陀螺的作用主要通过光纤线圈体现。对于常用的保偏光纤，除了内部应力区引起的保持偏振所需要的高双折射外，光纤陀螺在振动、冲击、过载和温变等环境条件下，作用在光纤上的外部机械应力会引起光纤的附加双折射，引起这种双折射的效应称为弹光效应[3-4] 。

1.7 光纤陀螺温度场模型

通过测量光纤陀螺中的各个器件在工作时的温度，得出主要发热器件的温度曲线，再利用ANSYS软件建立起光纤陀螺常温工作状态下的温度模型。SLD（超辐射发光二极管）是光纤陀螺中最主要发热器件，其底部在常温工作状态下的温度曲线如图2所示。光源驱动板用于驱动SLD，其安装面在常温工作状态下的温度曲线如图3所示。

主板上的FPGA芯片和光电探测器发热，也给光纤陀螺带来了一定的误差热源，其安装面在常温工作状态下的温度曲线如图4所示。利用得到的温度数据对光纤陀螺建立接近实际工作状态的温度场有限元模型，分别将以上温度曲线赋予光纤陀螺的光源安装面、光源驱动板安装面和主板安装面，忽略光纤陀螺中热辐射的影响，进行有限元分析。

2 光纤陀螺结构细分和材料优选

2.1 光纤陀螺结构细分

按照光纤陀螺各个光学器件（包括光纤线圈、相位调制器、耦合器、光电探测器、光源）的功能和对使用环境的要求，将光纤陀螺的主体结构细分成光纤环骨架、相位调制器支架、光源底板和基座几部分。如图5所示，为传统光纤陀螺基体和细分后的结构对比。

2.2 光纤陀螺材料优选

针对光纤陀螺各个光学器件对环境的要求，在目前广泛应用的工程材料和近几年在惯性器件行业得到应用的新型材料中进行筛选，选取了铍铝合金和因瓦合金替代原有铝合金，并在建立的温度场模型下对不同材料进行结构热力学分析和瞬态温度分析[5-7]。

铍铝合金具有质量轻、强度高、刚度高、热稳定性好、高韧性、抗腐蚀、结合了铍的低密度与铝的易加工性等许多优良特性，随着航空、航天工业、计算机制造业、汽车工业及高精度、高速度电焊机器制造工业的飞速发展，其已成为一种越来越重要的新型材料[8]。

因瓦合金，是一种镍铁合金，其成分为镍36%，铁63.8%，碳0.2%，它的热膨胀系数极低，能在很宽的温度范围内保持固定长度。绝大多数的金属合金都是在受热时体积膨胀，冷却时体积收缩，但因瓦合金由于它的铁磁性，在一定的温度范围内，具有因瓦效应的反常热膨胀，其膨胀系数极低，有时甚至为零或负值[9-10]。

表1是有限元分析所用到不同材料的主要性能参数。

3 分析结果和试验论证

3.1 分析结果

基座选用目前在航天航空领域得到一定应用的铍铝合金，这种材料的强度和导热性能均优于常用的铝合金，图6是传统铝合金材料和铍铝合金在同等条件下的模态分析对比，表2是计算模型的固有频率。

光纤环骨架选用低膨胀因瓦合金，这种材料的力学性能与铁合金相似，最大的特点是具有极低的线膨胀系数，对于光纤陀螺这种温度变化大的使用环境，可以很好的保证光纤线圈的稳定性。图7是传统铝合金和因瓦合金在相同情况下的热应力变形的分析对比。在同样状况下，因瓦合金热应力变形为1.296×10-6 m，远远小于铝合金4.564×10-5 m。

基座选用铍铝合金，光纤环骨架选用低膨胀因瓦合金，图8是铍铝合金及因瓦合金与传统铝合金材料在同等条件下的瞬态温度分析对比，发现使用铍铝合金可以使光纤线圈更快的达到热平衡，将减小光纤陀螺的启动时间，从而提高光纤陀螺的精度。

3.2 试验论证

采用细分后的新结构和优选的新型材料，加工两台样机，保证各个光电器件与现有成熟陀螺状态一致，随机选取一只现有陀螺与两台样机分别做温度定点和随机振动试验，对比陀螺输出曲线，见图9和图10。

将试验数据进行对比，看到样机的启动时间为10 s左右，零偏稳定性为0.1（°）/h，相比成熟的光纤陀螺启动时间为60 s，零偏稳定性为0.13（°）/h，都有大幅度减小，证明将光纤陀螺的结构细分和材料优选对其温度性能有一定提高。

将试验数据进行对比，看到样机的随机振动振动中与振动前后的零偏极差为0.05～0.1（°）/h，成熟光纤陀螺的随机振动振动中与振动前后的零偏极差为0.01～0.03（°）/h，证明结构细分和材料优选对光纤陀螺的振动性能也有一定改善。

4 结 论

通过对光纤陀螺结构的细分，并对光纤陀螺实际工作状态建立温度场模型，选用铍铝合金和因瓦合金代替传统的铝合金，利用ANSYS Workbench软件针对优选的材料分别进行模态分析、热应力分析和瞬态温度分析，获得了对实际研究有指导意义的结论，运用得到的结果，对陀螺结构进行结构改进，减小光纤环的温度漂移、启动时间和热应力变形，最终提高光纤陀螺精度，意义重大。

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（编辑：张 磊）

复合材料结构件 第12篇

关键词：加筋板,蜂窝夹芯,压缩稳定性

襟翼是飞机中的重要结构, 主要包括襟翼翼面、襟翼运动机构和襟翼整流罩。襟翼可通过运动机构实现起飞、巡航、复飞和着陆四个状态, 以满足飞机不同工况下的升力需求, 从而提高飞机的起飞、着陆性能。襟翼翼面是飞机上重要的升力部件。气流流过翼面的特定外形产生压力差进而产生升力。为承受升力, 襟翼翼面必须有足够的刚度和稳定性。现代飞机襟翼翼面常采用复合材料, 主要是因为复合材料相对于传统铝合金有较高比模量、比强度, 合理的设计可以显著减轻复合材料结构重量, 提高飞机的经济型[1]。

对于复合材料襟翼壁板结构, 一般采用整体壁板形式, 有一定厚度并承受翼面的主要载荷。翼面的主要载荷是气动载荷、自身的惯性载荷、操纵机构的操纵力和支座的支反力。根据襟翼翼面受载特点, 襟翼壁板主要破坏模式是总体失稳和局部失稳。目前飞机襟翼壁板结构主要有两种形式:一种是加筋板结构, 另一种是蜂窝夹芯结构。而加筋板结构则因横截面形状不同, 分为“T”型加筋和“I”型加筋等结构。本文对这两种壁板结构形式在压缩载荷下的力学性能进行研究, 为襟翼壁板结构选型设计提供参考。

1襟翼壁板压缩试验

襟翼壁板结构的压缩试验主要考察襟翼壁板结构在压缩载荷作用下的稳定性和后屈曲承载能力。

1.1试验件

考虑到试验载荷的施加方式和试验件的考察段, 确定试验件尺寸如下:长500mm, 宽350mm, 两头夹持部分为50mm。试验件截面具体示意图如下 (图1-图3) :

以上三类试验件, T型与I型加筋板的截面积相同, 加筋板和蜂窝壁板的铺层相同, 蜂窝夹芯壁板有三种蜂窝密度, 以研究蜂窝壁板压缩承载能力与蜂窝密度之间的关系。

1.2试验原理

襟翼壁板压缩试验是典型的结构压缩稳定性试验。该试验主要是在压力机上进行, 试验件两侧边不施加约束, 通过端头施加压力达到压缩试验目的。在试验过程中, 需要先施加一个小载荷, 记录下试验件前后对称位置的应变片的应变数据, 通过不断调整试验件的位置, 使得前后对称的应变片的应变大致相等, 从而保证试验件承受的是纯压缩载荷, 而没有附加弯矩。下图4是试验方案的示意图。

2试验结果及分析

在压缩试验的过程中, 需对载荷、应变片的应变数据及位移进行测定。下表1中给出不同结构形式襟翼壁板破坏载荷值及加载端位移情况, 破坏载荷是指试验件在加载过程中发生断裂导致承载能力大幅下降时的载荷, 表中的等效破坏载荷为破坏载荷除以试验件截面面积。

对于蜂窝夹芯壁板, 主要的破坏形式是壁板中部弯曲折断或壁板下端靠中部弯曲折断;T型长桁壁板, 主要破坏形式是中部弯曲折断, 蒙皮长桁分离;I型长桁壁板, 主要破坏形式是壁板中部弯曲折断。在加载过程中, 可以观察到, 当加载载荷到达一定值时, I型和T型长桁壁板突然破坏, 失去承载能力;而对于蜂窝夹芯壁板发生屈曲后, 载荷会下降一半左右, 并不会失去承载能力, 可继续加载直至结构最后完全破坏, 失去承载能力。通过对试验件上粘贴的应变片数据进行分析, 发现当加载至一定载荷时, 贴于壁板中部前后面的应变片的载荷-应变曲线会分叉, 说明壁板发生屈曲, 但此时壁板能够继续承载, 直到发生弯曲折断。

3结论

通过以上的分析, 可知对于截面面积相同的I型长桁和T型长桁, I型长桁结构襟翼壁板的压缩承载能力比T型长桁结构襟翼壁板的压缩承载能力高。在相同的壁板铺层条件下, 加筋壁板的压缩承载能力要高于蜂窝夹芯襟翼壁板的压缩承载能力。随着蜂窝密度的增加, 蜂窝壁板承受压缩载荷的能力增大。在壁板承受压缩载荷过程中, 壁板会先发生屈曲, 但能继续承载, 直到壁板整体弯曲折断, 失去承载能力。

以上研究只是分析了不同结构形式襟翼壁板压缩承载能力, 为飞机襟翼设计提供参考。在实际的飞机设计中, 飞机复合材料的翼面设计除满足结构的功能性外, 还需考虑其他因素, 如工艺、重量、维修、可靠性和经济性等等。例如, 蜂窝壁板相对于加筋壁板重量要轻, 同时蜂窝夹层结构相对于加筋壁板来说有吸音降噪功能, 对50~200HZ的低频振动噪音有隔绝作用[2,3], 在民机设计中需要考虑这一点。

参考文献

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