中国商飞完成首次干线飞机级复合材料机翼盒段静力和损伤容限试验

正根据新华社报道,中国商飞公司22日宣布,复合材料机翼典型盒段静力和损伤容限试验在中国商飞北京民用飞机技术研究中心全部完成,验证了结构设计方案和强度分析方法,满足CCAR-25-R4相关适航条款要求,标志着我国已经掌握满足国际民机适航要求的大型民机复合材料主承力结构强度验证能力。复合材料在大型民机主承力结构上的应用比例,已成为     

通用航空复合材料维修及适航验证的进展及探讨

纤维树脂基复合材料结构在通用航空器中的大量应用可以带来诸多优势,但同时也伴随着在使用中出现的各种损伤类型及后期的维修难题。通用航空器复合材料维修后的适航验证与审定是保证维修有效性与符合性的关键,是保持与恢复航空器固有可靠性与安全性的合格性鉴定。本文对比了欧美航空发达国家与我国在民机复合材料应用与维修领域发展上的差异,包括技术水平状况、工程应用积累、成果形式等的基础,指出现阶段我国应前瞻性地考虑民机尤其是通用航空器复合材料应用与维修的适航验证与审定所涉及相关基础理论与关键技术,为进口运输机上复合材料的超手册维修、通用飞机及国产民机的复合材料维修的适航验证与审定做好技术储备,并获得更多的自主知识产权。     

ARJ21-700首个复合材料部件疲劳试验开试

正中国商用飞机有限责任公司网站近日报道,ARJ21-700飞机翼梢小翼疲劳及损伤容限试验的高风险项目——118%极限载荷静力试验顺利完成。此次试验是ARJ21-700飞机第一个开试的复合材料部件疲劳试验。试验的顺利完成,一方面为复合材料翼梢小翼结构强度的适航验证奠定了坚实的基础,另一方面也为我国民机复合材料专业积累了宝贵的经验,并将直接应用于C919飞机的详细设计与试验设计之     

含分层损伤复合材料结构振动特性及适航审定

文章对国内外含损伤复合材料层合板振动特性的研究进展进行了概述,介绍了复合材料振动的理论分析方法及分层损伤对振动特性的影响;介绍了与层合板振动特性相关的适航审定条款,概述了层合结构振动特性变化对结构适航性的影响;进而提出了需要进一步做好分层损伤改变振动特性机理的研究,加强含分层损伤复合材料结构对飞机具体结构的影响和相关适航审定研究,以及机身框复合材料层合结构振动特性的研究。     

复合材料机身曲板静力试验声发射监测研究

飞机机身曲板静力试验对于飞机静强度设计及验证至关重要,本文选取某型飞机复合材料机身曲板静力试验平台,利用声发射监测复合材料机身曲板在压缩剪切复合载荷下的裂纹萌生和裂纹扩展,综合采用撞击数分析、幅值分析和能量分析等多参数分析技术,结合波形分析技术和基于空间滤波的面定位分析技术,分析了复合材料机身曲板静力试验中的声发射信号,详细分析了裂纹萌生的起始位置和裂纹扩展过程中的损伤演化过程,为某型飞机机身曲板静强度设计及验证提供数据支持,其结果具有重要参考价值和指导意义。     

声发射技术在复合材料机身框静力试验中的应用

声发射(AE)技术是一种新型在线、动态无损检测技术,适用于各种材料和结构的损伤识别。为满足复合材料机身框架对接结构在静力试验过程中的在线监测要求,本文采用了声发射(AE)技术对其进行全程监测。通过分析试验过程中采集到的声发射信号和应变响应,文章研究了复合材料机身框架对接结构在静力试验过程中的损伤演化过程。结合应变结果,利用声发射幅值、累积能量等声发射特征参数,文章得出了试验件在静力试验过程中历经的5个不同损伤阶段和相应的损伤类型。     

基于CBR的复合材料构件适航维修知识库构建

针对复合材料结构适航维修经验知识依赖性强、知识重用困难的问题,提出了构建复合材料结构适航维修知识库这一解决方案。首先基于案例推理(Case Based Reasoning,简称"CBR")的方法系统构建了复合材料结构适航维修知识库框架。然后在复合材料结构适航维修案例组成特征分析的基础上,建立了案例表示模型,基于案例表示模型构建了案例检索的语义检索索引和属性值检索索引并设计了相应的相似性评价方法。最后定制了数字化维修模板以实现适航维修知识的应用。实验结果表明,该系统能有效重用复合材料结构适航维修知识,有利于提升适航维修的质量与可靠性。     

民用飞机复合材料垂尾积木式试验研究

A C20-107B建议复合材料结构的适航符合性验证采用积木式试验的方法,全面而合理的试验规划和矩阵设计就成为是否符合积木式试验要求的关键.结合民用飞机复合材料垂尾的结构特点和方案,对复合材料垂尾的积木式试验进行初步试验规划,并给出了试验矩阵设计的原则和思路,用于对复合材料的积木式试验提供指导和借鉴.     

复合材料滑橇式起落架落震性能分析

针对复合材料滑橇式起落架,设计落震平台试验系统,并进行落震试验。基于ABAQUS/Explict分析模块,二次开发定义材料用户子程序VUMAT,引入损伤判据以及材料刚度折减方案,建立复合材料滑橇式起落架的渐进损伤分析方法,数值结果与试验结果吻合较好,验证了模型的有效性。结果表明:复合材料滑橇式起落架在落震过程中,机身与滑橇连接处和复合材料铺层变厚度区域应力应变偏高。在工况二下,复合材料滑橇式起落架在着陆之后,抱箍连接处会产生一定的基体损伤。     

中航工业人大代表建议:民机发展 适航先行

正适航标准是一个国家民机生产和使用的重要规章,它对保证民机安全起着至关重要的作用。我国通过引用欧美等发达国家的适航管理体系和理念,逐步建成了适合我国民机产业发展实际状况的适航标准和体系。随着我国民用航空产业的迅速发展,在目前的适航体系下,如果不能自我创新、完善,一直照搬国外适航体系,不仅不能满足我国民机产业高速发展的需求,同时也将会对我国民用航空工业产生约束。     

准静态压痕力作用下复合材料层压板损伤分析方法

飞机在服役过程中复合材料结构常常会受到外界作用而产生内部损伤,严重降低结构的承载能力,给飞机安全带来巨大的威胁,因此,复合材料界一直致力于复合材料结构的损伤容限分析方法的研究。目前国内外通常采用准静态压痕与低速落锤冲击试验方法进行复合材料结构损伤引入,本文针对在准静态压痕力作用下复合材料损伤问题,建立了准静态压痕力作用下层压板的损伤分析模型,对复合材料损伤分布形式、损伤扩展等问题进行分析,并通过试验进行了验证,形成了用于准静态压痕力作用下复合材料层压板损伤分析方法。     

复合材料结构修理

叙述了复合材料的缺陷和损伤的分类,以及损伤容限和修理要求,特别是修理方法等也分别作了论述。此外建议仔细阅读美国的FAA AC20-107B等文件,因持续适航的需要。     

碳纤维/PMI复合材料在湿热环境下的损伤扩展分析

运用三点弯曲试验研究和数值模拟的方法对新型材料碳纤维/PMI泡沫夹芯复合材料在高温湿热的弯曲性能以及损伤扩展进行了分析。研究结果表明：复合材料在高温湿热下的弯曲破坏载荷误差为9.13‰,预测了复合材料在湿热环境下的最大破坏载荷和破坏趋势。同时发现复合材料在湿热环境下的破坏机制：夹芯结构首先发生芯层压缩失效,然后才是剪切失效,结构最后的破坏是由剪切失效引起的,损伤扩展过程与试验保持一致。     

小型无人机复合材料机身壁板与梁整体制造工艺

通过介绍无人机复合材料机身的结构特点、传统制造工艺方法以及工艺所存在的诸多问题,介绍了一种中小型无人机机身复合材料整体压力垫的制造工艺,以及复合材料蜂窝夹芯板件与梁整体共固化的工艺过程,可以用于典型的梁框蜂窝夹芯结构的整体制造。结果表明,通过与传统工艺对比,可以降低无人机的生产成本,提高复合材料制件的表面质量,缩短零部件生产周期。     

碳纤维复合材料纵梁承载与吸能特性研究

为验证某轨道交通车辆碳纤维复合材料纵梁的设计值是否满足实际工况要求,采用有限元分析,依据某轨道交通车辆纵梁运营工况的要求,设定了试件连接区域、加载工况及加载点,进行了100%和130%限制载荷试验以及两种工况下的极限载荷试验,并在130%限制载荷试验基础上继续做破坏试验。试验结果显示：在限制载荷试验中,试件未发出明显的响声,试验结束后试件没有发生破坏、纤维分层、开裂等损伤现象,同时加载连接处未发生破坏,表明该试件满足轨道交通车辆实际运营工况要求;破坏试验加载至300%限制载荷,试件整体结构完好,表面未出现明显损伤,加载至500%限制载荷时,夹具出现破坏,试件目测完好无损,整体结构完好,表面未出现明显的损伤,表明该结构的碳纤维复合材料纵梁设计安全裕度较大。     

薄壁铝内衬缠绕高压复合材料气瓶的疲劳及爆破性能研究

为研制高结构效率的复合材料气瓶,采用T700碳纤维/环氧树脂体系在薄壁铝金属内衬上缠绕成型复合气瓶,对其进行了水压自紧试验,100次0～36MPa水压疲劳试验以及水压爆破试验,并且采用声发射、应变测试等方法对试验过程进行检测。结果表明,经过水压自紧试验后复合材料气瓶具有较好的疲劳性能,100次疲劳对气瓶的损伤较少,并且经过疲劳后的气瓶爆破压强仍然达到88MPa,具有较高的结构效率。     

复合材料机身加筋壁板选型研究

针对复合材料机身加筋壁板构型选择问题,通过初步选型、优化分析以及试验验证3种形式的结合研究,对复合材料机身加筋壁板提出了两点设计建议:(1)相同质量下,帽型长桁壁板的承载能力大于T型长桁的承载能力;(2)相同质量下,相同的帽型长桁加筋板,长桁间距200 mm的壁板承载能力大于长桁间距250 mm的壁板。     

固体火箭发动机炭/炭复合材料喉衬烧蚀行为研究

从固体火箭发动机炭/炭复合材料喉衬烧蚀后的形貌和结构特性出发,采用扫描电子显微镜、高分辨透射电子显微镜、元素分析仪等表征分析了炭/炭复合材料烧蚀后的微观结构形貌、纤维损伤程度、纤维和基体的界面结合状态、沉积粒子含量以及喉衬密度等,探究了烧蚀温度、压力及推进剂种类等因素对炭/炭复合材料烧蚀后微观结构的影响,并结合材料的构效关系进一步分析了炭/炭复合材料喉衬构件不同部位的损伤机理。对固体火箭发动机喉衬构件在复杂热力学环境下的工程设计方面具有重要意义。     

C919完成复合材料后机身强度研究静力疲劳试验

12月4日下午,C919飞机后机身强度研究UM01080VAlE(以下简称UM)情况承载能力试验在强度所顺利完成。标志着历时19个月的C919飞机七大部件之一的复合材料后机身强度研究静力疲劳试验项目全部完成。C919飞机复合材料后机身强度研究静力疲劳试验共包含9种载荷情况12个工况的静力试验及后压力框15万次充     

复合材料机身壁板连接分析及轻量化设计

对复合材料机身壁板的单钉连接、多钉连接和胶接三种形式进行结构损伤分析,基于Hashin准则对基体和纤维的起始损伤进行判定,分析了纵向拉伸载荷下的失效模式。采用Optistruct对机身壁板进行了轻量化设计,在满足力学性能和制造工艺的要求下,对复合材料进行非均匀铺层优化,通过自由尺寸优化确定铺层数量,尺寸优化确定铺层厚度,优化铺层顺序获取最优材料性能,实现减轻结构重量的目标。通过优化设计,机身结构在满足强度、刚度和制造工艺要求的前提下重量得到大幅降低。