国外航空复合材料现状研究论文

2.5D编织复合材料采用机织或编织成型, 通过纬纱和经纱之间缠绕形成互锁, 纤维束在厚度方向上以一定角度进行交织, 使材料具有更好的整体性, 因而具有良好的剪切性能及很强的可设计性。2.5D编织复合材料避免了2D编织复合材料层间性能差和3D编织复合材料工艺复杂的缺点, 降低了制造成本、缩短了生产周期, 且易于制备回转构件, 如头锥、壳体等复杂结构件。近年来, 陶瓷基2.5D编织复合材料因具有优异的耐烧蚀性和透波特性, 在航空、航天领域受到越来越多研究者的关注[ 1 ～ 6] 。在国外, Dalmaz等[ 2] 采用超声技术测量了2.5DC/SiC编织复合材料的9个独立弹性常数, 还基于Eshelby模型预测了材料的等效弹性模量, 并与实验相吻合。Boitier等[ 3 ～ 5]针对2.5DC/SiC编织复合材料进行了拉伸蠕变实验, 并通过TEM和高分辨率扫描电镜(HREM)对材料的微观结构及其演化规律进行了观察。在国内,Ma等[ 6]针对CVI工艺制备的2.5DC/SiC复合材料的微观结构进行了表征, 并沿经纱和纬纱方向对材料进行了拉伸实验, 结果显示其应力—应变曲线具有明显的非线性特征。郑君等[ 7] 基于经纱矩形截面及纬纱双凸透镜截面假设, 分析了2.5D机织复合材料的细观结构, 考虑了经密和纬密的变化, 建立了该复合材料的单胞几何模型。董伟锋等[ 8 ～ 9] 分别通过刚度平均法和有限元法预测了2.5D层与层浅交弯联编织复合材料的弹性性能随编织参数的变化规律。目前, 关于2.5D编织复合材料细观结构的研究大多认为纬纱沿厚度方向整齐排列, 没有考虑复合材料成型后的结构变化。而实际成型后的2.5D编织复合材料结构与预制件有较大的差异, 由于纤维束之间的挤压使得编织结构通过纤维之间的滑动达到较稳定的构型, 因此对成型后的2.5D编织复合材料细观结构的研究对于正确认识材料的力学性能具有重要的意义。一篇文章上看到的名字叫“2 .5D编织复合材料细观结构及弹性性能”

T300 碳纤维/树脂基复合材料已经在飞行器上广泛作为结构材料使用，目前应用较多的为拉伸强度达到5.5GPa，断裂应变高出T300 碳纤维的30％的高强度中模量碳纤维T800H纤维。军品碳纤维增强树脂基复合材料是生产武器装备的重要材料。在战斗机和直升机上，碳纤维复合材料应用于战机主结构、次结构件和战机特殊部位的特种功能部件。国外将碳纤维/环氧和碳纤维/双马复合材料应用在战机机身、主翼、垂尾翼、平尾翼及蒙皮等部位，起到了明显的减重作用，大大提高了抗疲劳、耐腐蚀等性能，数据显示采用复合材料结构的前机身段，可比金属结构减轻质量31.5%，减少零件61.5%，减少紧固件61.3%；复合材料垂直安定面可减轻质量32.24%。用军机战术技术性能的重要指标，结构重量系数来衡量，国外第四代军机的结构重量系数已达到27～28%。未来以F-22为目标的背景机复合材料用量比例需求为35%左右，其中碳纤维复合材料将成为主体材料。国外一些轻型飞机和无人驾驶飞机，已实现了结构的复合材料化。目前主要使用的是T300级和T700级小丝束碳纤维增强的复合材料