【摘要】：樹脂基復(fù)合材料以其較高的比強(qiáng)度、比模量以及較強(qiáng)的可設(shè)計(jì)性等特點(diǎn)廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域中。先進(jìn)樹脂基復(fù)合材料的用量已經(jīng)成為衡量航空器先進(jìn)性的重要標(biāo)志。熱固化成型作為樹脂基復(fù)合材料成型的主要方式,固化工藝在很大程度上決定了復(fù)合材料構(gòu)件的質(zhì)量和性能。樹脂基復(fù)合材料在固化過程中,由于受到環(huán)境因素、材料的熱脹冷縮、樹脂的固化收縮以及和模具的相互作用等因素的影響,材料內(nèi)部會形成復(fù)雜的溫度場,導(dǎo)致復(fù)合材料固化不均勻,從而產(chǎn)生殘余應(yīng)力,構(gòu)件在固化結(jié)束脫模后由于殘余應(yīng)力的作用產(chǎn)生固化變形,嚴(yán)重影響構(gòu)件的質(zhì)量和幾何精度。因此,研究復(fù)合材料的固化變形對提高產(chǎn)品質(zhì)量和降低生產(chǎn)成本具有重要意義。本文基于熱補(bǔ)儀固化工藝,建立了樹脂基復(fù)合材料熱固化物理模型。根據(jù)固化動力學(xué)、傳熱學(xué)和彈性力學(xué)等理論建立了計(jì)算復(fù)合材料熱固化過程中各場變量的數(shù)學(xué)模型。計(jì)算了層合板的溫度場和固化度場,并且通過和參考文獻(xiàn)中的實(shí)驗(yàn)結(jié)果對比驗(yàn)證了熱傳導(dǎo)和固化動力學(xué)模型的可行性和精度。計(jì)算了在固化過程中層合板上表面采用不同的熱邊界條件對不同厚度層合板固化過程的影響,計(jì)算結(jié)果表明:層合板上表面采用定溫邊界條件時(shí),層合板峰值溫度和溫度梯度最低;層合板上表面采用絕熱邊界條件時(shí),峰值溫度和溫度梯度最高;層合板厚度越大,峰值溫度越高,溫度梯度越大。計(jì)算了在是否考慮模具-構(gòu)件相互作用情況下C型構(gòu)件的固化變形量,結(jié)果表明當(dāng)考慮模具的導(dǎo)熱和熱膨脹作用時(shí)計(jì)算結(jié)果更加接近實(shí)驗(yàn)值。計(jì)算了固化工藝參數(shù)和復(fù)合材料性能參數(shù)對C型構(gòu)件固化變形的影響,計(jì)算結(jié)果表明:樹脂固化收縮率和纖維體積分?jǐn)?shù)對復(fù)合材料C型構(gòu)件變形影響較大,樹脂的固化收縮率越高,構(gòu)件的固化變形越大,固化收縮率與固化變形呈線性正相關(guān);復(fù)合材料的纖維體積分?jǐn)?shù)越大,構(gòu)件的固化變形越小;隨著固化溫度的增加、升溫和降溫速率的提高,構(gòu)件的固化變形略微增大,但總體影響較小。根據(jù)C型構(gòu)件的固化變形參數(shù),提出了對模具形面進(jìn)行補(bǔ)償優(yōu)化的方法,通過數(shù)值計(jì)算發(fā)現(xiàn)該補(bǔ)償方法能夠明顯的降低構(gòu)件的固化變形。
【學(xué)位授予單位】：中國民用航空飛行學(xué)院
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類號】：V258;TB33
【圖文】：

圖 1.2 波音 787 飛機(jī)的機(jī)身材料分布以及材料所占比重但是復(fù)合材料也存在一些缺點(diǎn)，如材料的工藝穩(wěn)定性差、材料性能分散性大()、抗沖擊能力低和層間剪切強(qiáng)度差等[7]，所以需要根據(jù)復(fù)合材料構(gòu)件的特點(diǎn)對

熱補(bǔ)儀面板(a)和固化程序編輯界面(b)

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本文編號：2728443