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通過單軸拉伸試驗(yàn)、撕裂試驗(yàn)、雙軸拉伸試驗(yàn)以及徐變試驗(yàn),對膨體聚四氟纖維(ePT-FE)膜材進(jìn)行了力學(xué)性能試驗(yàn)研究,得到了不同溫度下ePTFE膜材的抗拉強(qiáng)度、焊接強(qiáng)度、撕裂強(qiáng)度、雙軸拉伸性模量、泊松比、徐變延伸率.結(jié)果表明:ePTFE膜材經(jīng)緯兩向強(qiáng)度基本相同,經(jīng)向延伸率大于緯向延伸率;60℃時抗拉強(qiáng)度約為20℃時的60%,焊接后經(jīng)向抗拉強(qiáng)度下降不大,但緯向焊接強(qiáng)度約下降20%;撕裂強(qiáng)度高于其織物類膜材,雙軸性模量較小;經(jīng)向徐變延伸率大于緯向徐變延伸率,徐變緩慢.
為減輕復(fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼的結(jié)構(gòu)質(zhì)量,利用MSC.PATRAN和MSC.NASTRAN建立大展弦比機(jī)翼結(jié)構(gòu)布局優(yōu)化設(shè)計(jì)的二級優(yōu)化方法:級以機(jī)翼的剛度為目標(biāo),采用響應(yīng)面法對翼梁位置進(jìn)行優(yōu)化;第二級以機(jī)翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量為目標(biāo)函數(shù),采用遺傳算法對機(jī)翼各元件的鋪層參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化。通過對某型大展弦比無人機(jī)機(jī)翼進(jìn)行結(jié)構(gòu)布局優(yōu)化設(shè)計(jì),結(jié)果表明提出的大展弦比無人機(jī)機(jī)翼二級優(yōu)化方法能夠在滿足強(qiáng)度、剛度性能設(shè)計(jì)要求的前提下,減輕約25%的結(jié)構(gòu)質(zhì)量,減重效果明顯。
應(yīng)用真空導(dǎo)入成型技術(shù)制作大型碳纖維復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件是大型化風(fēng)電葉片制造技術(shù)的一個重要發(fā)展方向。由于碳纖維預(yù)成型體的可滲透性遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于玻纖預(yù)成型體,因此具有特殊性能的樹脂是這一技術(shù)成功的關(guān)鍵。本文系統(tǒng)分析了三種專用樹脂體系的適用期、固化行為和力學(xué)性能,并與普通玻纖用樹脂進(jìn)行了對比。分析結(jié)果表明,三種專用樹脂的適用期長短不一,但都大于普通樹脂;酸酐體系固化過程中性能建立慢的特點(diǎn),使其在大型結(jié)構(gòu)件的應(yīng)用中存在風(fēng)險(xiǎn);預(yù)成型體預(yù)熱有助于獲得高纖維體積含量和力學(xué)性能更佳的碳纖維復(fù)合材料。