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拉应力对玻璃纤维增强聚合物基复合材料介电强度的影响

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复合材料学报 2012年第6期29卷 73-77页

作者：于涛刘钧肖加余国防科学技术大学航天与材料工程学院长沙410073

在拉应力条件下,测试了聚合物基体和单向玻璃纤维增强聚合物基复合材料的介电强度,探索了聚合物基体和玻璃纤维/聚合物复合材料的介电强度与拉应力的关系,提出并证明了聚合物基体的介电强度与拉应力呈负指数关系,复合材料中纤维与基体... 详细信息

在拉应力条件下,测试了聚合物基体和单向玻璃纤维增强聚合物基复合材料的介电强度,探索了聚合物基体和玻璃纤维/聚合物复合材料的介电强度与拉应力的关系,提出并证明了聚合物基体的介电强度与拉应力呈负指数关系,复合材料中纤维与基体的界面是影响材料介电强度的主要因素。

关键词：拉应力介电强度单向玻璃纤维聚合物复合材料

聚碳硅烷表面张力的测定及其对纤维异形度的影响机理

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国防科技大学学报 2004年第4期26卷 68-71页

作者：薛金根肖加余王应德蓝新艳国防科技大学航天与材料工程学院湖南长沙410073

采用改进的滴重法测定了先驱体聚碳硅烷(PCS)的表面张力,并探讨了表面张力对三叶形聚碳硅烷原丝异形度的影响机理。通过对纤维截面形貌的扫描电镜分析,发现表面张力对三叶形PCS纤维异形截面的形成有着较大的影响,它和粘滞阻力相互竞争... 详细信息

采用改进的滴重法测定了先驱体聚碳硅烷(PCS)的表面张力,并探讨了表面张力对三叶形聚碳硅烷原丝异形度的影响机理。通过对纤维截面形貌的扫描电镜分析,发现表面张力对三叶形PCS纤维异形截面的形成有着较大的影响,它和粘滞阻力相互竞争的共同作用决定了三叶形PCS纤维异形度的大小。研究表明,先驱体PCS的表面张力与温度基本上呈线性关系,温度越高,PCS的表面张力就越小。

关键词：聚碳硅烷表面张力纤维异形度

活性填料在先驱体转化法纤维增强陶瓷基复合材料中的应用II——复合材料的制备及其表征

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复合材料学报 2003年第1期20卷 27-32页

作者：谢征芳陈朝辉肖加余国防科技大学航天与材料工程学院长沙410073

　将活性填料Al应用到吉林碳纤维(JC)和M40JB纤维增强先驱体转化SiC陶瓷基复合材料的制备中。研究表明,经过7个周期的致密化处理,当复合材料素坯中不含活性填料时,JC增强复合材料比M40JB增强复合材料有更高的弯曲强度,因此,JC纤维更适... 详细信息

　将活性填料Al应用到吉林碳纤维(JC)和M40JB纤维增强先驱体转化SiC陶瓷基复合材料的制备中。研究表明,经过7个周期的致密化处理,当复合材料素坯中不含活性填料时,JC增强复合材料比M40JB增强复合材料有更高的弯曲强度,因此,JC纤维更适合用作先驱体转化陶瓷基复合材料的增强纤维;当复合材料素坯中含有活性填料Al时,由于Al与碳纤维发生碳化反应,使纤维受损,在纤维与基体之间形成不良的界面结合,导致复合材料的强度发生退化。图象分析表明,M40JB与Al的反应层厚度约为0.94μm。为了防止碳纤维与Al发生反应,应对碳纤维进行适当的表面处理。

关键词：活性填料先驱体转化法纤维增强 SiC陶瓷基复合材料碳纤维聚碳硅烷铝碳化硅

纳米SiO_2改性环氧树脂及其复合材料性能研究

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功能材料 2012年第22期43卷 3045-3048,3053页

作者：王春齐江大志肖加余国防科学技术大学航天与材料工程学院湖南长沙410073

先采用机械搅拌和超声分散方式在环氧树脂中分散纳米SiO2微粒,通过扫描电镜表征断面的形貌来分析纳米SiO2分散效果,再采用力学性能测试,研究纳米SiO2对环氧树脂及其玻璃纤维增强复合材料性能的影响,结果表明,超声分散效果明显优于机械... 详细信息

先采用机械搅拌和超声分散方式在环氧树脂中分散纳米SiO2微粒,通过扫描电镜表征断面的形貌来分析纳米SiO2分散效果,再采用力学性能测试,研究纳米SiO2对环氧树脂及其玻璃纤维增强复合材料性能的影响,结果表明,超声分散效果明显优于机械搅拌分散;纳米SiO2含量对分散效果、环氧树脂及其复合材料力学性能具有显著影响;采用超声分散的1%(质量分数)纳米SiO2改性环氧树脂浇铸体的弯曲强度比未改性的提高了21.2%,其玻璃纤维增强复合材料的弯曲和拉伸强度分别提高了9.7%和7.9%,但层间剪切强度则降低了10.6%。

关键词：纳米SiO2 环氧树脂复合材料力学性能

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活性填料对聚碳硅烷裂解陶瓷性能的影响

硅酸盐学报 2002年第3期30卷 382-386页

作者：谢征芳陈朝辉肖加余国防科技大学航天与材料工程学院长沙410073

研究了裂解温度对活性填料Al-聚碳硅烷裂解陶瓷的线收缩率、陶瓷产率、力学性能等的影响 .研究表明 ,随着裂解温度升高 ,材料的线收缩率、陶瓷烧成体的密度、陶瓷产率、力学性能和微观结构均随温度升高而发生变化 .活性填料Al在先驱体... 详细信息

研究了裂解温度对活性填料Al-聚碳硅烷裂解陶瓷的线收缩率、陶瓷产率、力学性能等的影响 .研究表明 ,随着裂解温度升高 ,材料的线收缩率、陶瓷烧成体的密度、陶瓷产率、力学性能和微观结构均随温度升高而发生变化 .活性填料Al在先驱体裂解过程中熔融并反应生成AlN ,从而提高了体系的陶瓷产率 ,反应产生体积膨胀效应 ,抑制了坯体在裂解中的线收缩率 ,所形成的微观结构有利于提高材料的力学性能 .当裂解温度为 10 0 0℃时 ,体系的陶瓷产率约为 115 % ,体系的线收缩为 -0 .97% ,材料的三点弯曲强度约为 2 12MPa .而不含活性填料体系的陶瓷产率、烧结收缩率和三点弯曲强度分别为 65 % ,1.49%和 64MPa .

关键词：活性填料聚碳硅烷裂解陶瓷性能陶瓷先驱体裂解温度线性缩率弯曲强度微观结构铝

Al/SiC/PCS先驱体裂解-反应机理研究

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硅酸盐学报 2002年第4期30卷 474-481页

作者：谢征芳王军肖加余陈朝辉国防科技大学航天与材料工程学院长沙410073

以热重 -差热 (TG -DTA)、流动氮气气氛中不同裂解温度下产物的X射线衍射 (XRD)和元素线扫描 (ELEM)方法研究了含活性填料Al,惰性填料SiC的聚碳硅烷 (PCS)先驱体的裂解 -反应机理。研究表明 ,PCS的裂解从 40 0℃左右开始 ,80 0℃时基本... 详细信息

以热重 -差热 (TG -DTA)、流动氮气气氛中不同裂解温度下产物的X射线衍射 (XRD)和元素线扫描 (ELEM)方法研究了含活性填料Al,惰性填料SiC的聚碳硅烷 (PCS)先驱体的裂解 -反应机理。研究表明 ,PCS的裂解从 40 0℃左右开始 ,80 0℃时基本完全。体系由于裂解产生挥发性小分子而失重。当体系中含有PCS特别是SiC微粉时 ,Al的氮化温度会大大下降 ,转化率大大提高 ,SiC起着类似催化剂的作用。当裂解温度升高至 60 0℃时 ,Al微粉开始熔化 ,与SiC或PCS的中间裂解产物 [PCS]作用 ,形成中间体 [AlaCb]和 [Si]。随着温度的升高 ,中间体与保护气氛N2 发生氮化反应 ,形成AlN和SiC。当裂解温度上升至 10 0 0℃时 ,反应基本完成。

关键词： Al/SiC/PCS 陶瓷先驱体活性填料裂解-反应机理元素线扫描

ZnO/E-51复合涂料上超疏水表面的制备

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功能材料 2012年第14期43卷 1955-1959页

作者：王春齐江大志肖加余国防科学技术大学航天与材料工程学院湖南长沙410073

采用ZnO和环氧树脂机械搅拌制备ZnO/E-51复合涂料,通过真空袋压、室温固化成型,再通过化学刻蚀与表面修饰,在ZnO/E-51复合涂料上制备出超疏水表面。采用扫描电镜和动/静态接触角分析仪,表征表面的形貌和疏水性。结果表明化学刻蚀在复合... 详细信息

采用ZnO和环氧树脂机械搅拌制备ZnO/E-51复合涂料,通过真空袋压、室温固化成型,再通过化学刻蚀与表面修饰,在ZnO/E-51复合涂料上制备出超疏水表面。采用扫描电镜和动/静态接触角分析仪,表征表面的形貌和疏水性。结果表明化学刻蚀在复合涂料表面构建了具有微-纳米尺度二元粗糙结构;采用1%(质量分数)的硬脂酸修饰,可改变复合涂料表面微-纳米尺度二元粗糙结构,影响表面的疏水性能,当修饰时间为30min时,其表面与水的平均接触角最高达152.21°。

关键词： ZnO/E-51复合涂料化学刻蚀表面修饰超疏水

边界条件对复合材料层合板准静态压痕损伤的影响

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国防科技大学学报 2016年第1期38卷 15-19页

作者：邢素丽唐俊肖加余国防科技大学航天科学与工程学院湖南长沙410073

在实际的服役过程中,飞机用复合材料层合板通过四边铆接的方式与飞机金属框架进行连接,其受力时的边界条件为四边固支。以实际应用背景为基础,分别从分层损伤扩展模式、接触力、凹坑深度、损伤宽度四个方面系统地比较了四边固支和四边... 详细信息

在实际的服役过程中,飞机用复合材料层合板通过四边铆接的方式与飞机金属框架进行连接,其受力时的边界条件为四边固支。以实际应用背景为基础,分别从分层损伤扩展模式、接触力、凹坑深度、损伤宽度四个方面系统地比较了四边固支和四边简支两种边界条件下,复合材料层合板准静态压痕损伤的区别。结果表明以上四种变量在两种边界条件下均存在明显差异,可为基于实际应用的复合材料准静态压痕损伤研究提供实验依据。

关键词：复合材料层合板准静态压痕边界条件

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气囊辅助RTM工艺成型导弹舱段构件

复合材料学报 2008年第1期25卷 23-27页

作者：张明龙肖加余徐州空军学院机场工程系徐州221000 国防科技大学航天与材料工程学院长沙410073

导弹舱段构件尺寸较大且内部结构复杂,无法通过传统树脂传递模塑(Resin transfer molding,RTM)工艺一次整体成型。本文中利用气囊辅助RTM工艺成功整体成型了导弹舱段,该工艺无需金属芯模,模具轻便,充压气囊对构件压实效果显著。研究结... 详细信息

导弹舱段构件尺寸较大且内部结构复杂,无法通过传统树脂传递模塑(Resin transfer molding,RTM)工艺一次整体成型。本文中利用气囊辅助RTM工艺成功整体成型了导弹舱段,该工艺无需金属芯模,模具轻便,充压气囊对构件压实效果显著。研究结果表明,气囊辅助RTM工艺成型的舱段性能较传统RTM工艺成型的舱段有明显提高,试样纤维体积分数达到了61%,拉伸强度和弯曲强度分别比传统RTM工艺制备的同种试样提高了25%和26%,舱段构件的整体极限轴压载荷与极限弯曲载荷分别达到指标值的130%和132%。

关键词： RTM 气囊导弹舱段成型