蜂窝夹层结构

摘要： 将ACTECH■1210/SW220D自粘性透波环氧预浸料与Nomex蜂窝粘接,制备蜂窝夹层结构,采用滚筒剥离强度表征其粘接强度,研究不同固化工艺参数对粘接强度的影响规律。制备蜂窝夹层结构过程中,对加压时机、组装方式、施加压力大小等关键工艺参数进行了研究。实验结果表明,ACTECH■1210/SW220D预浸料与Nomex蜂窝粘接质量良好,滚筒剥离强度可达57(N·mm)/mm。使用上下盖板组装对于粘接强度的提高有积极作用,相比于仅用下盖板的组装方式,上下盖板组装的夹层结构滚筒剥离强度提高了98.3%。热压罐成型工艺与模压成型工艺均适用于蜂窝粘接,对于热压罐成型工艺,在起始温度至65°C范围内加压较为适宜,对于模压成型工艺,在起始~100°C范围内加压较为适宜,施加压力范围可选择0.3 MPa~0.4 MPa。综合结果表明,采用ACTECH■1210/SW220D自粘性预浸料与蜂窝粘接,可以制备粘接强度良好的蜂窝夹层结构。

摘要： 为了提高安全性和经济效益,酚醛面板蜂窝夹层结构在内饰领域的应用越来越广泛。但是在共固化工艺中,面板用酚醛预浸料和环氧胶膜存在相容性问题,易产生弱界面。本文通过调整胶膜的单位面积质量(面重)实现了面-芯界面的优化,结果表明,滚筒剥离强度随环氧胶膜面重的增大先提高后下降。基于夹层结构四点弯曲和平板剪切试验的载荷位移曲线以及破坏形貌,本文分析了面-芯界面性能对夹层结构弯曲和剪切性能的影响。结果表明,面-芯界面优化后,四点弯曲极限载荷可提高约13%,平板剪切极限载荷可提高约9%。

摘要： 蜂窝夹层结构因优异的耐撞性能和吸能能力,被广泛用于航空航天、汽车工业和船舶等领域。然而,蜂窝夹层结构在服役过程中很容易遭受到各种速度的冲击,这些冲击可能会导致蜂窝夹层结构性能的下降甚至损坏。因此对蜂窝夹层结构进行试验以及仿真分析,研究蜂窝夹层结构的抗冲击性能以及冲击过程十分重要。本文从蜂窝夹层结构冲击试验及仿真方面对国内外的研究成果进行了归纳和总结,在试验研究中总结了低速冲击和高速冲击的试验方案,包括摆锤冲击试验、落锤冲击试验以及空气炮试验。在仿真方面,从蜂窝夹层结构的建模、材料的损伤失效、冲击过程以及结构参数对冲击性能的影响等方面进行了汇总分析。最后对蜂窝夹层结构的冲击试验及仿真的研究趋势进行了展望。

摘要： 文章主要介绍了蜂窝夹层结构零部件在使用中经常出现的几种损伤形式,以及蜂窝夹层结构零部件的故障检查方法,并列举了几种典型故障的修理方法,最后提出了蜂窝夹层产品装机后的使用维护建议。

摘要： 共固化成型的蜂窝夹层结构容易产生底角发泡胶缺失类缺陷,采用带定制楔块的超声聚焦探头对带有人工缺陷的试块进行检测。检测结果表明缺陷的特征信号明显,可利用该方法对此类缺陷进行准确识别。

摘要： 针对航天器遭受空间碎片和微流星体撞击的问题,对蜂窝夹层结构的超高速撞击损伤监测进行研究。提出将碳纳米管薄膜共固化在蜂窝夹层结构面板表面使之具有自感应能力,结合电学成像技术对超高速撞击造成的损伤进行监测和识别。采用二级轻气炮对自感应蜂窝夹层结构进行了超高速撞击,在撞击前后分别向感应层注入微小的激励电流,根据边界电压变化重建损伤引起的电导率变化图像,从而提供有关撞击和损伤的信息。试验结果表明,基于碳纳米管薄膜的感应层性能良好,重建的电导率变化图像能够较好地反映损伤个数、位置和近似尺寸,验证了所提出技术方法的有效性,为航天器结构超高速撞击监测提供了一种新的技术手段。

摘要： 蜂窝夹层结构在航空航天领域具有广泛的应用,但其在使用过程中不可避免地会遭受损伤,特别是冲击造成的损伤对其强度有很大的影响。本文结合现代电子印刷技术,采用石墨烯导电碳油墨和银浆油墨在蜂窝夹层结构表面制备智能感应层,结合电学成像技术对低速冲击损伤进行识别。使用落锤冲击试验装置对蜂窝夹层结构进行了低速冲击,并于冲击前后在印刷感应层中注入微小电流获取边界电压变化。对电压数据进行分析,基于SpaRSA稀疏正则化算法重建感应层电导率变化的图像,将损伤信息可视化。实验结果表明,所提出方法能有效地识别出蜂窝夹层结构中冲击损伤的个数、位置和大致尺寸,与传统基于Tikhonov正则化的算法相比,稀疏成像算法对损伤尺寸的识别效果更好,为蜂窝夹层结构冲击损伤在线识别提供了一种新途径。

摘要： 在对蜂窝夹层结构弯曲性能的测试中,由于测试方法的不同,存在数据离散度较大,造成可信度降低的情形,不利于对结构真实性能的评估。应用弯曲测定方法(ASTM方法)、弯曲性能均值法和侧压法对蜂窝夹层结构进行弯曲性能研究,对比数据的离散性差异,评定三种测试方法的有效性;通过对试验件的测试和分析,获得蜂窝夹层板的弯曲性能数据。结果表明:按ASTM方法测定的弯曲性能数据,离散系数大于0.1,无法体现测试结果的真实性;按弯曲性能均值法将蜂窝芯剪切模量代入关系式求解夹层结构的弯曲性能,离散系数小于0.09,结果可信;按GB/T 1454—2005侧压法测定夹层结构的侧压模量,其结果低于弯曲方法测定值,考虑面板自身的刚度影响,侧压方法的结果真实性更高,离散系数小于0.07,可信度进一步提高。

摘要： 针对蜂窝夹层结构的脱黏损伤诊断,首先通过集成压电陶瓷传感器构建传感器网络,采用超声导波加权分布诊断成像方法对损伤进行平面内定位诊断;然后利用超声导波在结构厚度截面内对不同脱黏层的敏感度差异提取损伤特征;最后通过蜂窝夹层结构有限元模型进行大量的导波传播仿真,形成训练数据库,进而训练形成稳定的支持向量机(SVM)脱黏层分类机器学习模型,进行截面内脱黏层诊断。验证试验结果表明,该方法能够有效诊断出蜂窝夹层结构的脱黏损伤,平面内定位误差小于2 cm,截面内脱黏层诊断准确度为100%。

摘要： 星载天线在轨运行时受到空间外热流的影响,会经历周期性的高低温交变,导致其反射面产生热变形。为了保证星载天线稳定运行,选取某型号星载双反射抛物面天线作为研究对象,采用有限元法对天线高温工况下的在轨温度场进行分析,进而将天线上分布的温度载荷作为边界条件映射到结构场中进行热变形分析;同时详细分析了材料属性、铝蜂窝芯厚度、碳纤维贴层厚度、反射面支撑约束位置等因素对双反射抛物面天线热变形的影响,以期为星载天线结构优化设计提供理论参考。

摘要： 针对碳纤维/环氧树脂预浸料,采用在树脂中添加一定比例的碳纳米管(CNT)后制备的预浸料作为自粘接预浸料制备蜂窝夹层结构.对比了纯树脂与添加不同含量CNT的树脂体系对蜂窝夹层结构力学性能的影响,从胶接成型质量与蜂窝夹层结构的滚筒剥离强度两个方面进行了CNT作用规律的分析.结果表明,CNT的加入能够有效的提高蜂窝夹层结构的力学性能,但由于CNT的加入同时会影响自粘接的胶接成型质量,使得CNT不能充分发挥其增强效率,含量过高时引起粘接性能增强效果的下降.

摘要： 复合材料蜂窝夹层结构的非线性传热设计直接关系到复合材料结构的温度分布,现行的商用软件需要引入高次幂温度偏导项,对于一般的工程计算需要较多的试验参数测试,其涉及的非线性计算部分的分析解不具备普遍性.本文采用数据编程处理方法,进行蜂窝结构复合材料非线性传热计算,通过多次提取Nastran的线性解,利用直接迭代法循环进行温度求解,将非线性传热计算显性化、通用化,结果表明，采用数据编程处理方法处理nastran的结果文件与计算模型，循环迭代有限元单元温度与热物性，得到了考虑材料非线性及蜂窝腔气体传热性的蜂窝结构复合材料的温度场分布，为该结构的非线性传热设计提供了准确可靠的理论方法，使该结构的非线性传热计算灵活化和显性化，并通过试验验证了该方法的合理性。

摘要： 复合材料是一种在上世纪60年代中期崛起并发展起来的新型材料，由于其诸多优势以及低成本技术发展，直升机上已大量采用了先进复合材料结构。本文从工程应用角度出发,通过对无缺陷蜂窝夹层结构试验件和含缺陷修理后试验件的侧压及弯曲度试验,掌握典型修理方法修理后试件强度恢复情况.根据试验分析对比结果,验证了蜂窝夹层结构修理方法的可行性.为复合材料结构修理技术积累了宝贵的工程经验.

摘要： 本文根据热传导方程和树脂体系固化动力学方程,采用有限单元法,探究建立了针对蜂窝夹层结构复合材料热压工艺过程的三维温度场数值模拟方法.该方法在考虑了蜂窝夹层结构各向异性的基础上,实现了蜂窝夹层结构复合材料成型过程的温度场与蒙皮中固化度分布情况的模拟计算.采用该方法分析了空气对流、封装材料和蜂窝夹芯高度与蒙皮厚度等因素对温度场分布的影响,模拟结果对于分析蜂窝夹层结构热压成型质量提供了依据,对工艺条件优化和成型质量控制具有重要的指导意义.

摘要： 夹具是试验件进行环境振动试验的关键部件之一,其动态特性的优劣直接关系到试验结果的真实性.同时,考虑到试验实施的可行性与经济性,振动试验方法的选择关系到试验能否满足试验任务的各项要求.本文针对某大型试验件(蜂窝夹层结构天线共固化前缘襟翼)的振动耐久试验,考虑到试验件结构的特殊性,采用常规的试验方法和夹具设计方式不能够很好的满足试验任务要求,因此有必要进行试验夹具设计和试验方法的优化研究,筛选出符合试验需求的试验方法和夹具设计,确保试验的顺利完成.

摘要： 本文通过对高温合金蜂窝夹层结构的内部结构传热计算及与试验数据对比,证明用文中方法计算结构内部传热的正确性;而且由于试验中热流加载时不能加负热流,计算得到的结构温度曲线更能反映实际飞行中的结构温度变化.

摘要： 利用ABAQUS有限元分析方法模拟了含不同尺寸缺陷高温合金蜂窝夹层结构在正拉、正压、侧压和剪切载荷形式下的力学试验.观测不同载荷形式下含不同尺寸缺陷试件的性能曲线和变化规律,研究结果表明,在正拉加载金属蜂窝破坏模式均为面芯拉脱破坏,它对面芯脱焊缺陷十分敏感,很小的缺陷就会导致结构破坏的最大延伸率降低.对于正压加载,金属蜂窝的破坏模式均为芯层屈曲,侧压加载金属蜂窝的破坏模式面板屈曲与面芯钎焊层撕裂的相互交替.剪切加载,金属蜂窝的破坏模式为面芯间钎焊层的剪切破坏.在正压、侧压、剪切载荷下,20mm以下的缺陷对结构承载能力的影响低于5％.

摘要： 本文对0.10MPa、0.15MPa和0.20MPa三种固化压力的直升机蜂窝夹层结构,按照ASTM C393-00和ASTM C364-07的标准进行试验,验证了这三种固化压力成型后蜂窝夹层结构的弯曲和侧压的力学性能.通过对试验结果的分析和对试验后试验件的无损检测表明,这三种固化压力对蜂窝夹层结构力学性能没有影响.

摘要： 本文采用有限元方法建立了典型蜂窝夹层仪器舱板结构力学模型,详细分析了蜂窝芯子规格、面板厚度和蜂窝夹层板厚度等三个参数对航天器仪器舱板结构力学性能的影响规律,并以提升结构基频为目标对其进行芯子规格布局优化设计研究.结果表明:蜂窝夹层板厚度对结构抗弯刚度的贡献远大于对结构质量的贡献,结构基频会随蜂窝夹层板厚度的增大而提高;当夹层板厚度较大且仪器质量较小的情况下,蜂窝芯子规格和面板厚度的增加可能会导致舱板结构固有频率降低;通过优化蜂窝芯子规格在板内的布局,结构基频升高,且蜂窝芯子的最优分布规律会受到设备质量影响.

摘要： 本文采用有限元方法建立了典型蜂窝夹层仪器舱板结构力学模型,详细分析了蜂窝芯子规格、面板厚度和蜂窝夹层板厚度等三个参数对航天器仪器舱板结构力学性能的影响规律,并以提升结构基频为目标对其进行芯子规格布局优化设计研究.结果表明:蜂窝夹层板厚度对结构抗弯刚度的贡献远大于对结构质量的贡献,结构基频会随蜂窝夹层板厚度的增大而提高;当夹层板厚度较大且仪器质量较小的情况下,蜂窝芯子规格和面板厚度的增加可能会导致舱板结构固有频率降低;通过优化蜂窝芯子规格在板内的布局,结构基频升高,且蜂窝芯子的最优分布规律会受到设备质量影响.

摘要： 本发明提供一种蜂窝结构体，该蜂窝结构体由包含芳香族聚酰胺(A)及脂肪族聚酰胺(B)的热塑性树脂组合物形成，其中，芳香族聚酰胺(A)为含有二胺单元和二羧酸单元的聚酰胺，所述二胺单元包含70摩尔％以上苯二甲胺单元，所述二羧酸单元包含50摩尔％以上碳数4～20的α,ω‑直链脂肪族二羧酸单元，脂肪族聚酰胺(B)为含有脂肪族基团作为重复单元、且构成脂肪族基团的碳数的合计为10～24的聚酰胺，芳香族聚酰胺(A)：脂肪族聚酰胺(B)的配混比以质量基准计为100：25～400的范围。本发明还提供在蜂窝结构体的上表面和下表面配置平板而成的夹层结构体、以及将该热塑性树脂组合物成形为薄膜或片状而成的蜂窝用基材。

摘要： 本发明提供质量轻、强度及刚性高、耐水性及成形性也优异的蜂窝结构体。本发明的蜂窝结构体的特征在于，其为由包含聚酰胺(A)和改性聚烯烃(B)的热塑性树脂组合物形成的蜂窝结构体，聚酰胺(A)含有：包含70摩尔％以上苯二甲胺单元的二胺单元、以及包含50摩尔％以上碳数4～20的α,ω‑直链脂肪族二羧酸单元的二羧酸单元，改性聚烯烃(B)为具有选自环氧基等中的反应性官能团的聚烯烃，聚酰胺(A)/改性聚烯烃(B)的配混比以质量基准计为100/15～70的范围。

摘要： 本发明涉及蜂窝夹层技术领域，尤其涉及一种提高蜂窝夹层粘接力的蜂窝夹层制备方法及蜂窝夹层。该制备方法通过在胶膜和蜂窝芯层之间引入具有纳米尺寸间隙的透胶有机软纤维层，并在透胶有机软纤维层上与蜂窝单元相对应的位置加工引导结构，在胶液表面张力的作用下使胶液充分保持在界面处，从而引导多余胶液在蜂窝棱边上形成胶瘤，胶液整体能够得到引导可控，避免粘接位置胶瘤形成缺陷，提高面板与蜂窝芯层的粘接力。整体工艺简单、且无需对各部结构进行改动，粘接质量高，制备得到的蜂窝结构的具有较高的粘接强度和机械性能。

摘要： 本发明提供一种蜂窝结构体，该蜂窝结构体由包含芳香族聚酰胺(A)及脂肪族聚酰胺(B)的热塑性树脂组合物形成，其中，芳香族聚酰胺(A)为含有二胺单元和二羧酸单元的聚酰胺，所述二胺单元包含70摩尔％以上苯二甲胺单元，所述二羧酸单元包含50摩尔％以上碳数4～20的α,ω‑直链脂肪族二羧酸单元，脂肪族聚酰胺(B)为含有脂肪族基团作为重复单元、且构成脂肪族基团的碳数的合计为10～24的聚酰胺，芳香族聚酰胺(A)：脂肪族聚酰胺(B)的配混比以质量基准计为100：25～400的范围。本发明还提供在蜂窝结构体的上表面和下表面配置平板而成的夹层结构体、以及将该热塑性树脂组合物成形为薄膜或片状而成的蜂窝用基材。

摘要： 本发明提供质量轻、强度及刚性高、耐水性及成形性也优异的蜂窝结构体。本发明的蜂窝结构体的特征在于，其为由包含聚酰胺(A)和改性聚烯烃(B)的热塑性树脂组合物形成的蜂窝结构体，聚酰胺(A)含有：包含70摩尔％以上苯二甲胺单元的二胺单元、以及包含50摩尔％以上碳数4～20的α,ω‑直链脂肪族二羧酸单元的二羧酸单元，改性聚烯烃(B)为具有选自环氧基等中的反应性官能团的聚烯烃，聚酰胺(A)/改性聚烯烃(B)的配混比以质量基准计为100/15～70的范围。

摘要： 本发明提供了一种吸波蜂窝芯材及吸波蜂窝芯夹层结构。该吸波蜂窝芯材包括蜂窝基体、树脂粘结部和吸波材料，树脂粘结部将吸波材料固定在蜂窝基体上，上述吸波材料为表面金属化空心玻璃微珠。本申请用金属化空心玻璃微珠替代现有技术中常用于波蜂窝芯材的电介质型材料和铁磁性材料作为吸波剂。金属包覆的空心玻璃微珠具有密度低、比表面积大等优点，并且将金属负载在空心玻璃微珠表面形成的空心结构，一方面金属镀层较薄，可以有效地降低金属材料造成的趋肤效应，使电磁波可以进入到吸波材料内部，有效提高了磁损耗；另一方面电磁波进入空心微珠后，会在其内部发生多次反射，进一步提高电磁波的吸收率，进而使低频吸波性能得到有效提升。

摘要： 本发明涉及航天器防护技术领域，尤其涉及一种框架蜂窝结构、蜂窝夹层结构及纤维填充式防护构型。框架蜂窝结构包括多个蜂窝芯格，所述蜂窝芯格的每个壁面的中心位置均具有一个贯穿所述壁面的矩形孔，所述矩形孔的边与所述壁面的边平行设置，形成结构对称的框架式壁面，能够有效解决蜂窝结构因沟道效应而不利碎片云扩散的问题，同时使蜂窝结构具有相对高的结构强度。蜂窝夹层结构，其蜂窝芯使用框架蜂窝结构，在保证相应结构强度的同时，能够有效解决蜂窝结构因沟道效应而不利碎片云扩散的问题，起到更好的支撑和防护效果。纤维填充式防护构型利用框架蜂窝结构对纤维填充层进行支撑和固定，起到更好的支撑和防护效果，并至少可减轻其附加重量50％。

摘要： 本发明涉及航天器防护技术领域，尤其涉及一种框架蜂窝结构、蜂窝夹层结构及纤维填充式防护构型。框架蜂窝结构包括多个蜂窝芯格，所述蜂窝芯格的每个壁面的中心位置均具有一个贯穿所述壁面的矩形孔，所述矩形孔的边与所述壁面的边平行设置，形成结构对称的框架式壁面，能够有效解决蜂窝结构因沟道效应而不利碎片云扩散的问题，同时使蜂窝结构具有相对高的结构强度。蜂窝夹层结构，其蜂窝芯使用框架蜂窝结构，在保证相应结构强度的同时，能够有效解决蜂窝结构因沟道效应而不利碎片云扩散的问题，起到更好的支撑和防护效果。纤维填充式防护构型利用框架蜂窝结构对纤维填充层进行支撑和固定，起到更好的支撑和防护效果，并至少可减轻其附加重量50％。

摘要： 本发明公开了一种负泊松比蜂窝夹层结构及夹层板，包括三个呈内凹六边形的结构单元，所述结构单元包括相对设置的两个夹角，夹角向六边形的内侧凹陷，夹角的两侧设置平行设置的两条长边，三个结构单元首尾相连、使长边两两重合并组成等边三角形。当遇到大曲率的面时，内凹六边形的长边若受到挤压，内陷的夹角会向内收缩吸收外界能量，而长边若受到拉伸，内陷的夹角会向外膨胀从而使整个结构得到缓冲，并将内凹六边形组合成等边三角形形成蜂窝夹层结构，提高夹层结构的稳定性，从而提高产品抗拉、抗压等物理性能。

摘要： 本实用新型公开了一种负泊松比蜂窝夹层结构及夹层板，包括三个呈内凹六边形的结构单元，所述结构单元包括相对设置的两个夹角，夹角向六边形的内侧凹陷，夹角的两侧设置平行设置的两条长边，三个结构单元首尾相连、使长边两两重合并组成等边三角形。当遇到大曲率的面时，内凹六边形的长边若受到挤压，内陷的夹角会向内收缩吸收外界能量，而长边若受到拉伸，内陷的夹角会向外膨胀从而使整个结构得到缓冲，并将内凹六边形组合成等边三角形形成蜂窝夹层结构，提高夹层结构的稳定性，从而提高产品抗拉、抗压等物理性能。