江西景德镇有色金属材料制备及加工技术理论与应用

复合材料旋翼桨叶后缘调整片连接方法 783     

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本发明属于复合材料旋翼桨叶装配技术领域，提供一种复合材料旋翼桨叶后缘调整片连接方法，稳定可靠，包括：第一步：去除桨叶下蒙皮(1)与上蒙皮(2)待胶接区域附着的可剥布；对上调整片(4)与下调整片(5)进行表面处理；第二步：将上调整片(4)与下调整片(5)进行单独胶接预装配，在两者胶接区刷涂胶粘剂同时铺贴一层轻薄网状针织布(7)，制作真空袋使之固化成型；第三步：使用胶粘剂浸透干玻璃布(3)，均匀铺贴在蒙皮待胶接区域，然后将预固化的调整片组件装配到桨叶上，制作真空袋使之固化成型；第四步：在桨叶与调整片胶接区域，安装半圆头铆钉(6)，完成调整片连接。

用于复合材料夹层件蜂窝孔的定位方法 658     

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本发明涉及一种用于复合材料夹层件蜂窝孔的定位方法，该复合材料夹层件包括蜂窝层和蒙皮层；所述的蒙皮层具有小孔，所述的蜂窝层开有蜂窝孔，所述的蜂窝孔孔径大于小孔孔径；所述的蜂窝孔的定位方法为将所述的蜂窝孔与小孔同心定位的方法。该方法简单实用，铺装效率高，保证了技术指标要求。

可调复合材料加工定位器 788     

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本实用新型属于复合材料制造领域，具体涉及一种可调复合材料加工定位器。目前采用的常用定位器，一般在零件模具上成型，以工装上自带的定位点为基准进行制造。由于制造时与真实贴靠在零件时的状态有一定高度的差异，往往导致定位器在内型面上跑位，无法有效定位。本实用新型的定位器包括与工装内形面贴合的定位器主体，该定位器主体通过耐高温弹性体与衬套连接，衬套与工装上的固定基准通过定位销固定；在定位器主体上具有定位孔。基本杜绝了夹层材料跑位现象，不仅提高了工作效率，同时保证了零件加工质量；试验证明，本实用新型可以提升生产效率20％以上，生产周期缩短10％以上。

用于复合材料金属胶接工装开孔模块拔出工具 1101     

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本实用新型涉及复合材料金属胶接用工装，特别涉及一种用于复合材料金属胶接工装开孔模块拔出工具。所述的工具包括导杆(1)、圆柱套(2)、螺钉(4)和凸台(7)，导杆(1)的一端固定有螺钉，螺钉的螺帽端与导杆固定在一起，导杆(1)的圆柱面上设置有凸台(7)，圆柱套(2)套装在导杆(1)上，凸台(7)沿导杆(1)直径方向的长度大于圆柱套(2)的内径。本实用新型模块拔出工具在拔出金属胶接工装开孔模块时，通过一端十字槽螺钉拧入模块，带有可移动的大圆柱套上下快速移动敲打拔销器导杆上端的固定凸台，产生冲击力来拔出模块。保证金属胶接工装与开孔模块处盲孔不被损坏，大大减少零件脱模时损伤风险，提高了零件表面质量和工人干活的生产效率。

复合材料长梁强度试验装置 798     

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本发明属于复合材料试验技术领域，具体涉及一种复合材料长梁强度试验装置。包括长梁固定装置(1)、加载装置(2)、作动器固定装置(3)、长梁侧向约束装置(4)、支撑框架(5)。通过本发明能使试验件两端夹持端均匀承受载荷，同时避免长梁在加载后弯曲变形较大，影响试验加载，保证试验加载方向,提高了试验结果的准确性；根据试验件预计的变形量设计滚轮直径，保证了加载的方向与试验件垂直，保证试验件受力均匀；通过作动器固定装置，保证了施加的载荷的位置及方向准确。

飞机用碳纤维复合材料模具 857     

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本实用新型公开了一种飞机用碳纤维复合材料模具，包括模具支架、所述模具支架呈框架状，且该模具支架的上端设有模具安装板；和呈弧形的模具，所述模具与所述模具安装板通过多个螺栓连接固定；所述的模具安装板的上端面还分布着用于限位固定的凸台，所述模具的下端面设有对应所述凸台的凹槽。本实用新型采用碳纤维复合材料，重量轻，模板安装板上设置的凸台帮助模具限位固定，且实用性强，值得推广。

直升机复合材料主桨叶许用缺陷确定方法 833     

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本发明涉及一种直升机复合材料主桨叶许用缺陷确定方法,属于直升机结构疲劳设计技术领域。根据主桨叶各区域的功能、构造和制造过程中的工艺控制等情况，以及危险性原则确定缺陷形式和易出现的区域；基于易检性、统计和工艺可控的原则预测缺陷的最大许用尺寸，并在全尺寸试验件上预制；采用模拟真实载荷环境下的疲劳和剩余强度试验确定缺陷参数的合理性，同时确定复合材料主桨叶重点防控的缺陷类型、制定缺陷许用标准，可为处置生产、使用、维护过程中各类缺陷的处置提供技术依据。

长条形复合材料工件的成型模具及开合模方法 1047     

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本发明涉及复合材料成型领域，具体涉及一种长条形复合材料工件的成型模具及开合模方法。模具开合模机构采用蚌壳式对合形式，以弦平面为分模面，合模时则顺序相反。本发明的成型模具包括横向依次排列的翻转架、上模支撑架和下模支撑架，上模放置在上模支撑架上，下模固定在下模支撑架上；在所述上模横向的两侧面上设置有n对前吊耳和后吊耳；n个翻转架可沿前吊耳和后吊耳连线的方向移动，并且具有可上下移动的悬臂，在悬臂下方设置有能够与所述前吊耳和后吊耳分别结合的前电控销轴和后电控销轴。能实现长条形工件在模压成型的过程中，开模、翻转及合模动作的有效实施，保证产品在模具中成型的工作顺利进行。

复合材料II型开裂门槛值与S-N曲线测定方法 665     

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本发明涉及复合材料疲劳性能测定方法，特别是复合材料II型开裂门槛值的测定。本方法采用恒载增K控制下的单端缺口弯曲(ENF)试样，并在若干应力水平下进行。试验过程中每隔一定循环记录试样的裂纹开裂长度a、试样挠度值δmax及对应的载荷循环次数N。采用双增长指数函数拟合得到试样的a-N曲线，并进一步得到其da/dN-ΔGII散点图，将不同应力水平下的da/dN-ΔGII散点图叠加并拟合，即可得到全范围裂纹扩展da/dN-ΔGII曲线，进而得到开裂门槛值。由于同组应力水平下层间最大应力恒定，因此本试验还可同时用于测定疲劳S-N曲线。同以往载荷控制下的降G法相比，该测定方法操作简便，获得的材料疲劳性能信息更多。

复合材料异型管状骨架成型工装及方法 687     

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本发明属于复合材料成型领域，为一种复合材料异型管状骨架成型工装及方法。包括主模体、上盖板、挡块一、挡块二、销钉。主模体与上盖板通过销钉固定，挡块一和挡块二与主模体通过销钉固定。主模体与上盖板、挡块一和挡块二贴合后，形成的区域组成管状骨架的设计外形。步骤1按照工装主模体外形铺骨架下方预浸料；2将配套的芯棒用隔离膜等防护措施包裹，安放在下层预浸料的上方；3按照芯棒外型铺贴骨架剩余三面的预浸料；4将部分芯棒上铺层转移到上盖板上实施；5铺层完毕后，小心取出芯棒；6完成铺贴后，制作真空袋，在骨架中空位置使用管状真空袋来密封零件。解决了在管口位置易出现褶皱、积胶、架桥等质量的问题，使得零件报废率得到控制。

直升机复合材料桨叶根部的新构型 1094     

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本实用新型属于直升机桨叶结构设计技术领域，特别涉及复合材料桨叶根部结构设计技术领域。一种直升机复合材料桨叶根部的新构型，在该新构型中，桨叶根部（13）通过前桨叶销（9）和后桨叶销（10）与桨毂夹板（11）连接，所述的桨叶根部（13）由金属前衬套（14）、金属后衬套（16）、短切纤维前小鱼（15）、短切纤维后小鱼（17）、高强单向纤维前大梁带（18）和高强单向纤维后大梁带（19）组合模压而成。采用前后布局的衬套和小鱼，会使桨叶根部弦长L2远远小于常规桨叶根部弦长L1，这样可以大大降低桨叶根部的摆振刚度，使得桨根柔软的弹性变形取代传统桨毂中复杂的摆振铰，降低旋翼的重量和零件数目，降低维护工作量。

复合材料框架加强结构 842     

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本实用新型属于复合材料领域，涉及一种复合材料框架加强结构。该结构包括：纵向隔板、横向隔板、方钢、底部加强板；其中，纵向隔板中的边缘隔板和横向隔板中的边缘隔板围成一个横截面为只有一个角为直角的四边形的空间，其余的纵向横板和其余的横向隔板将空间分为多个小空间；方钢贯穿处于预设的几个同一纵排的小空间，底部加强板与纵向与隔板的底面和横向隔板的底面固定连接。该机构保证框架式结构加工和焊接过程不容易产生变形。

U型复合材料制件可调整工装 921     

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本发明涉及一种工装，特别涉及一种U型复合材料制件可调整工装。所述的工装包括工装型面(1)、调节螺栓(2)和框架(3)，框架(3)内设置有呈U型的凹陷区，在该凹陷区的面上安装有调节螺栓(2)，工装型面(1)安装在调节螺栓(2)上。该技术方案通过调整螺栓的长度实现了工装型面的曲率调节，避免了现有技术中通过对工装进行反复加工补偿变形，提高了生产效率。同时，该工装具有较强的适应性，通过调节螺栓的调整适应多种U型复合材料的成型。

大长径比复合材料管形构件整体成型方法 866     

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本发明属于复合材料成型技术，涉及一种大长径比复合材料管形构件的整体成型方法。本方法采用芯模结合整体阴模进行成型，包括以下步骤：第一步，芯模制造；第二步，阴模制造；第三步，在芯模上整体铺层；第四步，在铺层外安放整体阴模；第五步，封制真空袋，固化成型；第六步，分别脱掉阴模和芯模。第二步所述的阴模制造为：在芯模上完成阴模的成型制造，阴模为管状软质橡胶材料。本发明相比于单纯的阴模成型更为方便简洁，且满足了整体铺层的要求；相比于传统的芯模成型方法，避免了外表面质量差的问题，保证了管形零件外表面的质量要求，且内腔表面质量光滑，尺寸准确，满足了某型直升机水平面的研制需要。

复合材料筒形件的铺贴成型方法 976     

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本发明属于复合材料成型技术，特别是涉及一种带扭角、交替大厚铺层、窄腔筒形复合材料件的铺层方法。本方法根据该复杂筒形构件的内外型面，设计制造分块且缩小的芯模以及上下模形式的成型模，再完成该筒形件的交替大厚度铺层操作。本发明可用于交替复杂大厚度铺层、窄腔筒形复合材料件的铺贴和成型，可有效保证铺层与成型模外形的匹配性，保证制件外表面成型质量，且方便脱模，工艺实施性好。

上下翻边盒型复合材料零件成型工装 890     

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本发明属于复合材料成型技术领域，公开了一种上下翻边盒型复合材料零件成型工装。主模体为框架结构式凸模结构，沿成型侧面有与大平面之间存在一圈下陷的平台，下陷台面与大平面过渡区为外张开的锥面，在下陷区域四个凸拐角处分别分布着可拆卸式分块，其中可拆卸式分块与主模体配合部分带一定斜度配合，可拆卸式分块下方制出一定宽度的启模槽。主模体与可拆卸式分块所组成的上表面贴合工件下内表面，沿凸起根部做一圈定位槽，定位槽与L型侧板下部分滑配合，L型侧板上部分贴工件外表面，无螺销钉固定。工件上内侧表面填充硅胶。

兼具高表面硬度及高力学性能的PP复合材料 1022     

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本发明涉及一种兼具高表面硬度及高力学性能的PP复合材料，包括：聚丙烯45‑70份；连续长玻纤20‑30份；三聚氰胺氰尿酸盐5‑20份；间苯二酚双二苯基磷酸酯5‑20份；相容剂3‑10份；抗氧剂0.4‑2.2份；润滑剂0.5‑3份；白油5‑10份；2‑乙基己酸钴2‑5份；抗铜剂0.3‑0.5份。本发明采用新型复配无卤阻燃剂，阻燃效率很高，该阻燃剂的添加不会造成材料力学性能下降。本发明的PP复合材料兼具高表面硬度及高力学性能，同时材料的阻燃性能良好，达到V0水平。本发明的聚丙烯复合材料可代替传统的阻燃PA，阻燃ABS，阻燃PBT等材料，具有更高的耐用性及适应性，具有较好的应用前景。

飞机用铝结构复合材料成型模具 954     

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本实用新型公开了飞机用铝结构复合材料成型模具，涉及机械加工用模具，具体涉及飞机用铝结构复合材料成型模具。包括上模(1)和下模(3)；在上模(1)下面的凸模表面有上模硬镍层(2)；在下模(3)内的模孔表面有下膜硬镍层(4)；在下模(3)下方设置有起模推动装置(5),起模推动装置(5)上设置有推头(6),推头(6)上端插入下模(3)的模孔中。本实用新型解决了飞机用铝复合材料部件冲压加工时，存在磨损的冲压模具尺寸误差比较大，模具使用寿命短，生产成本较高，生产效率低等问题。

刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置及验证方法 1107     

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本发明属于直升机结构强度试验技术领域，重点涉及一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置及验证方法。所述疲劳试验装置(100)包括基座(1)、第一支座(2)、径向约束卡环支座(3)、过渡连接支座(4)、力传感器(5)、作动器(6)、第二支座(7)；所述第一支座(2)、径向约束卡环(3)、过渡连接支座(4)、第二支座(7)从左到右依次设置于所述基座(1)的上端面。本发明通过径向卡环约束大大提高长拉杆的失稳临界载荷，避免长拉杆试验时失稳，既解决了复合材料长拉杆试验载荷升级过程中易失稳问题，同时解决不同长度尺寸疲劳试验验证问题，在满足复合材料长拉杆疲劳验证的要求基础上有很高的工程应用价值。

飞机用钢结构复合材料成型模具 713     

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本实用新型公开了飞机用钢结构复合材料成型模具，涉及飞机用钢结构复合材料部件的成型模具。包括模具主体(1)和设置于模具主体(1)上方的模芯(2)，模具主体(1)的模腔(3)底部有通孔，通孔中设置有起模推杆(4)；在模腔(3)内表面有硬质合金耐磨涂层(5)，在模芯(2)下部的表面有硬质合金耐磨涂层(5)；所述硬质合金耐磨涂层(5)的厚度为0.05-0.1毫米。本实用新型解决了现有飞机用钢结构复合材料部件的成型模具在使用一段时间以后，即产生较大的磨损，造成产品误差大，加工精度降低的问题。

直升机复合材料桨叶模压系统桨根堵盖拔出机构 1067     

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本实用新型直升机复合材料桨叶成型模具桨根堵盖拔出机构属于复合材料成型技术,涉及对直升机复合材料桨叶模压系统的改进。包括一个安装在成型模具桨根堵盖[1]端面上的拔出板[2]和助力油缸[4],其特征在于,助力油缸[4]为双向油缸;拔出板[2]的两个螺钉孔为水平螺钉长孔[8],在两个螺钉孔中间有一个直径大于油缸输出杆端头凸台[5]的圆孔[6],该圆孔[6]的右侧与一个水平长孔[7]连通,在拔出板[2]的板面上垂直安装有手柄[9]。本实用新型能够方便省力地进行桨根堵盖插拔,避免了由于桨根堵盖不能顺利拔出而造成桨叶的报废,从而提高了工作效率和产品合格率。

用于复合材料成型模的胶注衬套 1115     

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本实用新型属于模具设计技术领域，涉及在复合材料成型模具分块过程中使用的一种胶注衬套。所述用于复合材料成型模的胶注衬套包括两个相互配合分别安装在两套模具内的衬套组件，所述两个衬套组件一端互相贴合，贴合处开设有环形槽，两个衬套组件的环形槽对合成一完整的流胶槽，衬套组件上的环形槽设置有用于导流胶的通孔。本实用新型用于复合材料成型模的胶注衬套通过在两个贴合连接的衬套组件上设置用于导流胶的环形槽，并由通孔将成型过程中多余的胶导出，使得不会有胶渗入到模具内，从而可以快速方便的起模，避免模具的损坏，提高成品率。

用于蜂窝夹芯复合材料制件扩蜂窝夹芯孔的锪孔工具 1072     

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本实用新型属于蜂窝夹芯复合材料制造技术,涉及一种用于蜂窝夹芯复合材料制件扩蜂窝夹芯孔的锪孔工具。它由一个夹持杆1和与夹持杆1下端连接成整体的切削头2组成。本实用新型工作效率高,扩孔的一致性好,保证了蜂窝夹芯复合材料制件质量。使用本实用新型后扩孔效率提高10倍以上。

复合材料桨叶后缘自适应切边的方法和基准帖块 1073     

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本发明属于复合材料加工工艺方法，提供一种复合材料桨叶后缘自适应切边的方法和基准帖块，实现数控自动化批量加工，有效保证复合材料桨叶后缘的加工质量一致性。方法包括：将基准帖块间隔分布在沿桨叶后缘样条基准线上，固定在后缘样条基准线凸起部位，在数控机床上设定工件坐标系，自动探测出桨叶后缘样条基准线上每个基准帖块的三个面自动求解出它的坐标值，自动拟合计算出样条基准线的轨迹，并自动输出桨叶后缘多余飞边加工程序。

中温树脂基复合材料易溶盐芯模成型方法 822     

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本发明属于复合材料成型技术,涉及一种中温树脂基复合材料易溶盐芯模成型方法。将易溶盐与修补胶以10∶1的比例混合并搅拌均匀,将混合物放入易溶盐芯模中去,用压板或其它物体压实,在140±5℃烘烤1-1.5小时,脱模。本发明采用一种耐温易溶盐与修补胶混合的方法,不仅可以长时间承受中温复合材料固化所需的温度,而且硬度高,易溶于水,工艺性很好。操做时,仅需制造一套芯模,用易溶盐浇灌出芯模后,对芯模进行简单的修补、打磨后,就可以在高硬度的芯模上进行复材铺层,固化。极大的降低了模具设计和制造困难,同时也明显的改进了零件质量。

高性能导热尼龙复合材料及其制备方法和应用 759     

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本发明涉及一种高性能导热尼龙复合材料，所述复合材料是由如下所述重量份的原料制成：PA66：60‑100份；耐高温尼龙：40‑80份；增韧剂：5‑10份；碳纤维：10‑20份；导热填料：20‑50份；相容剂：3‑8份；抗氧剂：0.3‑1.2份；润滑剂：0.3‑2份。本发明的尼龙复合材料具有导热性高、机械性能好、高耐热的特点，可以替代金属铝作为LED灯灯座，从而提高灯座的生产效率并降低成本。而且，本发明所用的制备方法对生产设备要求低，效率高，便于大规模生产。

基于随机正态分布的复合材料层压板铺层优化方法 1089     

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本发明公开了一种基于随机正态分布的复合材料层压板铺层优化方法，涉及机械技术领域。所述基于随机正态分布的复合材料层压板铺层优化方法包含以下步骤，步骤一：根据各个铺层角度的比例要求，确定基本铺层序列；步骤二：对每一种铺层序列进行数字编码，然后采用正态分布函数对基本铺层序列进行随机变换和译码，得到下一轮迭代的新铺层序列；步骤三：依据目标函数公式确定基本铺层序列最优解；步骤四：比较基本铺层序列的最优解，选取最大值作为最优铺层。本发明的有益效果在于：利用随机正态分布函数重构基本铺层序列，可以获得复合材料层压板凸缘的最佳轴压承载能力，降低结构重量比率，置信度高、收敛迅速。

复合材料零件TH孔制备工具 661     

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本实用新型属于复合材料制孔技术，具体涉及一种复合材料零件TH孔制备工具。所述复合材料零件TH孔制备工具包括定位支座(1)、衬套(2)、定位销(3)、支架(7)。其中，支架设置在定位支座表面一端，定位销(3)贯穿支架(7)和定位支座(1)与待加工复合零件工装连接，衬套(2)设置在定位制座表面另一端，内部设置有垂直待加工复合零件表面用于TH孔制备的通孔。本实用新型复合材料零件TH孔制备工具，在TH孔制备过程中，不易抖动，产生偏差，所制得的TH孔精度高，合格率相对于常规TH孔制备方法提高至少50％，很好的满足了高精度制造的要求。

测量复合材料部件电阻值的方法 806     

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本发明属于电阻测试值修正方法，涉及一种快速实现准确测量复合材料部件电阻值的方法。一种测量复合材料部件电阻值的方法，其特征是，包括以下步骤：第一步，将以测量的接触点为中心，清洗打磨掉复合材料部件表面的漆层和浮胶，露出内部的铜网；第二步，使用导电胶在铜网上胶接上铜箔纸；第三步，以两个铜箔纸为接触点，进行电阻的测量。本发明能够快速准确测量某型机电阻值，在不改变飞机零件结构的前提下，电阻测量值的假象增大现象消除，实际测量数据通过连续20架机的验证，数据稳定，正常。

新型机翼加强筋复合材料构件成型模具 658     

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本实用新型公开了一种新型机翼加强筋复合材料构件成型模具，属于成型模具领域，包括底模、贴合在底模的一端端部的第一芯模、以及贴合在底模的另一端端部的第二芯模；底模的材料配置为钢；第一芯模的材料与第二芯模的材料配置为因瓦合金；底模的横截面形状为长方形。本实用新型公开的复合材料成型模具，通过将第一芯模、以及第二芯模的材料配置为INVAR合金材料，底模1的材料配置为钢，由于INVAR合金材料与复合材料的热伸缩系数接近，减小了机翼加强筋构件热压罐固化变形的影响，提高了构件成型的精度，同时，采用钢材料的底模相比现有技术中采用INVAR合金的底模，具有最大化减轻模具密度、有效节约成本、缩短制造底模周期、提高加工性能的优点。