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本发明属于飞行器基础应用领域，具体涉及一种直升机波形梁以及波形梁波纹段的设计方法。在复合材料波形梁结构的薄弱环节设计成结构两端与凸缘之间小圆弧过渡形式，并在围绕腹板一周少铺一层复合材料，可以保证结构的初始破损从端部开始；波形梁的波形段间隔处可设置平直段用于设备安装接口，并且波形段以三波为一组，保证良好的压溃性能，具有较高的材料比吸能能力。
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一种飞机支撑骨架，包括：第一风挡骨架，其轮廓呈“P”形；第二风挡骨架，其轮廓呈“P”形，其一边与第一风挡骨架的一边拼接形成风挡骨架，风挡骨架呈“円”形；第一侧窗骨架，其轮廓呈“P”形，其一边与第一风挡骨架远离第二风挡骨架的一边拼接；其中，第一风挡骨架凸出部位与第一侧窗骨架的凸出部位拼接形成第一支腿；以及，第二侧窗骨架，其轮廓呈“P”形，其一边与第二风挡骨架远离第一风挡骨架的一边拼接；其中，第二风挡骨架凸出部位与第二侧窗骨架的凸出部位拼接形成第二支腿；其中，第一风挡骨架、第二风挡骨架、第一侧窗骨架及第二侧窗骨架均采用复合材料制作，且由真空袋成形法一体成型。
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本发明涉及一种轻质高强度直升机尾门结构，属于直升机结构轻量化设计领域。传统的尾门为金属框梁结构，劳动量多，满足设计要求强度需付出较大的重量代价。本发明提供一种轻质高强度直升机尾门结构，主要由内层的地板、外层的底部蒙皮和中间层的复合材料加筋板组成，所述复合材料加筋板为具有肋结构的板件，该肋结构为由板件自身的凹凸结构构成，并且肋结构的延伸方向为纵向，在机身对称轴左右对称分布。在重量减轻20％的同时，能够满足设计通过大型车辆的刚强度要求，具有重量轻且强度高的特点。
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本发明涉及一种带加热功能的碳捻丝成型工装，用于航空航天领域复合材料的加工。目前靠人工或简易工装将碳单向带折叠后放置在零件的填充区域，无法紧密填充。为了提高R角零件成型质量和零件交付率，需研究碳捻丝成型技术，加快捻丝成型周期，固化捻丝成型工艺，最终提高零件合格率。一种带加热功能的碳捻丝成型工装，用于制造复合材料零件在成型过程中的R角填充物，该工装包括加热挤出设备和可移动拉伸设备，该加热挤出设备具有与所述R角填充物对应的不同形状的成型出口。克服了现有技术加工后的铺层褶皱，提供紧密填充及均匀过渡的R角。
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本发明涉及一种兼具高表面硬度及高力学性能PP材料的制备方法，其制备原料包括：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。
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本发明涉及一种碳纤维异形结构件的成型方法，具体步骤包括：C型截面层压框的制备为由上模和下模合模形成C型截面的框型模具；C型截面对应框型模具环形模腔；在环形模腔中铺贴预浸料并固化形成C型截面层压框；复合钢网结构制备为在钢网周缘铺贴预浸料，形成预浸料包边的复合钢网结构，之后进行固化；将固化后的C型截面层压框与复合钢网结构粘结为一体，并进行热固成型得到复合材料异形结构件。本发明解决了厚壁窄腔管梁类复合材料构件铺贴时预浸料架桥，欠压，难以铺贴平整的问题，保证了产品的表面质量。
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本发明属于复合材料成型领域，具体涉及一种发动机喷口钢网与蒙皮的固化方法，包括1、铺贴下蒙皮：同通常的预浸料铺贴；2、放置钢网下垫板：与下蒙皮间隔一段距离放置一圈钢网下垫板；3、放置钢网：将钢网按图纸要求定位后固定在下垫板上；4、铺贴上蒙皮：同通常的预浸料铺贴；5、放置钢网上垫板：在钢网上与上蒙皮间隔一段距离放置一圈钢网上垫板；6、放置均压板：在钢网上垫板之上放置均压板，均压板边界与上蒙皮内边界基本一致；7、制作真空袋，固化：同通常的真空袋制作和固化。大大减少钢网共固化复合材料件固化后钢网表面的胶粘剂残留。
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本发明属于复合材料成型技术，特别是涉及一种由多束数、多定位大梁带组成的复合材料制件的铺贴成型模具以及方法。本模具采用分块设计制造，下模以柔性梁前后缘大梁带的对称位置为分模面，分为主模体和活动块，其中活动块可与主模体移开0-40mm的距离，让出铺层空间；活块底部与主模体连接处设置滑槽，使得活块与主模体的相对运动沿着固定的轨迹进行。主模体和活动块上分别设置内外端两个衬套的定位销，作为大梁带缠绕和定位的基准。本方法采用分块模体形式，完成多束数、多定位大梁带的缠绕和铺贴，解决两束大梁带之间操作空间不足的问题，避免了操作空间不足引起的乱纱和大梁带皱褶等缺陷。
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本发明属于复合材料高压注射成型技术，具体涉及闭合模具的成型技术。在复合材料高压注射RTM工形梁成型技术中，由于碳纤维和金属工装的热膨胀系数不一致，工字梁经过高温高压固化成型后比闭合模具腔体尺寸要大，造成挤压变形，本发明提出一种闭合模具的成型方法，能够大幅度提高产品的合格率。
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本发明公开一种无级变角标测装置，包括调节盘(1)、摩擦片(2)、滚动轴(3)、支架(5)、角度调节组件、角度调节台(10)和安装板(11)，其中滚动轴(3)穿过支架(5)，一端与调节盘(1)连接，另一端与T型的连接座(8)的底板连接，滚动轴(3)两侧对称安装摩擦片(2)，其中一片摩擦片用于防滚动轴(3)倾转，另一片用于锁紧滚动轴(3)，用于安装试验件的安装板(11)通过角度调节组件，安装在连接座(8)的竖板上，所述角度调节组件可调节试验件角度。连接座(8)的竖板的旋转中心与滚动轴(3)的旋转中心一致。本发明的无级变角标测装置能够对柔性梁、复合材料等非规则形状试验件提供无级变角标定，提高了非规则形状柔性梁、复合材料试验件标定精度及标定效率。
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本发明提供一种长度可调节的桨叶周转辅助吊具，包括：吊环(1)、钢丝绳(2)、柔性吊带(6)、粗口滑管(7)、套管(8)和细口滑管(11)；细口滑管(11)插入在粗口滑管(7)内，可在粗口滑管(7)内自由移动，细口滑管(11)上还套设有套管(8)，套管(8)用于限制细口滑管(11)插入粗口滑管(7)的程度；粗口滑管(7)与细口滑管(11)的非连接的一端分别通过一根钢丝绳(2)与吊环(1)连接；粗口滑管(7)与细口滑管(11)的非连接的一端还分别通过柔性吊带(6)悬吊复合材料桨叶(12)。省时省力，降低了班组的劳动强度，提高复合材料主桨叶周转的安全性。
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本实用新型公开一种大长度h型梁成型工装，包括主模体(1)、框架(2)、芯模(3)和盖板(6)，其中主模体(1)与框架(2)固定成一体，芯模(3)放置在主模体(1)内，盖板(6)固定在主模体(1)上，主模体(1)、芯模(3)和盖板(6)构成h型梁(5)的成型型面，所述成型型面包括与正放的h型梁(5)右旋90°后的状态对应的成型型面。本实用新型的大长度h型梁成型工装通过构成翻倒状态的h型梁成型型面，h型复合材料梁左右侧均受到模具支撑。h型复合材料梁脱模后两侧应力均衡，致使h型复合材料梁试制后变形较小，满足使用要求。
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本实用新型属于模拟器球幕结构轻量化设计领域，具体涉及一种飞行模拟器球幕。包括承力球幕、成像球幕、连接组件、上顶盖，所述承力球幕呈轴对称拱形结构，以复合材料板件为骨架，蜂窝夹层复合材料球面结构构成外形；所述成像球幕为180°半环形球带，包括多个球瓣单元，各球瓣单元边缘具有向外延伸的翻边，球瓣单元之间通过翻边以可拆卸方式连接；所述上顶盖边缘也具有向外延伸的翻边，与承力球幕和成像球幕分别可拆卸连接。本实用新型提供一种轻质量高强度直升机飞行模拟器球幕结构，结合复合材料作为主承力结构，解决了现有技术重量过大，不便于快速拆装的缺陷。
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本实用新型公开了一种直升机耐坠毁结构，属于机体结构设计技术领域。包括：上缘条、下缘条及位于上缘条与下缘条之间的腹板；上缘条与下缘条及腹板分别由多层复合材料层一体热压成型；上缘条及下缘条呈长条形，腹板整体呈波纹形；腹板的铺层厚度小于上缘条及下缘条的铺层厚度；腹板与下缘条连接的拐角处的铺层厚度小于腹板的铺层厚度；直升机耐坠毁结构通过上缘条与飞机底板连接，通过下缘条与飞机下蒙皮连接。本实用新型采用复合材料波纹梁结构，通过压溃吸能，吸能效率高；本实用新型复合材料波纹梁结构的耐坠吸能效果优于铝合金材料结构件，并省去连接件重量，达到减重效果，采用一体成型，减少零件之间装配，易于设计特殊形式结构。
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本发明属于树脂基复合材料构件制造领域，涉及一种预浸料裁片铺贴定位方法。本发明预浸料裁片铺贴定位方法通过结合复合材料专用数字化设计制造软件铺层铺敷性分析原理，合理布置铺层基准位置和选取基准形状，并将基准传递至预浸料裁片上，以及激光投影数据中。有效将软件铺层铺敷性分析模式，传递至实际预浸料裁片铺贴过程中，使材料利用率在原裁片基础上提升了约13％，裁片铺贴定位效率和精度明显提升，降低了复合材料构件铺层设计制造难度，提高了产品质量稳定性。
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本实用新型属于直升机复合材料桨叶设计领域，尤其涉及一种具有低阻抗导电通路的直升机桨叶结构。当强大的雷电电弧附着在复合材料表面时，高电压与高电流会烧蚀、熔化、燃烧、分解树脂基体，使得复合材料的结构刚度和强度将会急剧降低，导致桨叶结构最终被破坏。本实用新型的直升机桨叶结构，在复材桨叶本体前缘包覆有金属材料的桨尖包片和金属材料的前缘包片，两者搭接，并且在桨尖包片和前缘包片的内表面前缘铺设有碳绳；在桨尖非包片区域的桨叶表面上铺贴有铜网；在复材桨叶本体的根部区域粘接有搭铁片，其一端与前缘包片重叠的区域通过导电胶粘接。大大改善复合材料桨叶的安全性与可靠性，降低了复合材料桨叶维护成本。
本发明公开了一种新型可回收Fe2TiO5/C复合可见光催化材料的制备方法及其应用，采用非水解溶胶‑凝胶工艺，取一定量的钛源和铁源溶解于非水溶剂中，配制成钛铁前驱体溶液，并通过原料中的有机基团引入C；随后将所得到的前驱体溶液加热发生非水解缩聚反应形成溶胶，经凝胶化处理形成凝胶；最后将得到的凝胶先低温脱除有机溶剂，再通过200～900℃热处理，经研磨均匀后得到Fe2TiO5/C复合材料。该复合材料经可见光照射30 min后，对亚甲基蓝的降解率达到99.3%，回收率可达98.6%，且该复合材料可重复利用。本发明制备的光催化材料具有产业化前景高、环境和经济效益显著等优点，因此具有广阔的应用前景。
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本发明属于复合材料成型技术，具体涉及一种厚壁窄腔管梁类复材构件成型的铺贴工艺。管梁类复合材料构件通常使用阳模工装铺贴复合材料然后转移至阴模成型，但厚壁窄腔管梁类复合材料构件具有大长径比、厚壁、层数多的特点，复合材料转移至阴模难以铺贴平整，极易起褶皱，且不易与阴模内壁贴合。本发明提出一种保证厚壁窄腔管梁类复合材料构件铺贴可操作性和厚度稳定性的铺贴方法，采用在阳模上分半铺贴、分组转移至阴模的铺贴方式，解决了厚壁窄腔管梁类复合材料构件铺贴时复合材料架桥，难以铺贴平整的问题，保证了产品的表面质量和厚度稳定性。
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一种能够抵御自动步枪、狙击步枪侵袭的防弹头盔。它接触子弹弹着点的外层材料是防弹瓷球,内层材料采用高分子纤维布或玻璃纤维布,中间过渡层材料采用碳纤维布或铝合金薄板,三种不同的材料在胶粘剂连结作用下构成一种梯度复合型结构防弹材料。防弹瓷球作为基础材料,由于其圆形力学结构,能有效将弹着点的动能向圆四周分解,减少弹丸剪切力向某一点集中而穿透头盔,提高了防护效果。由于防弹瓷球圆形结构,给头盔制作加工与维护带来方便。
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本实用新型公开了一种飞机用滑轨整流罩复合材料成型模具，包括模具本体，所述模具本体的内表面为匹配飞机整流罩的工作弧面，所述的模具本体的下部为支撑框架，所述支撑框架采用多层结构，且每层都设有多排的通孔。本实用新型结构采用的支撑框架具有多层次，大操作空间的设计特点，满足飞机整流罩复杂曲面的加工要求，且更加的牢固，重量轻，实用性强。
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本实用新型涉及一种专用夹具，尤其是用于复合材料拉伸剪切/180°剥离试验的专用夹具，包括定位壳体(4)，挡板(5)，挡块(8)，壳体(4)上具有与试验件相一致的凹腔(11)，凹腔(11)一端具有抵挡试验件的挡块(8)，凹腔(11)中具有能挡住试验件外倾的挡板(5)，挡板(5)上具有可固定挡板的调节螺栓(6)，在定位壳体(4)一端还包括调节螺杆(1)。采用调节螺杆(6)保证了试验件的主轴线和加荷轴线相重合，使倾斜负荷、偏心负荷的影响减至最小，提高了拉伸剪切和180°剥离试验精度，消除了试验时数据的失真。
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本实用新型涉及一种复合材料模具用精度微调装置，包括第一侧挡板、第二侧挡板，所述第一侧挡板设置于第二侧挡板顶侧，所述第一侧挡板与第二侧挡板顶部连接有定位机构，所述第一侧挡板与第二侧挡板内侧分别连接有限位推板，在安装位置微调的过程中，不需要工作人员手动进行反复搬运，大大提高了下模具调节的精确性，能够在位置定位后，不需要工作人员手动扶持下模具，大大提高了下模具的焊接加工过程的安全性，阻尼杆能够起到缓冲的效果，避免压盘对下模具造成破损的情况，在第二减震弹簧的作用下，能够在下模具进行焊接的过程中进一步起到减震的效果，避免在焊接的过程中因震动导致位置偏移的情况发生。
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本实用新型涉及一种斜梁前梁复合材料成型模具，属于航空航天领域，包括焊接框架，焊接框架上表面固定有型板，型板上表面设有侧板组件，型板上表面固定连接有分块A、分块B、定位块A、定位块B。本实用新型使用假件组件在型板上直接成型了侧板组件，减少了侧板组件的安装步骤，改善了装配关系，提高了加工精度，使得产品的合格率上升。
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本发明提供了一种复合材料异形截面封闭管状零件成形工装，其特征在于，包括主模体(1)、盖板(2)、内挡块(3)、外挡块(4)，内挡块(3)、外挡块(4)安装于主模体(1)上，内挡块(3)与外挡块(4)之间或者内挡块(3)、外挡块(4)与主模体(1)边缘之间形成与封闭管状零件轮廓相配合的成形槽(5)，盖板(2)位于内挡块(3)、外挡块(4)上方，与封闭管状零件的上表面形状匹配，成形槽(5)和盖板(2)形成容纳封闭管状零件的空间。
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本实用新型公开了航空航天复合材料模具用精度微调装置，涉及模具调整技术领域，包括模具体，所述模具体的底部两侧均固定连接有侧边板，所述侧边板之间设置有中间轴，所述中间轴的外部套接有转筒，所述转筒的侧面固定连接有调节板。本实用新型通过设置转动轮，在进行实验的时候能够通过转动转动轮将升降杆转动，通过转动轮顶部的调整刻度以及调整刻度侧面的数值板，能够对升降杆进行精确的升降，从而达到对调节板打开角度进行微调的目的，通过设置压紧螺栓，在对调节板的角度进行调整之后，能够利用压紧螺栓的转动使螺杆带动齿轮盘转动，在压紧轴下降的时候能够利用压紧块对调节板进行压紧，达到在调节板调整之后位置稳定的目的。
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本实用新型涉及一种飞机复合材料盒段试验件结构，包括底座，所述底座顶侧顶部连接有移动立板，所述移动立板内侧固定连接有支撑板，所述支撑板顶部对称设有移动横板，所述底座顶侧挖设有连接凹槽，所述连接凹槽内壁左侧通过轴承连接有第一螺纹杆，所述底座右侧固定连接有电机，所述电机的输出轴伸入连接凹槽内腔，且与第一螺纹杆右端固定连接，所述支撑板顶部挖设有滑动凹槽，所述滑动凹槽内壁之间固定连接有导向杆，可以根据盒段试验件的长度大小进行调整移动横板之间的间距，使用更加的灵活，更加全面快捷的对盒段试验件进行装配检测，大大提高了检测过程中对盒段试件装配的适用范围。
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