CN102935754A - 航天器壳体材料及其rtm成型工艺和注射成型系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航天器壳体材料，主要由内、外层复合材料组成，内层是以环氧树脂和芳胺类固化剂体系为基体，外层是以苯并噁嗪树脂为基体，内、外层中间通过一聚砜膜层实现过渡；该壳体材料是通过RTM工艺进行同时注射、同步固化成型后制备得到，先准备注射成型系统，然后制备叠加型纤维预成型体；再在两套注射系统中对树脂进行预热并进行同时注射，同步固化，最后脱模、修整得到航天器壳体材料。本发明的注射成型系统包括模具、第一、二注射系统、第一、二抽真空系统，模腔中设有一聚砜膜分隔成内层模腔和外层模腔。本发明具有工艺步骤少、设备投入小、成本低、效率高、有利于一次整体成型等优点。

Description

航天器壳体材料及其RTM成型工艺和注射成型系统

技术领域

本发明涉及一种纤维增强复合材料及其成型制备工艺，尤其涉及一种具有多功能层的复合材料及其RTM成型工艺。

背景技术

低压液体模塑技术（Liquid Composite Molding，简称LCM）是广泛应用于大尺寸复合材料构件制备的成型工艺，其是指将液态聚合物注入铺有纤维预成型体的闭合模腔中，或加热熔化预先放入模腔内的树脂膜，液态聚合物在流动充模的同时完成树脂/纤维的浸润并经固化成型成为制品的一类制备发工艺技术。树脂传递模塑（Resin Transfer Molding，以下简称RTM）、树脂膜熔渗（Resin Film Infusion，以下简称RFI）是最常见的先进LCM工艺技术。LCM工艺技术可一步浸渍成型带有夹芯、加筋、预埋件的大型构件，可按结构要求铺放纤维，具有高性能、低成本的制造优势，是现今复合材料低成本制造技术的主要发展方向。

RTM工艺是一种采用刚性闭合模具制造复合材料的技术，工艺原理如图1所示。RTM工艺是在阳模12和阴模11组成的模具型腔中预先放置增强材料预成型体13，合模夹紧后，在一定的温度和压力下将经静态混合器混合均匀的树脂体系经注射系统15的注胶口14注入到模具型腔中，通过抽真空系统17进行抽真空，使树脂体系浸渍增强材料预成型体13（多余的树脂从出胶口16抽出），最后经固化、脱模得到制品。RTM工艺因其具有制品尺寸精度高、厚度均匀、孔隙率低、挥发份少等优点，已成为先进复合材料低成本制造技术的主要发展方向之一。

对于某些复合材料构件而言，比如某些航天（飞行）器壳体，壳体内层要求具有足够的刚度以保证整体结构的承载性，壳体外层要求能耐高温和耐冲刷以阻挡气动热，从而保证舱内仪器的安全。此类航天器壳体在工作时其外表面要承受很高的温度，最高一般可达到1000℃，在高温和高速气流冲刷条件下，结构体表面普遍采用烧蚀防热复合材料，它是通过材料在热流作用下发生分解、熔化、蒸发、升华等多种吸热和散热的物理和化学变化，以自身的质量消耗带走大量热能，防止热量传入内部结构，从而达到防热的目的。对耐烧蚀复合材料而言，基体树脂对复合材料的性能有着重要影响，其中最重要的特性就是成碳特性，即成碳率的高低与碳化层的坚实程度，在已知不同类型的树脂中，酚醛树脂的成碳率是最高的；但是传统的酚醛树脂脆性较大，而且由于其固化反应是缩聚反应，反应放出大量的水和小分子，这会造成复合材料制品的孔隙率较大，已不能满足更高的要求，这已成为了制约其在RTM制备树脂基耐烧蚀构件中应用的瓶颈。

此外，传统的RTM工艺只能注射单一树脂，对于上述具有多功能层的航天器壳体复合材料构件来说，通常的制备方法是采用RTM工艺分别制备各功能层，再将其粘接在一起，这样不但增加了工艺的难度和复杂性，而且也降低了整体结构的可靠性。如若采用同时注射的方式一次性整体制备该类复合材料构件，首先由于不同类型树脂的注射工艺特性和固化工艺特性相差很大，两种不同类型的树脂很难实现同时注射和同步固化；其次由于两种树脂同时进入模腔，不同功能层的增强体之间没有隔离层，两种不同类型的树脂胶液会产生混流。可见，对于该类具有多功能层的复合材料构件的一次整体成型，现有的RTM成型技术中一直无法有效地解决。

发明内容

本发明要解决的技术问题是克服现有技术的不足，提供一种成本低、整体性好、力学性能好且耐热性好的航天器壳体材料，还提供一种工艺步骤少、工艺设备投入小、成本低、效率高、有利于一次整体成型的航天器壳体材料的RTM成型工艺，还提供一种结构简单、组装方便、成本低、可用于RTM一次性整体成型多功能层复合材料的RTM成型工艺用的注射成型系统。

为解决上述技术问题，本发明提出的技术方案为一种航天器壳体材料（特别适用于具有耐热和承载两种功能层的壳体材料），主要由内层复合材料和外层复合材料组成，所述内层复合材料是以E-44环氧树脂和芳胺类GA-327固化剂体系为内层基体，所述外层复合材料是以苯并噁嗪树脂为外层基体，所述内层复合材料和外层复合材料中间通过一聚砜膜层实现过渡和融合，所述壳体材料是通过RTM工艺进行同时注射、同步固化且一次整体成型后制备得到。

上述的航天器壳体材料中，优选的，所述苯并噁嗪树脂在76℃～140℃的温度范围内粘度低于800mPa·s，且粘度在800mPa·s以下的保持时间大于20min。

上述的航天器壳体材料中，优选的，所述E-44环氧树脂在60℃～90℃的温度范围内粘度低于800mPa·s，且粘度在800mPa·s以下的保持时间大于20min。

上述的航天器壳体材料，所述内层基体采用的树脂体系中，所述GA327固化剂的用量优选为E-44环氧树脂质量的20%～35%。

作为一个总的技术构思，本发明还提供一种上述的航天器壳体材料的RTM成型工艺，包括以下步骤：

（1）准备注射成型系统：根据预先设计的航天器壳体材料的结构尺寸，准备好RTM成型工艺用的注射成型系统，所述注射成型系统包括模具、第一注射系统、第二注射系统和抽真空系统；

（2）制备预成型体：在所述模具的表面铺覆增强材料和聚砜膜，使其最终形成内层纤维预成型体-聚砜膜-外层纤维预成型体的叠加型纤维预成型体；模具合模后形成由聚砜膜隔离开的包含内层纤维预成型体的内层模腔和包含外层纤维预成型体的外层模腔；

（3）准备树脂体系：在所述第一注射系统中置备E-44环氧树脂和芳胺类GA-327固化剂体系，在所述第二注射系统中置备苯并噁嗪树脂，并对第一、二注射系统中树脂进行预热；

（4）注射：使所述第一、二注射系统分别与所述内层模腔和外层模腔相连通，开启所述的抽真空系统，使所述第一注射系统中的E-44环氧树脂和芳胺类GA-327固化剂体系注射到内层模腔中并充分浸渍其中的内层纤维预成型体，与此同时，使所述第二注射系统中的苯并噁嗪树脂注射到外层模腔中并充分浸渍其中的外层纤维预成型体；

（5）固化：将注射完成后的模具进行固化处理，固化完成后经过脱模、修整，得到航天器壳体材料。

上述的RTM成型工艺，所述固化时的固化制度优选为：先在90℃～100℃温度下保温2h～4h，然后在130℃～140℃温度下保温2h～4h，最后在170℃～180℃温度下保温2h～4h。

上述的RTM成型工艺，所述注射时的注射温度优选控制在76℃～90℃。

上述的RTM成型工艺，优选的，所述注射成型系统中的模具包括阴模和阳模，所述阳模与模腔中的聚砜膜合围成所述的内层模腔，所述阴模与模腔中的聚砜膜合围成所述的外层模腔，所述第一注射系统通过第一注胶口连通至内层模腔，所述第二注射系统通过第二注胶口连通至外层模腔；所述抽真空系统包括第一抽真空系统和第二抽真空系统，所述第一抽真空系统通过第一出胶口连通至内层模腔，所述第二抽真空系统通过第二出胶口连通至外层模腔。

作为一个总的技术构思，本发明还提供一种航天器壳体材料RTM成型工艺用的注射成型系统，包括模具、第一注射系统、第二注射系统、第一抽真空系统和第二抽真空系统，所述模具包括阴模和阳模，所述阴模和阳模组成的模腔中设有一聚砜膜，所述聚砜膜层将所述模腔分隔成内层模腔和外层模腔，所述第一注射系统通过第一注胶口连通至内层模腔，所述第二注射系统通过第二注胶口连通至外层模腔；所述第一抽真空系统通过第一出胶口连通至内层模腔，所述第二抽真空系统通过第二出胶口连通至外层模腔。

上述技术方案是基于以下技术思路，首先是基于现实中对具有内、外不同功能层的航天器类壳体材料的需求，这类壳体材料包括有诸如航天器壳体蒙皮、火箭发动机燃烧室壳体等部件，这类壳体材料一般要求其内侧部分具有承载功能，其外侧部分具有耐热（防热）功能，为了使这类壳体材料能够应用先进的RTM成型工艺进行制备，则首先需要为这类壳体材料的内层和外层分别选用合适的树脂组合物产品，而选择的树脂组合物产品必须要符合两个基本的条件，即：第一，内、外层的两种树脂应当能够满足RTM工艺对同时注射、同步固化的一体化成型要求；第二，这两种树脂在共注射、共固化成型过程中不会发生相互反应和混溶。当然，除前述两个基本要素外，选用的树脂在原料可获得性、经济性、功能的优异性等方面，也应当保持较高水平和相对优势。因此，RTM树脂原料的选择，亦即是航天器壳体材料中树脂基体的选择，成为本发明的关键要素之一。

首先，就本发明壳体材料的外层基体而言，为了优化得到能够适用于RTM注射的可用于本发明壳体材料中作为防热功能层的树脂，我们以氨酚醛树脂、双马来酰亚胺改性酚醛树脂、苯并噁嗪树脂、聚芳基乙炔树脂、普通钡酚醛树脂、低压钡酚醛树脂、酚醛型氰酸酯树脂等为对象，并分别测试这些酚醛树脂的粘温特性、粘时特性、DSC、树脂固化物的成碳率、以前述树脂为基体的复合材料孔隙率、质量烧蚀率和线烧蚀率等指标，经过我们反复的对比、观察和分析，最终确定了综合性能最佳的苯并噁嗪树脂作为本发明壳体材料中外层树脂基体的原料。因为，苯并噁嗪树脂在76℃～140℃的温度范围内可以满足RTM工艺的基本要求，而且，通过对苯并噁嗪树脂进行化学反应动力学分析可知，苯并噁嗪树脂的固化制度为：在90℃～110℃下保温2h～4h，在130℃～150℃下保温2h～4h，然后在170℃～200℃下保温2h～4h。

在选定苯并噁嗪树脂作为本发明航天器壳体材料外层耐热功能层基体的前提下，我们进一步确定内层树脂基体原料的选用。就本发明壳体材料的内层基体而言，一般优选采用环氧树脂体系作为内层进行承载，然而，环氧树脂体系中包括的树脂种类非常丰富，且适用于各种环氧树脂的固化剂种类也相当多，因此要优化出能够适用于本发明的内层基体树脂材料变得相当困难。通过我们的反复实验、观察和分析，我们最终确定以E-20环氧、E-44环氧、E-51环氧、双酚F型环氧、TDE-85环氧、TDE-90环氧、AG-80环氧、F648环氧为内层树脂基体进行测试，而为了配合前述环氧树脂的测试，我们选用的固化剂包括了邻苯二甲酸酐、四氢苯酐、六氢苯酐、甲基四氢苯酐、甲基六氢苯酐、甲基纳迪克酸酐、十二烯基琥珀酸酐和偏苯三甲酸酐等酸酐类固化剂，也包括脂环族类异佛尔酮二胺固化剂，芳香族类间苯二胺、二氨基二苯基甲烷、二氨基二苯基砜固化剂，还有芳胺类GA-327固化剂，经过系统反复测试各种环氧树脂基体和固化剂组合的粘温特性、粘时特性和树脂固化物的力学性能，最终我们确定了本发明壳体材料中内层基体选用的树脂体系，即E-44环氧树脂和GA-327固化剂体系，该环氧树脂体系中GA327固化剂的用量优选为E-44环氧质量的20%～35%，特比优选为30%。该环氧体系在60～90℃的温度范围内粘度低于800mPa·s，且粘度在800mPa·s以下的保持时间大于20min；通过化学反应动力学分析可知，该树脂体系的固化制度为：在80℃～100℃下保温2h～4h，在120℃～140℃下保温2h～4h，然后在160℃～180℃下保温2h～4h。该树脂体系不仅能匹配前述确定的苯并噁嗪树脂的工艺窗口，而且综合性能达到最佳。该树脂体系不仅能匹配前述确定的苯并噁嗪树脂的工艺窗口，而且综合性能达到最佳。

由上可见，在现有技术中公开了大量可选择树脂种类的前提下，在不同树脂及其固化剂的组合方式千变万化的背景下，本发明最终确定了能够共同适用于RTM注射成型工艺并进行同时注射、同时固化的树脂组合方式，这不仅是本申请发明人在反复对比实验和优化后提出的技术方案，而且充分考虑了外层树脂的防热耐烧蚀性能和力学性能，也充分考虑了内层树脂的力学性能和热性能，还充分考虑了两种树脂在进行同时注射和同步固化对工艺要求的适用性，也充分验证了各种树脂配方的应用效果和可行性，本发明的上述技术方案最终表现出十分显著的技术效果和优势。

本发明壳体材料的内、外层树脂基体的选择及搭配方式确定后，还需要进一步解决RTM工艺中两种树脂可能发生互溶、混流和相互反应的问题，因为传统的RTM注射成型系统中只有一个模腔，如果多层复合材料均在同一个模腔中成型，则不可避免地会使树脂基体发生混流，从而使制备具有内外双层功能层复合材料的目的不能实现，虽然曾经有过将固化树脂基体作为中间隔离层以实现模腔分区的工艺方案来制备多功能层复合材料，但这种工艺也仅适用于三层以上的复合材料，且由于增加了中间隔离层的设置，其工艺成本大大提高。而本发明中为了避免两种不同类型的内、外层树脂胶液同时进入模腔后发生混流，本发明采用了设置聚砜膜作为两种功能层分隔界面，聚砜膜材料的选择不仅是发明人经过系统比较和优化试验后得到的最佳材料，而且其厚度小（只有0.02mm左右）、工艺操作性好（铺设方便、能将两种胶液完全隔离），界面结合性优异（在两侧树脂胶液固化过程中能形成良好的界面结合），在固化后能够真正实现内、外层复合材料的完美结合和一体成型，不会像诸如粘结、胶结等物理结合方式影响航天器壳体材料的整体性。

综上所述，与现有技术相比，本发明的优点在于：本发明提出的树脂组合搭配方式、RTM成型工艺以及树脂胶液的注射成型系统，可以真正实现两种不同树脂的同时注射和同步固化，其可有效应用于航天器壳体等具有防热耐烧蚀和承载两种功能层复合材料构件的制备，可以实现该多功能层（特别是两层功能层）复合材料构件的一次整体成型，减少工艺步骤，提高RTM成型制品整体结构的可靠性和综合使用性能，使RTM成型制品的多功能性得到强化，降低制备成本。

附图说明

图1为现有技术中RTM工艺用注射成型系统的结构示意图。

图2为本发明中RTM工艺用注射成型系统的结构示意图。

图3为本发明实施例中制得的航天器壳体材料的断面形貌照片。

图例说明：

11. 阴模； 12. 阳模； 13. 增强材料预成型体； 14. 注胶口； 15. 注射系统； 16. 出胶口； 17. 抽真空系统； 21. 内层纤维预成型体； 22. 聚砜膜； 23. 外层纤维预成型体； 31. 第一注射系统； 32. 第二注射系统； 41. 第一注胶口； 42. 第二注胶口； 51. 第一抽真空系统； 52. 第二抽真空系统； 61. 第一出胶口； 62. 第二出胶口。

具体实施方式

以下结合说明书附图和具体实施例对本发明作进一步描述。

实施例：航天器舱体壳体及其RTM成型。

一种如图3所示的本发明的航天器舱体壳体，该航天器舱体壳体的外层要承受气动热，需要具有耐热、耐高温、抗烧蚀等功能，内层主要用于承载和受力，需具有良好的力学性能。本实施例中的壳体材料主要由内层复合材料和外层复合材料组成，内层复合材料是以E-44环氧树脂（购自岳阳巴陵石化有限公司）和芳胺类GA-327固化剂（购自江苏宜兴江南医用化工厂）体系为内层基体，其中，E-44环氧树脂在60℃～90℃的温度范围内粘度低于800mPa·s，且粘度在800mPa·s以下的保持时间大于20min，GA327固化剂的用量为E-44环氧树脂质量的30%；外层复合材料是以苯并噁嗪树脂（购自山东宜能高分子材料有限公司）为外层基体，外层基体用的苯并噁嗪树脂在76℃～140℃的温度范围内粘度低于800mPa·s，且粘度在800mPa·s以下的保持时间大于20min，内层复合材料和外层复合材料中间通过一聚砜膜层实现过渡和融合，本实施例的壳体材料是通过RTM工艺进行同时注射、同步固化且一次整体成型后制备得到。

本实施例的航天器舱体壳体由RTM成型工艺制备得到，该工艺采用了如图2所示的注射成型系统，该注射成型系统包括模具、第一注射系统31、第二注射系统32、第一抽真空系统51和第二抽真空系统52，模具包括阴模11和阳模12，阴模11和阳模12组成的模腔中设有一聚砜膜22，聚砜膜22将模腔分隔成用于置放内层纤维预成型体21的内层模腔和用于置放外层纤维预成型体23的外层模腔，第一注射系统31通过第一注胶口41连通至内层模腔，第二注射系统32通过第二注胶口42连通至外层模腔；第一抽真空系统51通过第一出胶口61连通至内层模腔，第二抽真空系统52通过第二出胶口62连通至外层模腔。

本实施例航天器舱体壳体材料的RTM成型工艺包括以下步骤：

1. 准备注射成型系统：

根据预先设计的航天器舱体壳体的结构尺寸，准备好如图2所示的RTM成型工艺用的注射成型系统；并将模具预热至80℃。

2. 制备预成型体：

2.1铺覆内层增强材料：裁剪用于制备本实施例壳体中内层复合材料的内层增强材料，该内层增强材料为碳纤维平纹布制作（牌号为T300 3K，购自日本东丽公司），按照阳模12的形状和尺寸裁剪四层前述的碳纤维平纹布，然后如图2所示依次叠加铺覆在阳模12表面得到内层纤维预成型体21。

2.2铺覆隔离用聚砜膜：裁剪用于隔离内外表面功能层的隔离层材料，该材料为聚砜膜（购自杭州科伯特过滤器材有限公司公司）制作，按照内层纤维预成型体21的外表面形状和尺寸裁剪一层聚砜膜22即可（厚度为0.02mm），然后如图2所示将聚砜膜22铺覆在内层纤维预成型体21表面。

2.3铺覆外层增强材料：裁剪用于制备本实施例壳体中外层复合材料的外层增强材料，该外层增强材料为碳纤维平纹布制作（牌号为T300 3K，购自日本东丽公司），按照聚砜膜22外表面形状和尺寸裁剪十层碳纤维平纹布，然后如图2所示依次叠加铺覆在聚砜膜22表面，得到外层纤维预成型体23；合模后的模腔内最终形成内层纤维预成型体21-聚砜膜22-外层纤维预成型体23的叠加型纤维预成型体；模腔则形成由聚砜膜22隔离开的包含内层纤维预成型体21的内层模腔和包含外层纤维预成型体23的外层模腔。

3. 准备树脂体系：

在本实施例注射成型系统的第一注射系统31中置备E-44环氧树脂和芳胺类GA-327固化剂体系，并调节第一注射系统的计量设备，使注胶过程中E-44环氧树脂和GA327固化剂的质量比满足100︰30，并将第一注射系统31中的树脂体系预热至80℃，在此温度下该树脂体系的粘度为185mPa.s。

在本实施例注射成型系统的第二注射系统32中置备苯并噁嗪树脂，同样将其预热至80℃，此温度下该树脂粘度为560mPa.s。

4. 注射：

第一注射系统31用于注射本实施例壳体中内层复合材料基体，其通过第一注胶口41与内层模腔连通，第二注射系统32是用于注射本实施例壳体中外层复合材料基体的，其通过第二注胶口42与外层模腔连通。然后同时开启第一抽真空系统51和第二抽真空系统52，分别对内层模腔和外层模腔进行抽真空处理，并保持内、外层模腔的真空度达到-0.095MPa以上，再开启第一注射系统31和第二注射系统32，将E-44环氧树脂和芳胺类GA-327固化剂体系经第一注胶口41注入到内层模腔中以浸渍其中的内层纤维预成型体21，与此同时，将苯并噁嗪树脂经第二注胶口42注入到外层模腔中以浸渍其中的外层纤维预成型体23，由于在两层纤维预成型体之间设置了隔离用的聚砜膜22，从而有效避免了两种不同类型的树脂胶液体系进入模腔后发生混流；当发现第一出胶口61和第二出胶口62处都有树脂胶液溢出时，停止注射；关闭抽真空系统，停止抽真空。

5. 共固化：

注射完成后，将第一注射系统31、第二注射系统32、第一抽真空系统51和第二抽真空系统52从模具中解除，然后将模具进行共固化处理，共固化时的固化制度为：先在100℃温度下保温2h，然后在130℃温度下保温2h，最后在180℃温度下保温4h；共固化完成后经过脱模、修整、清理，得到本实施例的航天器舱体壳体材料。

Claims (9)

1.一种航天器壳体材料，主要由内层复合材料和外层复合材料组成，其特征在于：所述内层复合材料是以E-44环氧树脂和芳胺类GA-327固化剂体系为内层基体，所述外层复合材料是以苯并噁嗪树脂为外层基体，所述内层复合材料和外层复合材料中间通过一聚砜膜层实现过渡和融合，所述壳体材料是通过RTM工艺进行同时注射、同步固化且一次整体成型后制备得到。

2.根据权利要求1所述的航天器壳体材料，其特征在于：所述苯并噁嗪树脂在76℃～140℃的温度范围内粘度低于800mPa·s，且粘度在800mPa·s以下的保持时间大于20min。

3.根据权利要求1或2所述的航天器壳体材料，其特征在于：所述E-44环氧树脂在60℃～90℃的温度范围内粘度低于800mPa·s，且粘度在800mPa·s以下的保持时间大于20min。

4.根据权利要求1或2所述的航天器壳体材料，其特征在于：所述内层基体采用的树脂体系中，所述GA327固化剂的用量为E-44环氧树脂质量的20%～35%。

5.一种如权利要求1～4中任一项所述的航天器壳体材料的RTM成型工艺，包括以下步骤：

（1）准备注射成型系统：根据预先设计的航天器壳体材料的结构尺寸，准备好RTM成型工艺用的注射成型系统，所述注射成型系统包括模具、第一注射系统、第二注射系统和抽真空系统；

（2）制备预成型体：在所述模具的表面铺覆增强材料和聚砜膜，使其最终形成内层纤维预成型体-聚砜膜-外层纤维预成型体的叠加型纤维预成型体；模具合模后形成由聚砜膜隔离开的包含内层纤维预成型体的内层模腔和包含外层纤维预成型体的外层模腔；

（3）准备树脂体系：在所述第一注射系统中置备E-44环氧树脂和芳胺类GA-327固化剂体系，在所述第二注射系统中置备苯并噁嗪树脂，并对第一、二注射系统中树脂进行预热；

（4）注射：使所述第一、二注射系统分别与所述内层模腔和外层模腔相连通，开启所述的抽真空系统，使所述第一注射系统中的E-44环氧树脂和芳胺类GA-327固化剂体系注射到内层模腔中并充分浸渍其中的内层纤维预成型体，与此同时，使所述第二注射系统中的苯并噁嗪树脂注射到外层模腔中并充分浸渍其中的外层纤维预成型体；

（5）固化：将注射完成后的模具进行固化处理，固化完成后经过脱模、修整，得到航天器壳体材料。

6.根据权利要求5所述的RTM成型工艺，其特征在于，所述固化时的固化制度为：先在90℃～100℃温度下保温2h～4h，然后在130℃～140℃温度下保温2h～4h，最后在170℃～180℃温度下保温2h～4h。

7.根据权利要求5或6所述的RTM成型工艺，其特征在于，所述注射时的注射温度控制在76℃～90℃。

8.根据权利要求5或6所述的RTM成型工艺，其特征在于，所述注射成型系统中的模具包括阴模和阳模，所述阳模与模腔中的聚砜膜合围成所述的内层模腔，所述阴模与模腔中的聚砜膜合围成所述的外层模腔，所述第一注射系统通过第一注胶口连通至内层模腔，所述第二注射系统通过第二注胶口连通至外层模腔；所述抽真空系统包括第一抽真空系统和第二抽真空系统，所述第一抽真空系统通过第一出胶口连通至内层模腔，所述第二抽真空系统通过第二出胶口连通至外层模腔。

9.一种如权利要求1～4中任一项所述的航天器壳体材料RTM成型工艺用的注射成型系统，包括模具、第一注射系统、第二注射系统、第一抽真空系统和第二抽真空系统，所述模具包括阴模和阳模，其特征在于：所述阴模和阳模组成的模腔中设有一聚砜膜，所述聚砜膜层将所述模腔分隔成内层模腔和外层模腔，所述第一注射系统通过第一注胶口连通至内层模腔，所述第二注射系统通过第二注胶口连通至外层模腔；所述第一抽真空系统通过第一出胶口连通至内层模腔，所述第二抽真空系统通过第二出胶口连通至外层模腔。

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