CN103343868A - 一种复合材料星敏支架及其制备方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种复合材料星敏支架及其制备方法，属于复合材料结构技术领域。本发明的碳纤维复合材料星敏支架，与同造型的铸铝件相比，结构热变形由1.86"/℃减至0.6"/℃；一阶基频由122Hz增至167Hz；重量由5.68kg降至3.31kg，减重41.7%；尺寸精度高；质量稳定；经超声波无损检测证实，内部无缺陷；生产效率高。复合材料星敏支架，由于采用负膨胀的高模量或超高模量碳纤维、准各向同性复合材料，具有质量轻、刚度高、热稳定性好、精度高和阻尼减振等优势。本发明的复合材料星敏支架已成功应用于某遥感卫星，通过了空间飞行考验。

Description

一种复合材料星敏支架及其制备方法

技术领域

本发明涉及一种复合材料星敏支架及其制备方法，属于复合材料结构技术领域。

背景技术

星敏感器（以下简称星敏）是卫星上姿态控制及轨道调整的手段之一，而星敏支架是卫星总装零件中的关键件，用于星敏与卫星相机支撑结构之间的连接，承受从生产到空间任务整个寿命期间的各种载荷。

星敏支架应保证质量轻、刚度高、蠕变小、热稳定性好、制造工艺简单、加工周期短等优势。目前，卫星上星敏支架的材料为铸造铝合金，在生产和试验中发现存在以下问题：

1）易出现显微疏松、孔洞、夹杂等缺陷，成品率低，制造周期长（一般为4～5个月）；

2）热稳定性较差，热变形为1.86"/℃，不能满足设计要求的＜1"/℃；

3）一阶基频为122Hz，不能满足>140Hz的要求。

发明内容

本发明的目的是为了提出一种复合材料星敏支架及其制备方法，该星敏支架质量轻、尺寸精度高、刚度高、热稳定性好、一阶基频高、制造工艺简单、周期短、质量稳定。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的。

本发明的一种复合材料星敏支架，该星敏支架由法兰盘和三个圆柱体组成；法兰盘底面上分布着三个圆柱体；该三个圆柱体彼此相贯；三个圆柱体呈非等角度分布，三个圆柱体轴线在法兰面上的投影与基准线之间的夹角分别为26.5°、26.5°和63°；三个圆柱体的轴线与法兰盘底面的交点构成边长为60mm×60mm×48.3mm的三角形；

增强材料采用高模量碳纤维或超高模量碳纤维；碳纤维预制件采用准各向同性方式铺层。

高模量碳纤维拉伸模量介于320GPa～440GPa之间，为M35J碳纤维、M40碳纤维或M40J碳纤维，M40J碳纤维的热膨胀系数为-0.83×10^-6/℃。

超高模量碳纤维拉伸模量大于440GPa，为M46J碳纤维、M50J碳纤维、M55J碳纤维或M60J碳纤维，M55J碳纤维和M60J碳纤维的热膨胀系数均为-1.1×10^-6/℃。

准各向同性铺层方式为【+60/0/-60】_ns、【0/+45/-45/90】_ns或【0/+45/90/-45】_ns，n为层数，s代表对称铺层。

本发明的一种复合材料星敏支架的制备方法，步骤为：

第一步，碳纤维预制件的制备

1）铺层：

在非金属芯模表面按照准各向同性的方式铺叠碳纤维织物；具体方法是：

先铺叠法兰盘的N层碳纤维织物，再铺叠法兰盘的M层碳纤维织物，且M层碳纤维织物延续至三个圆柱面的外侧；三个圆柱面的内侧采取两两圆柱面碳纤维织物延续的方式铺叠，即在每个圆柱面的周向分若干个区域，每个区域彼此搭接，且每层的搭接缝相互错开；在三个圆柱面相贯的部位外侧R角和圆柱面与法兰盘连接部位R角处，铺叠D层窄条碳纤维织物，对各R角处进行局部补强；

2）缝合：

首先采用边界缝合法把铺叠法兰盘的N层碳纤维织物连接在一起，把构成三个圆柱的M层碳纤维织物连接在一起；然后采用结构缝合法将已进行边界缝合的法兰盘和三个圆柱体连接在一起，；再将D层窄条碳纤维织物缝合在各R角处，成为星敏支架的碳纤维预制件；最后将非金属芯模移除；

第二步，设计、制造成型模具

成型模具包括底板、三个芯模、四块外模和三个端盖；

成型模具上带有一个进胶口和三个出胶口，进胶口在底板上，三个出胶口分别在三个端盖的中心位置；

第三步，装模

在成型模具的贴模面涂敷脱模剂，将第一步制备的碳纤维预制件放在成型模具底板的凹槽内，向三个圆柱体内腔放入对应的芯模，然后用四块外模贴合在三个圆柱体的外面；每块外模分别与底板1用定位销定位，最后将端盖放置在三个圆柱体的顶端面上，三个端盖与外模用定位销定位；三个芯模分别与三个端盖定位；

第四步，注胶、固化

将预热的树脂经RTM设备注射进预热的成型模具的内腔，当树脂充满成型模具的内腔后，停止注胶，封闭成型模具，将成型模具放入烘箱中固化；

第五步，脱模

拆除成型模具，得到固化成型的星敏支架。

第一步中，碳纤维织物的组织结构为平纹、斜纹或缎纹。

第一步中，非金属芯模的材料为木材、尼龙或聚乙烯；非金属芯模的形状尺寸星敏支架的圆柱体内腔形状尺寸一致。

第二步中，成型模具的材料为合金钢，硬度HRC25～34。

第四步中，树脂的预热温度与成型模具的预热温度相匹配，即两者的温差在10℃以内。

有益效果

本发明的碳纤维复合材料星敏支架，与同造型的铸铝件相比，结构热变形由1.86"/℃减至0.6"/℃；一阶基频由122Hz增至167Hz；重量由5.68kg降至3.31kg，减重41.7%；尺寸精度高；质量稳定；经超声波无损检测证实，内部无缺陷；生产效率高。复合材料星敏支架，由于采用负膨胀的高模量或超高模量碳纤维、准各向同性复合材料，具有质量轻、刚度高、热稳定性好、精度高和阻尼减振等优势。本发明的复合材料星敏支架已成功应用于某遥感卫星，通过了空间飞行考验。

附图说明

图1为实施例中星敏支架产品图；

图2为实施例中星敏支架成型模具图；

图3为实施例中星敏支架成型模具图的A-A剖视图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明。

一种复合材料星敏支架，为了达到精度高、刚度高、热稳定性好、一阶基频高的目的，选用负膨胀的高模量碳纤维或超高模量碳纤维作为纤维增强材料。

高模量碳纤维是指拉伸模量介于320GPa～440GPa之间的碳纤维，如：M35J、M40、M40J碳纤维，M40J碳纤维的热膨胀系数为-0.83×10^-6/℃；超高模量碳纤维是指拉伸模量大于440GPa的碳纤维，如：M46J、M50J、M55J、M60J，M55J碳纤维和M60J碳纤维的热膨胀系数均为-1.1×10^-6/℃。

本发明的一种复合材料星敏支架，为了达到热稳定性好的目的，除了增强纤维选择负膨胀系数的高模量或超高碳纤维以外，还从铺层设计的角度考虑，采用准各向同性方式铺层，以达到星敏支架整个结构各方向热变形趋于一致：

复合材料不同于金属材料，属各向异性材料，为了达到各方向力学性能、热性能尽可能一致，通过铺层设计，可以达到准各向同性。准各向同性的铺层方式有：【+60/0/-60】_ns、【0/+45/-45/90】_ns或【0/+45/90/-45】_ns。

该星敏支架是在法兰盘底面上分布着三个圆柱体；

三个圆柱体彼此相贯；

三个圆柱体呈非等角度分布，三个圆柱体轴线在法兰面上的投影与基准线之间的夹角分别为26.5°、26.5°和63°；

上述夹角的角度公差±0.2°；

三个圆柱体的轴线与法兰盘底面的交点构成边长为60mm x60mm x48.3mm的三角形；

结构的热变形＜1"/℃；

结构的一阶基频>140Hz。

本发明的一种复合材料星敏支架的制备方法，该方法的具体步骤为：

第一步，纤维预制件制备

采用高模量或超高模量碳纤维织物，织物的组织结构可以是平纹、斜纹或缎纹。在非金属芯模表面按照准各向同性的方式铺叠织物，芯模的材料可以是木材，也可以是尼龙、聚乙烯等塑料，芯模由三个圆柱体组成，三个圆柱体两两相贯，并在底部连接；三部分之间有连接、定位装置，以保证三个夹角的准确。

法兰盘的铺叠分两次进行，首先铺N层碳纤维织物，然后再铺M层碳纤维织物；为了保证织物铺叠的连续性，尤其是三个圆柱彼此相贯线部位的纤维连续，具体方法是：将法兰盘的M层碳纤维织物延续至三个圆柱面的外侧；三个圆柱面的内侧将采取两两圆柱面碳纤维织物延续的方式铺叠，即在每个圆柱面的周向分若干个区域，每个区域彼此搭接，且每层的搭接缝相互错开，共计M层；另外，为了保证三个圆柱面相贯的部位外侧R角和圆柱面与法兰盘连接部位R角的要求，此处使用D层窄条碳纤维织物进行局部补强。

首先采用边界缝合法把铺叠法兰盘的N层碳纤维织物连接在一起，把构成三个圆柱体的M层碳纤维织物连接在一起；然后采用结构缝合法将已进行边界缝合的法兰盘和三个圆柱体连接在一起，；再将D层窄条碳纤维织物缝合在各R角处，成为星敏支架的纤维预制件；最后将非金属芯模移除；

第二步，设计、制造成型模具

成型模具的材料为合金钢，调质处理至硬度HRC25～34，成型模具的基准在放置纤维预制件法兰盘的底板1处；三个圆柱体的外形尺寸由与底板1定位的四块外模3保证；三个圆柱端面处分别有三个端盖4，端盖4与四块外模3定位；三个圆柱的内腔尺寸由三个芯模2保证，芯模2与对应的端盖4定位。成型模具设一个进胶口、三个出胶口，进胶口在法兰盘下部的底板1上，三个出胶口分别在三个端盖4的中心位置；

第三步，装模

在成型模具的贴模面涂敷脱模剂，将所述第一步制备的纤维预制件放在成型模具的底板1上，使其法兰面嵌入底板1的槽内，向三个圆柱体内腔放入对应的芯模2，然后合四块外模3，每块外模3分别与底板1用定位销定位，最后合端盖4，三个端盖4与外模3用定位销定位；三个芯模2分别与三个端盖4定位；

第四步，注胶、固化

将预热的树脂经RTM设备注射进预热的成型模具的内腔，当树脂充满模腔后，停止注胶，封闭成型模具，将成型模具放入烘箱中固化。树脂的预热温度与成型模具的预热温度相匹配，即两者的温差控制在10℃以内。

第五步，脱模

拆除成型模具的各零件，得到固化成型的星敏支架。

实施例

如图1、2和3所示，一种复合材料星敏支架，该星敏支架由法兰盘和三个圆柱体组成；法兰盘底面上分布着三个圆柱体；该三个圆柱体彼此相贯；三个圆柱体呈非等角度分布，三个圆柱体轴线在法兰面上的投影与基准线之间的夹角分别为26.5°、26.5°和63°；三个圆柱体的轴线与法兰盘底面的交点构成边长为60mm x60mm x48.3mm的三角形；；

增强材料采用M55J超高模量碳纤维。

准各向同性铺层方式为【0/+45/90/-45】_2s，2为层数，s代表对称铺层。

一种复合材料星敏支架的制备方法，步骤为：

第一步，碳纤维预制件的制备

1）铺层：

在非金属芯模表面按照准各向同性的方式铺叠碳纤维织物；具体方法是：

先铺叠法兰盘的5层碳纤维织物，再铺叠法兰盘的16层碳纤维织物，其中后铺叠的16层碳纤维织物延续至三个圆柱面的外侧；三个圆柱面的内侧将采取两两圆柱面碳纤维织物延续的方式铺叠，即在每个圆柱面的周向分若干个区域，每个区域彼此搭接，且每层的搭接缝相互错开，共计16层；在三个圆柱面相贯的部位外侧R角和圆柱面与法兰盘连接部位R角处，采用4层窄条碳纤维织物铺叠，对R角处局部补强；

2）缝合：

首先采用边界缝合法把铺叠法兰盘的5层碳纤维织物连接在一起，把构成三个圆柱体的16层碳纤维织物连接在一起；然后采用结构缝合法将已进行边界缝合的法兰盘和三个圆柱体连接在一起；再将4层窄条碳纤维织物缝合至各R角处，成为星敏支架的碳纤维预制件；最后将非金属芯模移除；

第二步，设计、制造成型模具

成型模具包括底板1、三个芯模2、四块外模3和三个端盖4；

成型模具上带有一个进胶口和三个出胶口，进胶口在底板1上，三个出胶口分别在三个端盖4的中心位置；

第三步，装模

在成型模具的贴模面涂敷脱模剂，将第一步制备的碳纤维预制件放在成型模具底板1的凹槽内，向三个圆柱体内腔放入对应的芯模2，然后用四块外模3贴合在三个圆柱体的外面；每块外模3分别与底板1用定位销定位，最后将端盖4放置在三个圆柱体的顶端面上，三个端盖4与外模3用定位销定位；三个芯模2分别与三个端盖4定位；

第四步，注胶、固化

将预热温度为65℃的环氧树脂经RTM设备注射进预热温度为70℃的成型模具的内腔，当树脂充满成型模具的内腔后，停止注胶，封闭成型模具，将成型模具放入烘箱中固化；

第五步，脱模

拆除成型模具的各零件，得到固化成型的星敏支架。

第一步中，碳纤维织物的组织结构为平纹。

第一步中，非金属芯模的材料为木材；非金属芯模的形状尺寸星敏支架的圆柱体内腔形状尺寸一致。

第二步中，成型模具的材料为45号合金钢，硬度HRC29～32。

本发明的碳纤维复合材料星敏支架，与同造型的铸铝件相比，结构在热真空环境下的热变形由1.86"/℃减至0.6"/℃，减小67.7％；振动试验结果表明，一阶基频由122Hz增至167Hz，提高36.9％；重量由5.68kg降至3.31kg，减重41.7%；使用三坐标测量仪检测得知：三个夹角的角度偏差在±0.15°以内，尺寸精度高；经超声波无损检测证实，内部无缺陷；多批次产品质量稳定；生产效率高，加工周期仅2个月时间，比铸铝星敏支架的加工周期缩短2～3个月。该复合材料星敏支架已成功应用于某遥感卫星，通过了空间飞行考验。

Claims (9)

1.一种复合材料星敏支架，其特征在于：该星敏支架由法兰盘和三个圆柱体组成；法兰盘底面上分布着三个圆柱体；该三个圆柱体彼此相贯；三个圆柱体呈非等角度分布，三个圆柱体轴线在法兰面上的投影与基准线之间的夹角分别为26.5°、26.5°和63°；三个圆柱体的轴线与法兰盘底面的交点构成边长为60mm×60mm×48.3mm的三角形；

增强材料采用高模量碳纤维或超高模量碳纤维；碳纤维预制件采用准各向同性方式铺层。

2.根据权利要求1所述的一种复合材料星敏支架，其特征在于：高模量碳纤维拉伸模量介于320GPa～440GPa之间，为M35J碳纤维、M40碳纤维或M40J碳纤维，M40J碳纤维的热膨胀系数为-0.83×10^-6/℃。

3.根据权利要求1所述的一种复合材料星敏支架，其特征在于：超高模量碳纤维拉伸模量大于440GPa，为M46J碳纤维、M50J碳纤维、M55J碳纤维或M60J碳纤维，M55J碳纤维和M60J碳纤维的热膨胀系数均为-1.1×10^-6/℃。

4.根据权利要求1所述的一种复合材料星敏支架，其特征在于：准各向同性铺层方式为【+60/0/-60】_ns、【0/+45/-45/90】_ns或【0/+45/90/-45】_ns，n为层数，s代表对称铺层。

5.一种复合材料星敏支架的制备方法，其特征在于步骤为：

第一步，碳纤维预制件的制备

1）铺层：

在非金属芯模表面按照准各向同性的方式铺叠碳纤维织物；具体方法是：

先铺叠法兰盘的N层碳纤维织物，再铺叠法兰盘的M层碳纤维织物，且M层碳纤维织物延续至三个圆柱面的外侧；三个圆柱面的内侧采取两两圆柱面碳纤维织物延续的方式铺叠，即在每个圆柱面的周向分若干个区域，每个区域彼此搭接，且每层的搭接缝相互错开，共计M层；在三个圆柱面相贯的部位外侧R角和圆柱面与法兰盘连接部位R角处，铺叠D层窄条碳纤维织物，对各R角处进行局部补强；

2）缝合：

首先采用边界缝合法把铺叠法兰盘的N层碳纤维织物连接在一起，把构成三个圆柱体的M层碳纤维织物连接在一起；然后采用结构缝合法将已进行边界缝合的法兰盘和三个圆柱体连接在一起；再将D层窄条碳纤维织物缝合在各R角处，成为星敏支架的碳纤维预制件；最后将非金属芯模移除；

第二步，设计、制造成型模具

成型模具包括底板（1）、三个芯模（2）、四块外模（3）和三个端盖（4）；

成型模具上带有一个进胶口和三个出胶口，进胶口在底板（1）上，三个出胶口分别在三个端盖（4）的中心位置；

第三步，装模

在成型模具的贴模面涂敷脱模剂，将第一步制备的碳纤维预制件放在成型模具底板（1）的凹槽内，向三个圆柱体内腔放入对应的芯模（2），然后用四块外模（3）贴合在三个圆柱体的外面；每块外模（3）分别与底板（1）用定位销定位，最后将端盖（4）放置在三个圆柱体的顶端面上，三个端盖（4）与外模（3）用定位销定位；三个芯模（2）分别与三个端盖（4）定位；

第四步，注胶、固化

将预热的树脂经RTM设备注射进预热的成型模具的内腔，当树脂充满成型模具的内腔后，停止注胶，封闭成型模具，将成型模具放入烘箱中固化；

第五步，脱模

拆除成型模具，得到固化成型的星敏支架。

6.根据权利要求5所述的一种复合材料星敏支架的制备方法，其特征在于：第一步中，碳纤维织物的组织结构为平纹、斜纹或缎纹。

7.根据权利要求5所述的一种复合材料星敏支架的制备方法，其特征在于：第一步中，非金属芯模的材料为木材、尼龙或聚乙烯；非金属芯模的形状尺寸与权利要求1中所述的星敏支架的圆柱体内腔形状尺寸一致。

8.根据权利要求5所述的一种复合材料星敏支架的制备方法，其特征在于：第二步中，成型模具的材料为合金钢，硬度HRC25～34。

9.根据权利要求5所述的一种复合材料星敏支架的制备方法，其特征在于：第四步中，树脂的预热温度与成型模具的预热温度相匹配，即两者的温差在10℃以内。

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