CN103407170B - 一种星载天线反射面的制备方法 - Google Patents

一种星载天线反射面的制备方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种星载天线反射面的制备方法,特别涉及一种碳纤维复合材料面板铝蜂窝夹层结构高精度星载天线反射面的制造方法,属于卫星通信、深空探测技术领域。本发明的反射面为带有“帽檐的帽子”,面板周边采用对称铺层,使得周边形成局部加厚的对称铺层,有利于在面板成型过程及后续操作中型面精度的保持,防止在蜂窝夹层结构成型过程因压差变化产生的板内收缩,影响中心反射区域的精度。

Description

一种星载天线反射面的制备方法
技术领域
本发明涉及一种星载天线反射面的制备方法,特别涉及一种碳纤维复合材料面板铝蜂窝夹层结构高精度星载天线反射面的制造方法,属于卫星通信、深空探测技术领域。
背景技术
天线是航天器的重要载荷。碳纤维复合材料具有比强度高、比模量高,热膨胀系数低等特点,是制作高精度天线的理想材料。蜂窝夹层结构由于具有很高的整体刚度而被广泛应用到天线领域。然而,随着通信、探测技术的迅速发展和卫星在轨寿命的增加,对天线结构进行的环境试验条件和反射面的精度提出了更高的要求。按照传统的制造方法,在蜂窝夹层结构成型过程中经历停真空加外压的过程,压差变化容易产生真空嘴处蜂窝夹芯向板内收缩,影响反射区域精度;在冷热交变条件下由于所用树脂基体层间强度不高,出现纤维层间脱开现象,导致天线反射器试验后型面精度降低;在反射面的热真空试验过程中由于内部存在封闭区域出现鼓包现象,影响反射面精度的稳定性。
中国专利号200910075751.9,名称为《一种铝蒙皮蜂窝夹层结构天线反射面的制造方法》专利中公开了一种采用拉伸成型内外铝合金面板、粘接铝蜂窝芯材、真空袋固化成型的天线反射面制造方法;中国专利号200810056721.9,名称为《一种复合材料卫星天线反射面及其制造工艺》专利中公开了一种碳纤维复合材料为蒙皮、3D玻璃纤维毡为芯材的夹层型复合材料卫星天线反射面及其制造工艺;中国专利号201210589370.4,名称为《碳纤维天线反射面的一体成型工艺》专利中公开了一种碳纤维面板、铝蜂窝夹层天线反射面的一体成型工艺。以上3份专利均未涉及碳纤维复合材料面板、铝蜂窝夹层结构反射面天线的真空袋固化成型的制造方法;并且,均未对反射面成型过程中压差造成的收缩变形及成型后试验过程中容易发生的纤维层间开脱和封闭区域鼓包现象进行有效解决。
发明内容
本发明的目的是为了提出一种星载天线反射面的制备方法,该方法制备的天线反射面精度高、刚度大、耐空间环境、型面精度稳定。
本发明的目的是通过以下技术方案实现的。
本发明的一种星载天线反射面的制备方法,步骤为:
1)内面板模具的制备:内面板模具包括中间的凸起部分和周边的延伸部分;中间的凸起部分和周边的延伸部分类似于带有“帽檐的帽子”;中间的凸起部分的型面与星载天线反射面内面板的型面一致;
2)外面板模具的制备:外面板模具包括中间的凸起部分和周边的延伸部分;中间的凸起部分和周边的延伸部分类似于带有“帽檐的帽子”;中间的凸起部分的型面与星载天线反射面外面板的型面一致;
3)制备碳纤维预浸料;碳纤维预浸料的胶含量为30%-34%;碳纤维为碳纤维织物或单向碳纤维中的一种;碳纤维预浸料中的胶为环氧树脂;
4)在步骤1)制备的内面板模具中间的凸起部分和周边的延伸部分表面铺贴步骤3)制备的碳纤维预浸料,其中模具周边的延伸部分采用对称铺层的方式进行铺贴;在铺贴的碳纤维预浸料上覆盖带孔薄隔离膜,然后加盖软模并用真空袋封装,得到A;
5)将步骤4)得到的A在热压罐内固化成型;程序为:室温时抽真空,5至10分钟后开始加热,升温至60~65℃时,开始逐级加压,温度至160~165℃加压至0.3~0.4MPa,保持110~120min后,自然降温,当温度为50℃以下时,卸去压力,接通大气,除去真空袋、软模和带孔薄隔离膜,脱除内面板模具,得到碳纤维复合材料内面板;
6)在步骤2)制备的外面板模具中间的凸起部分和周边的延伸部分表面铺贴步骤3)制备的碳纤维预浸料,其中模具周边的延伸部分采用对称铺层的方式进行铺贴;在铺贴的碳纤维预浸料上盖带孔薄隔离膜,然后加盖软模并用真空袋封装,得到B;
7)将步骤6)得到的B在热压罐内固化成型;程序为:室温时抽真空,5至10分钟后开始加热,升温至60~65℃时,开始逐级加压,温度至160~165℃加压至0.3~0.4MPa,保持110~120min后,自然降温,当温度为50℃以下时,卸去压力,接通大气,除去真空袋、软模和带孔薄隔离膜,脱除外面板模具,得到碳纤维复合材料外面板;
8)在铝蜂窝材料侧壁加工透气孔,经机械加工成铝蜂窝芯材夹层;根据内面板模具外形尺寸裁剪蜂窝芯材;透气孔的孔径为1.5-2mm;蜂窝芯材的高度为10-16mm;蜂窝芯材为整块蜂窝或中心对称七瓣拼接方式或中心对称六瓣方式;
9)在步骤5)得到的碳纤维复合材料内面板的凸面和步骤7)得到的碳纤维复合材料外面板的凹面涂敷胶粘剂;
10)在步骤5)脱出的内面板模具上依次放置步骤9)得到的碳纤维复合材料内面板、步骤8)得到的蜂窝芯材和步骤9)得到的碳纤维复合材料外面板;然后用真空袋封装,采用真空加压工艺固化成型带有周边的延伸部分的反射面;
11)将步骤10)得到的带有周边的延伸部分的反射面采用机械加工的方式将周边延伸部分进行切除,得到符合最终外形尺寸要求的星载天线反射面。
有益效果
1、带有“帽檐的帽子”,面板周边采用对称铺层,使得周边形成局部加厚的对称铺层,有利于在面板成型过程及后续操作中型面精度的保持,防止在蜂窝夹层结构成型过程因压差变化产生的板内收缩,影响中心反射区域的精度。
2、控制预浸料的含胶量,将含胶量控制在30%-34%,有利于内、外面板的对称程度,以及在空间环境试验中形变的一致性。
3、内外面板固化制度采用在升温过程中加压点提前到60~65℃,并逐级加压,保证固化前的树脂均匀流动,减少由于升温造成的面板变形;温度至160~165℃时加全压,保证面板与模具的紧密贴合;泄压点降低至50℃,减小产品降温时的变形。
4、在铝蜂窝材料侧壁加工透气孔,使气体得以排出,避免发生蜂窝夹芯和面板之间的脱粘现象,防止真空试验过程中出现夹层结构的鼓包现象。
附图说明
图1本发明的内面板模具的结构示意图。
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。
实施例
如图1所示,本发明提供的一种碳纤维复合材料面板铝蜂窝夹层结构高精度星载天线反射面的“帽形”内面板模具。内面板模具外形尺寸为1100×1100,中间的凸起部分满足抛物面方程X2+Y2=2800Z(其中X、Y、Z是平面直角坐标系三个坐标轴方向上的变量)。周边延伸部分到凸起部分边缘最小尺寸为50mm。铺贴碳纤维预浸料时,在周边的延伸部分采用(0/45)S的对称铺层。
本发明提供的一种碳纤维面板铝蜂窝夹层结构高精度星载天线反射面的制造方法,反射面满足参数方程X2+Y2=2800Z(其中X、Y、Z是平面直角坐标系三个坐标轴方向上的变量),表面形状偏差不大于0.1mm(均方根误差)。其优选实施具体包括以下步骤:
1)内面板模具的制备:使用三维建模软件,按照反射面内面板的曲面建立内面板模具数学模型并制造内面板模具。模具外形尺寸为1100×1100,中间的凸起部分满足参数方程X2+Y2=2800Z(其中X、Y、Z是平面直角坐标系三个坐标轴方向上的变量)。周边的延伸部分到凸起部分边缘的最小尺寸为50mm;
在制造的内面板模具表面进行溶剂除油处理后涂覆脱模剂。
2)外面板模具的制备:以内面板的凹曲面为基准面,沿法线凸面方向移动15mm得到外面板曲面,根据外面板曲面制造外面板模具。外面板模具外形尺寸为1100×1100,周边的延伸部分到凸起部分边缘的最小尺寸为50mm;
在制造的外面板模具表面进行溶剂除油处理后涂覆脱模剂。
3)制备碳纤维预浸料;碳纤维预浸料的胶含量为32%;碳纤维为碳纤维织物,胶为环氧树脂;
4)在步骤1)制备的内面板模具中间的凸起部分和周边的延伸部分表面铺贴步骤3)制备的碳纤维预浸料,其中模具周边的延伸部分采用(0/45)S对称铺层的方式进行铺贴;在铺贴的碳纤维预浸料上覆盖带孔薄隔离膜,然后加盖软模并用真空袋封装,得到A;
5)将步骤4)得到的A在热压罐内固化成型,程序为:室温时抽真空,7分钟后真空袋内压力为0.008MPa时开始加热,升温至60℃时,开始逐级加压,温度至160℃压力达到0.4MPa,保持120min后,自然降温,当温度为45℃时,卸去压力,接通大气,除去真空袋、软模和带孔薄隔离膜,脱除内面板模具,得到碳纤维复合材料内面板;
6)在步骤2)制备的外面板模具中间的凸起部分和周边的延伸部分表面铺贴步骤3)制备的碳纤维预浸料,其中模具周边的延伸部分采用(0/45)S对称铺层的方式进行铺贴;在铺贴的碳纤维预浸料上盖带孔薄隔离膜,然后加盖软模并用真空袋封装,得到B;
7)将步骤6)得到的B在热压罐内固化成型,程序为:室温时抽真空,7分钟后真空袋内压力为0.008MPa时开始加热,升温至60℃时,开始逐级加压,温度至160℃压力达到0.4MPa,保持120min后,自然降温,当温度为45℃时,卸去压力,接通大气,除去真空袋、软模和带孔薄隔离膜,脱除外面板模具,得到碳纤维复合材料外面板;
8)在铝蜂窝材料侧壁加工Φ2透气孔,经机械加工成铝蜂窝芯材夹层;根据内面板模具外形尺寸裁剪1100mm×1100mm的蜂窝芯材;蜂窝芯材为整块蜂窝,蜂窝芯材高度为15毫米;
9)在步骤5)得到的碳纤维复合材料内面板的凸面和步骤7)得到的碳纤维复合材料外面板的凹面涂敷胶粘剂;
10)在步骤5)脱出的内面板模具上依次放置步骤9)得到的碳纤维复合材料内面板、步骤8)得到的蜂窝芯材和步骤9)得到的碳纤维复合材料外面板;然后用真空袋封装,采用真空加压工艺固化成型带有周边的延伸部分的反射面;
11)在反射面完成型面测试后,将步骤10)得到的带有周边的延伸部分的反射面采用机械加工的方式将周边延伸部分进行切除,得到符合最终外形尺寸要求的星载天线反射面。

Claims (10)

1.一种星载天线反射面的制备方法,其特征在于步骤为:
1)内面板模具的制备:内面板模具包括中间的凸起部分和周边的延伸部分;中间的凸起部分的型面与星载天线反射面内面板的型面一致;
2)外面板模具的制备:外面板模具包括中间的凸起部分和周边的延伸部分;中间的凸起部分的型面与星载天线反射面外面板的型面一致;
3)制备碳纤维预浸料;碳纤维预浸料的胶含量为30%-34%;
4)在步骤1)制备的内面板模具中间的凸起部分和周边的延伸部分表面铺贴步骤3)制备的碳纤维预浸料,其中模具周边的延伸部分采用对称铺层的方式进行铺贴;在铺贴的碳纤维预浸料上覆盖带孔薄隔离膜,然后加盖软模并用真空袋封装,得到A;
5)将步骤4)得到的A在热压罐内固化成型;程序为:室温时抽真空,5至10分钟后开始加热,升温至60~65℃时,开始逐级加压,温度至160~165℃加压至0.3~0.4MPa,保持110~120min后,自然降温,当温度为50℃以下时,卸去压力,接通大气,除去真空袋、软模和带孔薄隔离膜,脱除内面板模具,得到碳纤维复合材料内面板;
6)在步骤2)制备的外面板模具中间的凸起部分和周边的延伸部分表面铺贴步骤3)制备的碳纤维预浸料,其中模具周边的延伸部分采用对称铺层的方式进行铺贴;在铺贴的碳纤维预浸料上盖带孔薄隔离膜,然后加盖软模并用真空袋封装,得到B;
7)将步骤6)得到的B在热压罐内固化成型;程序为:室温时抽真空,5至10分钟后开始加热,升温至60~65℃时,开始逐级加压,温度至160~165℃加压至0.3~0.4MPa,保持110~120min后,自然降温,当温度为50℃以下时,卸去压力,接通大气,除去真空袋、软模和带孔薄隔离膜,脱除外面板模具,得到碳纤维复合材料外面板;
8)在铝蜂窝材料侧壁加工透气孔,经机械加工成铝蜂窝芯材夹层;根据内面板模具外形尺寸裁剪蜂窝芯材;
9)在步骤5)得到的碳纤维复合材料内面板的凸面和步骤7)得到的碳纤维复合材料外面板的凹面涂敷胶粘剂;
10)在步骤5)脱出的内面板模具上依次放置步骤9)得到的碳纤维复合材料内面板、步骤8)得到的蜂窝芯材和步骤9)得到的碳纤维复合材料外面板;然后用真空袋封装,采用真空加压工艺固化成型带有周边的延伸部分的反射面;
11)将步骤10)得到的带有周边的延伸部分的反射面采用机械加工的方式将周边延伸部分进行切除,得到符合最终外形尺寸要求的星载天线反射面。
2.根据权利要求1所述的一种星载天线反射面的制备方法,其特征在于:碳纤维预浸料的胶含量为32%。
3.根据权利要求1所述的一种星载天线反射面的制备方法,其特征在于:步骤5)中升温至60℃时,开始逐级加压。
4.根据权利要求1所述的一种星载天线反射面的制备方法,其特征在于:步骤7)中升温至60℃时,开始逐级加压。
5.根据权利要求1所述的一种星载天线反射面的制备方法,其特征在于:步骤8)中透气孔的孔径为1.5-2mm。
6.根据权利要求1所述的一种星载天线反射面的制备方法,其特征在于:步骤8)中蜂窝芯材的高度为10-16mm。
7.根据权利要求1所述的一种星载天线反射面的制备方法,其特征在于:步骤3)中碳纤维为碳纤维织物或单向碳纤维中的一种。
8.根据权利要求1所述的一种星载天线反射面的制备方法,其特征在于:步骤3)中碳纤维预浸料中的胶为环氧树脂。
9.根据权利要求1所述的一种星载天线反射面的制备方法,其特征在于:步骤8)中蜂窝芯材为整块蜂窝或中心对称七瓣拼接方式或中心对称六瓣方式。
10.根据权利要求1所述的一种星载天线反射面的制备方法,其特征在于:蜂窝芯材为整块蜂窝。
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