CN104260368A - 卫星用大型空间可展开复合材料构件的制造方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种卫星用大型空间可展开复合材料构件的制造方法；具体包括：裁剪预浸料；按照零膨胀系数设计进行预浸料铺层；铺设好的预浸料进行脉动模压式的连续成型制得可展开结构件瓣膜；将成型后并经过处理的可展开结构件瓣膜按照上、下对称的方式放在大型平台上，胶接；打磨对接处溢出的胶粘剂，裁剪构件两边及边角，即可。本发明通过改变传统式的搭接铺层方式，采用整体非搭接式的连续铺层，预制成型出大型空间可展开复合材料构件的预浸料坯件，以“时间换空间”的时空转换思想，采用脉动式模压连续成型技术，突破了成型设备及成型模具尺寸对制件成型技术的瓶颈，实现了小空间小尺寸整体制备大型复合材料构件的技术。

Description

卫星用大型空间可展开复合材料构件的制造方法
技术领域
本发明属于航天复合材料成型领域，具体地，涉及一种卫星用大型空间可展开复合材料构件的制造方法。
背景技术
因为发射器有效空间载荷的限制，可展开空间结构在传统的航天领域发挥着重要的作用。目前，一个明显的趋势是在未来空间结构应用中，像仪器支撑杆、天线、反射器、太阳帆、以及大的太阳能系统，都将用到可展开空间结构。复合材料可展开结构件在地面完成固化，到空间后依靠复合材料的弹性应变充分展开，该形式高效解决有效载荷的空间有限性矛盾的同时，大大提高了卫星展开结构的工作可靠性。但大型的空间可展开构件结构上要求整体性非搭接，传统的热压罐方式受到尺寸的制约，不能满足大型空间展开构件的成型，因此亟需开发高精度大型空间可展开构件的整体成型方法。
发明内容
本发明的目的是提供一种卫星用大型空间可展开复合材料构件的制造方法，通过改变传统式的搭接铺层方式，采用预浸料0°方向上的整体非搭接式的连续铺层，预制成型出大型空间可展开复合材料构件的预浸料坯件，以“时间换空间”的时空转换思想，采用脉动式模压连续成型技术，突破了成型设备及成型模具尺寸对制件成型技术的瓶颈，实现了小空间小尺寸整体制备大型复合材料构件的技术，解决国内在大型空间可展开复合材料构件成型及应用领域的空白。
本发明的目的是通过以下技术方案实现的：
本发明涉及一种卫星用大型空间可展开复合材料构件的制造方法，所述方法包括：将铺层好的预浸料进行脉动模压式的连续成型制得可展开结构件瓣膜；胶接可展开结构件瓣膜，制得所述卫星用大型空间可展开复合材料构件。
优选的，所述铺层好的预浸料是采用整体非搭接模式进行连续铺层的。
优选的，所述方法包括以下步骤：
A、裁剪：将预浸料裁剪出幅宽分别为80～160mm、200～400mm的长度不限的0°预浸料，以及幅宽200～400mm的45°预浸料；
B、铺层：按照零膨胀系数设计进行预浸料铺层，构件较厚部位铺层层数为7层、较薄部位铺层层数为5层；铺层角度为0°及45°，且0°预浸料和45°预浸料是间隔式铺放，铺放长度为整体非搭接模式；
C、固化：将步骤B中铺设好的预浸料采用非热压罐式固化；固化方式为脉动模压式的连续成型制得可展开结构件瓣膜；成型的速度为5～100cm/min、固化时间为10～120min，固化温度为60～400℃；
D、胶接：将成型后并经过处理的可展开结构件瓣膜按照上、下对称的方式放在大型平台上，胶接；
E、后处理：将对接处溢出的多余胶粘剂打磨掉，裁剪构件两边以及边角，即得所述卫星用大型空间可展开复合材料构件。
优选的，步骤A中，所述预浸料为单向碳纤维预浸料或平纹织物预浸料。
优选的，所述单向碳纤维预浸料为T300-3K或T300-1K预浸料；所述平纹织物预浸料为T300-3K、T700-6K或T700-12K平纹织物预浸料。
优选的，步骤B中，所述预浸料为单向碳纤维T300-3K预浸料；所述0°和45°的单向碳纤维T300-3K预浸料厚度方向上对称铺层设置。
优选的，步骤B中，结构设计要求进行局部增强提高基频时，局部增强的部位采用幅宽为80～160mm的预浸料，铺层角度为0°，其余部位采用幅宽为200～400mm的预浸料，铺层角度为0°和45°。
优选的，步骤C中，所述脉动模压式的连续成型中，通过控制热压机构的间歇式开闭合，实现构件的连续成型，通过设置热压机构的闭模/开模时间控制成型的速度和固化时间。
优选的，所述热压机构的闭模/开模时间为10～720s。
优选的，所述脉动模压式的连续成型具体包括：
a、铺设好的预浸料进入固化装置，热压机构闭合加热加压，10～720s后热压机构开合，已固化成型的可展开结构件瓣膜被牵引一段距离；
b、重复步骤a，直至完成整体成型。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
本发明通过改变传统式的搭接铺层方式，采用预浸料0°方向上的整体非搭接式的连续铺层，预制成型出大型空间可展开复合材料构件的预浸料坯件，以“时间换空间”的时空转换思想，采用脉动式模压连续成型技术，突破了成型设备及成型模具尺寸对制件成型技术的瓶颈，实现了小空间小尺寸整体制备大型复合材料构件的技术，解决了大型卫星用的复合材料可展开构件的整体式成型方法，制备效率高，性能优异。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明大型卫星用复合材料可展开结构件的制造方法工艺流程图；
图2为可展开应变能杆的结构示意图；
图3为脉动模压式的连续成型示意图；其中，1为第一张力轮辊，2为预制件，3为热压机构，4为为第二张力轮辊；
图4为可展开应变能杆瓣膜的结构示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例1
本实施例提供一种卫星用大型空间可展开复合材料构件(图2所示的可展开应变能杆)的制备方法；制备流程如图1，具体包括如下步骤：
(1)裁剪
将预浸料裁剪为幅宽80～160mm和200～400mm两种规格，长度50～150m的0°预浸料，再裁剪出100～4000张45°规格为200～400mm宽的预浸料。
预浸料是指用树脂基体在严格控制的条件下浸渍连续纤维或织物，制成的树脂基体与增强体的复合材料。上述预浸料可以为单向碳纤维T300-3K(或T300-1K)预浸料或T300-3K(T300-3K)、T700-6K(T700-12K)平纹织物预浸料；本实施例中选用单向碳纤维T300-3K预浸料。
(2)铺层
按照零膨胀系数设计进行铺层，铺层层数为7层(较厚部位)和5层(较薄部位)，铺层角度分别为0°及45°，且0°预浸料和45°预浸料是间隔式铺放，具体为(+45°/0°/-45°/0°/-45°/0°/+45°)和(+45°/-45°/0°/-45°/+45°)；结构设计要求进行局部增强提高基频时，局部增强的部位采用幅宽80～160mm的预浸料，铺层角度为0°，其余部位采用幅宽200～400mm的预浸料，铺层角度为0°和45°，0°预浸料和45°预浸料同样是间隔式铺放，铺放长度为50～150m，铺放方式为整体式非搭接模式。上述铺层角度的基准为可展开结构件瓣膜的长度方向为0°。作为优选的技术方案，0°和45°的单向碳纤维T300-3K预浸料在厚度方向上对称铺层设置。
(3)固化
将铺设好的预浸料采用非热压罐式固化；固化方式为脉动模压式的连续成型如图3所示，首先将铺设好的预浸料放置在脉动模压式的连续成型装置上如图3中第一张力轮辊1所示位置，并如预制件2所示方式穿过热压机构3铺放开。通过控制热压机构的间歇式开闭合，在热压机构打开时，已经固化成型的构件由第二张力轮辊4牵引拉出，实现构件的连续成型。固化过程中热压机构的闭模/开模时间10～720s/次，控制成型的速度5～100cm/min和固化时间10～120min，控制热压机构的固化温度60～400℃，通过控制热压机构的固化温度保证固化过程中温度的准确和一致性；该步骤成型出的制件为可展开结构件瓣膜如图4所示。
(4)胶接
首先将可展开结构件瓣膜的待胶接面用0#～2#砂纸打磨处理，并清洗干净，室温下敞亮干后，涂敷胶粘剂，确保胶粘剂涂敷均匀而且与待胶接面完全浸润。以上工序完成后将可展开结构件瓣膜按照上、下对称的方式放在大型平台上，采用中心基准控型定位法胶接。并保证室温固化24小时，且其间无任何移动。
(5)后处理
脱模后，将对接处多余的胶粘剂打磨掉，裁剪构件两边以及边角，满足可展开构件的设计指标要求；
本实施例实现了适合卫星用大型空间可展开复合材料构件的制造方法，制备效率高，性能优异。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (10)

1.一种卫星用大型空间可展开复合材料构件的制造方法，其特征在于，所述方法包括：将铺层好的预浸料进行脉动模压式的连续成型制得可展开结构件瓣膜；胶接可展开结构件瓣膜，制得所述卫星用大型空间可展开复合材料构件。
2.根据权利要求1所述的制造方法，其特征在于，所述铺层好的预浸料是采用整体非搭接模式进行连续铺层的。
3.根据权利要求1所述的制造方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：
A、裁剪：将预浸料裁剪出幅宽分别为80～160mm、200～400mm的长度不限的0°预浸料，以及幅宽200～400mm的45°预浸料；
B、铺层：按照零膨胀系数设计进行预浸料铺层，构件较厚部位铺层层数为7层、较薄部位铺层层数为5层；铺层角度为0°及45°，且0°预浸料和45°预浸料是间隔式铺放，铺放长度为整体非搭接模式；
C、固化：将步骤B中铺设好的预浸料采用非热压罐式固化；固化方式为脉动模压式的连续成型制得可展开结构件瓣膜；成型的速度为5～100cm/min、固化时间为10～120min，固化温度为60～400℃；
D、胶接：将所述可展开结构件瓣膜按照上、下对称的方式放在大型平台上，胶接；
E、后处理：将对接处溢出的多余胶粘剂打磨掉，裁剪构件两边以及边角，即得所述卫星用大型空间可展开复合材料构件。
4.根据权利要求3所述的制造方法，其特征在于，步骤A中，所述预浸料为单向碳纤维预浸料或平纹织物预浸料。
5.根据权利要求4所述的制造方法，其特征在于，所述单向碳纤维预浸料为T300-3K或T300-1K预浸料；所述平纹织物预浸料为T300-3K、T700-6K或T700-12K平纹织物预浸料。
6.根据权利要求3所述的制造方法，其特征在于，步骤B中，所述预浸料为单向碳纤维T300-3K预浸料；所述0°和45°的单向碳纤维T300-3K预浸料厚度方向上对称铺层设置。
7.根据权利要求3所述的制造方法，其特征在于，步骤B中，结构设计要求进行局部增强提高基频时，局部增强的部位采用幅宽为80～160mm的预浸料，铺层角度为0°，其余部位采用幅宽为200～400mm的预浸料，铺层角度为0°和45°。
8.根据权利要求1、2或3所述的制造方法，其特征在于，所述脉动模压式的连续成型中，通过控制热压机构的间歇式开闭合，实现构件的连续成型，通过设置热压机构的闭模/开模时间控制成型的速度和固化时间。
9.根据权利要求8所述的制造方法，其特征在于，所述热压机构的闭模/开模时间为10～720s。
10.根据权利要求8所述的制造方法，其特征在于，所述脉动模压式的连续成型具体包括：
a、铺设好的预浸料进入固化装置，热压机构闭合加热加压，10～720s后热压机构开合，已固化成型的可展开结构件瓣膜被牵引一段距离；
b、重复步骤a，直至完成整体成型。
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108461925A (zh) * 2018-03-15 2018-08-28 浙江大学 一种单蒙皮格栅加强背筋高精度反射器
CN110654039A (zh) * 2019-08-22 2020-01-07 西安爱生无人机技术有限公司 一种无人机非等径封闭型方管状碳纤维梁的制造方法
CN111469243A (zh) * 2020-03-23 2020-07-31 上海工程技术大学 植物纤维增强复合材料层合板的快速制备装置
CN113526222A (zh) * 2021-07-16 2021-10-22 上海复合材料科技有限公司 一种超长复合材料应变能杆的连续胶接方法
CN114131934A (zh) * 2021-11-24 2022-03-04 李浩强 一种高效、低成本的大型壁板-长桁构件自适应成型工艺

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH05192949A (ja) * 1992-01-21 1993-08-03 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 複合材の成形方法
CN102152502A (zh) * 2010-12-07 2011-08-17 沈阳航空航天大学 一种高强度复合材料网格结构的制备方法
CN103240895A (zh) * 2013-05-06 2013-08-14 南京航空航天大学 可抑制表面纤维畸变的豆荚杆拉挤成型装置及方法
CN103240894A (zh) * 2013-05-06 2013-08-14 南京航空航天大学 可确保直线度的豆荚杆拉挤成型装置及方法
CN103817951A (zh) * 2013-11-19 2014-05-28 上海复合材料科技有限公司 大型卫星用复合材料可展开构件的制造方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH05192949A (ja) * 1992-01-21 1993-08-03 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 複合材の成形方法
CN102152502A (zh) * 2010-12-07 2011-08-17 沈阳航空航天大学 一种高强度复合材料网格结构的制备方法
CN103240895A (zh) * 2013-05-06 2013-08-14 南京航空航天大学 可抑制表面纤维畸变的豆荚杆拉挤成型装置及方法
CN103240894A (zh) * 2013-05-06 2013-08-14 南京航空航天大学 可确保直线度的豆荚杆拉挤成型装置及方法
CN103817951A (zh) * 2013-11-19 2014-05-28 上海复合材料科技有限公司 大型卫星用复合材料可展开构件的制造方法

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108461925A (zh) * 2018-03-15 2018-08-28 浙江大学 一种单蒙皮格栅加强背筋高精度反射器
CN110654039A (zh) * 2019-08-22 2020-01-07 西安爱生无人机技术有限公司 一种无人机非等径封闭型方管状碳纤维梁的制造方法
CN111469243A (zh) * 2020-03-23 2020-07-31 上海工程技术大学 植物纤维增强复合材料层合板的快速制备装置
CN111469243B (zh) * 2020-03-23 2022-03-15 上海工程技术大学 植物纤维增强复合材料层合板的快速制备装置
CN113526222A (zh) * 2021-07-16 2021-10-22 上海复合材料科技有限公司 一种超长复合材料应变能杆的连续胶接方法
CN114131934A (zh) * 2021-11-24 2022-03-04 李浩强 一种高效、低成本的大型壁板-长桁构件自适应成型工艺

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