CN105437568A - 一种适用于卫星的复合材料丝杆的成型方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种适用于卫星复合材料丝杆的成型方法：采用阴阳模结构成型高强度、低膨胀系数复合材料丝杆；在阳模上采用高精度数控缠绕机缠绕卫星复合材料杆部分，理论纤维走向的角度偏差在±1％以内；通过数控裁布机的自动裁剪，铺层的角度偏差控制在±0.5％以内；在阴模上采用搭接的方式铺设复合材料螺纹部分；复合材料杆部分和螺纹部分模压共固化，提高了复合材料丝杆的轴向刚度和整体承载能力。采用缠绕方法成型复合材料杆部分，搭接方式铺设复合材料螺纹部分，以及阴阳模模压的方式固化，这些工艺方法均能提高产品的结构稳定性。

Description

一种适用于卫星的复合材料丝杆的成型方法
技术领域
本发明涉及复合材料领域，具体是一种适用于卫星的复合材料丝杆的成型方法。
背景技术
卫星在轨状态“昼夜”温差变化极大，大部分结构件会随着温差的变化发生热胀冷缩的现象。为了保证卫星结构件在较大的温差变化情况下具有较好的结构稳定性，必须使制品具有低膨胀系数、高比强度和比模量的性能。
目前，常规丝杆材料一般采用45#钢调质处理，特殊需要的也可以采用铝合金材料，其螺纹采用常规车加工的方法制得。45#钢和铝合金材料的线膨胀系数大，采用该种材料制得的丝杆，重量重，强度低，无法满足卫星在轨状态“昼夜”温差变化极大条件的使用要求。丝杆是卫星电控隔热屏的重要运动机构，需满足近零膨胀系数，同时需减轻重量以减小其转动惯量的要求。
复合材料结构件可进行铺层设计，对复合材料的热膨胀系数可以进行精确控制。尤其是卫星中部分传动结构件要求零膨胀设计，以满足其传动机构在高低温变化苛刻的环境中可以正常运转，否则，会出现机构锁死而导致整个机构运行失败的现象。复合材料丝杆比强度和比模量为常规丝杆的10倍-30倍，故复合材料丝杆的成型方法具有迫切性。
发明内容
本发明的目的在于克服常规丝杆应用存在的缺陷而提供一种适用于卫星复合材料丝杆的成型方法，采用缠绕方法成型复合材料杆部分，搭接方式铺设复合材料螺纹部分，以及阴阳模模压的方式固化，这些工艺方法均能提高产品的结构稳定性。
本发明的目的通过以下技术方案来实现：
本发明提供一种所述适用于卫星的复合材料丝杆的成型方法，包括如步骤：
杆部分预制件制备：采用CNC编程软件生成杆部分缠绕程序，在丝杆阳模上进行单切点连续缠绕，即得杆部分预制件；
螺纹部分预制件制备：在丝杆阴模上对裁剪好的预浸料进行铺层，即得螺纹部分预制件；
合模固化：所述杆部分预制件、螺纹部分预制件于合模后、整体共固化，即得适用于卫星的复合材料丝杆。
优选地，螺纹部分预制件制备的步骤中，所述裁剪具体指采用数控裁布机进行自动裁剪；
所述预浸料的搭接量控制在2-3螺距；
所述铺层的角度偏差控制在±1％以内；
所述铺层共分三次按准各向同性铺层，每次铺层结束后抽真空预压；
进一步地，预压的温度40-45℃、真空表压≤-0.090Mpa、保压时间1-1.5h。
优选地，合模固化的步骤中，所述固化采用阶梯式升温、保温和加压的方式；
进一步地，所述固化具体方式为：在85-90℃保温0.5-1h，加压3-5MPa；在115-125℃保温1-1.5h，加压18-20MPa；在145-150℃保温1-1.5h，保压18-20MPa；在175-180℃保温3-5h；
优选地，所述合模固化的步骤还包括对合模固化后得到的适用于卫星的复合材料丝杆进行降温的步骤；
优选地，所述成型方法中，升温和降温的速率均为0.8-1.2℃/min。
优选地，所述复合材料具体指碳纤维/环氧树脂结构制得的复合材料。
与现有技术相比，本发明具有以下优点：
1、膨胀系数低：采用数控缠绕机高精度缠绕方法丝杆杆，理论纤维走向的角度偏差在±1％以内，通过数控裁布机的自动裁剪，铺层的角度偏差同样可以控制在±0.5％以内，实现预浸料的总铺层角度偏差在±1％以内；同时采用零膨胀铺层设计，使轴向膨胀系数小于1×10-6/℃；
2、重量轻：采用碳纤维/环氧树脂结构制得的复合材料丝杆密度为1.65-1.7g/cm3，与45#钢(7.8g/cm3)和铝合金(2.7g/cm3)制得同种规格的丝杆，其重量大大减轻；
3、强度高：采用碳纤维/环氧树脂结构制得的复合材料丝杆的拉伸强度和弯曲强度为45#钢(7.8g/cm3)和铝合金(2.7g/cm3)制得同种规格的丝杆的3倍以上，提高产品的结构稳定性。
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为本发明实施例卫星复合材料丝杆结构成型模示意图；
图2为本发明成型方法制备得到的复合材料丝杆；
其中，1是丝杆阳模，2是丝杆阴模，3是丝杆杆部分，4是丝杆螺纹部分。
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。
一种适用于卫星的复合材料丝杆如图1和图2所示，图1为丝杆阴阳模成型模，图2复合材料丝杆，包括丝杆杆部分3与螺纹部分4。
包括如步骤：
S1、采用了CNC编程软件生成丝杆杆部分缠绕程序，在丝杆阳模1上进行单切点连续缠绕；
S2、通过数控裁布机对复合材料螺纹部分所使用的预浸料进行自动裁剪，结果是数控裁布机所裁剪的预浸料角度偏差控制在±1％以内；
S3、在丝杆阴模2上使用步骤S2所得的预浸料进行铺层，预浸料的铺层角度偏差控制在±1％以内，预浸布的搭接量控制在2-3螺距。
S4、步骤S3的铺层共分三次按准各向同性铺层，每次铺层结束后抽真空预压，预压温度40℃-45℃，真空表压≤-0.090Mpa，保压时间1h-1.5h。结果是预压温度保证预浸料可以适应模具变形，并在最短预压时间保证铺层间密实、无气泡。
S5、步骤S1和步骤S4值得的预制件合模后采用整体共固化的方法一体成型，固化采用阶梯式升温、保温和加压的方法，在85℃-90℃保温0.5-1h，产品加压3-5MPa；在115℃-125℃保温1-1.5h，产品加压18-20MPa；在145℃-150℃保温1-1.5h，产品保压18-20MPa；在175℃-180℃保温3-5h，整个过程中升温和降温的速率0.8-1.2℃/min。结果是阶梯式保温制度和0.8-1.2℃/min的升降温速度保证丝杆内应力释放充分，结构稳定，保证其低膨胀系数的特性。
上所述，本具体实施：膨胀系数低，采用数控缠绕机高精度缠绕方法丝杆杆，理论纤维走向的角度偏差在±1％以内，通过数控裁布机的自动裁剪，铺层的角度偏差同样可以控制在±0.5％以内，实现预浸料的总铺层角度偏差在±1％以内。同时采用零膨胀铺层设计，使轴向膨胀系数小于1×10-6/℃；重量轻：采用碳纤维/环氧树脂结构制得的复合材料丝杆密度为1.65-1.7g/cm3，与45#钢(7.8g/cm3)和铝合金(2.7g/cm3)制得同种规格的丝杆，其重量大大减轻；强度高：采用碳纤维/环氧树脂结构制得的复合材料丝杆的拉伸强度和弯曲强度为45#钢(7.8g/cm3)和铝合金(2.7g/cm3)制得同种规格的丝杆的3倍以上，提高产品的结构稳定性。
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 (9)

1.一种适用于卫星的复合材料丝杆的成型方法，其特征在于，包括如步骤：
杆部分预制件制备：采用CNC编程软件生成杆部分缠绕程序，在丝杆阳模上进行单切点连续缠绕，即得杆部分预制件；
螺纹部分预制件制备：在丝杆阴模上对裁剪好的预浸料进行铺层，即得螺纹部分预制件；
合模固化：所述杆部分预制件、螺纹部分预制件于合模后、整体共固化，即得适用于卫星的复合材料丝杆。
2.根据权利要求1所述适用于卫星的复合材料丝杆的成型方法，其特征在于，螺纹部分预制件制备的步骤中，所述预浸料的搭接量控制在2-3螺距。
3.根据权利要求1所述适用于卫星的复合材料丝杆的成型方法，其特征在于，所述铺层共分三次按准各向同性铺层，每次铺层结束后抽真空预压。
4.根据权利要求3所述适用于卫星的复合材料丝杆的成型方法，其特征在于，预压的温度40-45℃、真空表压≤-0.090Mpa、保压时间1-1.5h。
5.根据权利要求1所述适用于卫星的复合材料丝杆的成型方法，其特征在于，合模固化的步骤中，所述固化采用阶梯式升温、保温和加压的方式。
6.根据权利要求5所述适用于卫星的复合材料丝杆的成型方法，其特征在于，所述固化具体方式为：在85-90℃保温0.5-1h，加压3-5MPa；在115-125℃保温1-1.5h，加压18-20MPa；在145-150℃保温1-1.5h，保压18-20MPa；在175-180℃保温3-5h。
7.根据权利要求1所述适用于卫星的复合材料丝杆的成型方法，其特征在于，所述合模固化的步骤还包括对合模固化后得到的适用于卫星的复合材料丝杆进行降温的步骤。
8.根据权利要求5或7所述适用于卫星的复合材料丝杆的成型方法，其特征在于，所述成型方法中，升温和降温的速率均为0.8-1.2℃/min。
9.根据权利要求1至7任一项所述适用于卫星的复合材料丝杆的成型方法，其特征在于，所述复合材料具体指碳纤维/环氧树脂结构制得的复合材料。
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