CN109435271A - 适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法，包括如下步骤：步骤S1：在模具上铺设预浸料，并预留翻边，形成框体整体部分(1)铺层；步骤S2：在热膨胀模芯上铺设预浸料，铺设结束后进行抽真空预压实，形成框体腔体部分(2)铺层；步骤S3：在模具上铺设预浸料并制备框体加强筋(3)；步骤S4：将框体腔体部分(2)铺层放置到预定位置，将制备完成的框体加强筋(3)依次放置于主承力框体腔体部分(2)内，并构成框体腔体机构。本发明提供的适用于卫星激光雷达框架框体的成型方法不仅提高了主承力框架整体刚度和产品的结构稳定性，同时实现减重要求。

Description

适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法
技术领域
本发明涉及复合材料结构件的成型方法，具体地，涉及一种适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法。
背景技术
随着航天事业的不断进步和发展，对卫星的精度要求越来越严格，同时，减轻卫星结构重量，是提高卫星性能的主要手段之一，卫星结构重量的降低不仅大大的降低了卫星的发射成本，还可以为有效载荷的设计提供空间。卫星的激光雷达框架安装精度及结构稳定性要求高，为保证成像要求，适用于卫星激光雷达框架主承力框体空间包络直径在1.5m左右，其安装基准面的平面度优于0.01mm，基准间的平行度优于0.01mm，夹角精度需保证到±0.01。为保证成像稳定性要求，真空放气性要求较常规卫星结构件提高一个数量级。
传统的金属材料存在固有的热胀冷缩特性，影响激光雷达成像精度。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法。
根据本发明提供的一种适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法，包括如下步骤：
步骤S1：在模具上铺设预浸料，并预留翻边，形成框体整体部分铺层；
步骤S2：在热膨胀模芯上铺设预浸料，铺设结束后进行抽真空预压实，形成框体腔体部分铺层；
步骤S3：在模具上铺设预浸料并制备框体加强筋；
步骤S4：将框体腔体部分铺层放置到预定位置，将制备完成的框体加强筋依次放置于主承力框体腔体部分内，并构成框体腔体机构；
步骤S5：将框体整体部分铺层与框体腔体机构进行合模，并将框体各部分预压至预设位置，构成框体机构；
所述各部分包括框体整体部分铺层、框体腔体部分铺层以及框体加强筋；
步骤S6：将合模后的产品一体加热抽真空固化成型；
步骤S7：固化后脱掉模框、拼块以及热膨胀模芯，取出框体机构进行真空除气。
优选地，在步骤S5中：采用进热压罐热预压方法将框体整体部分铺层与框体腔体机构进行合模并将框体各部分预压至预设位置。
优选地，在步骤S6中：将合模后的产品采用整体共固化的方法一体加热抽真空固化成型。
优选地，所述预浸料为高模量碳纤维或氰酸酯树脂。
优选地,；
在所述步骤S6中，采用升温、降温以及阶梯式保温方法。
优选地,所述步骤S6包括如下子步骤：
步骤S6.1:在50℃至60℃保温1至1.5h，保持真空表压≤-0.097MPa；
步骤S6.2：在85℃至90℃保温1至1.5h，保持真空表压≤-0.097MPa；
步骤S6.3：在125℃至130℃保温1至1.5h，保持真空表压≤-0.097MPa；
步骤S6.4：在145℃至150℃保温1至1.5h，保压0.5Mpa；
步骤S6.5:在175℃至180℃保温3至5h；
步骤S6.6:在175℃至180℃保温3至5h；
在步骤S6.1至步骤6.5中：升温和降温的速率0.5至0.8℃/min。
优选地，所述步骤S7在预设条件下进行；
所述预设条件为：温度范围为95至100摄氏度、保温时间范围为60h至120h，真空度≤10-3Pa。
本发明还提供了一种上述的适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法制备出的框架机构，所述框架机构包括框体整体部分、框体腔体部分；
所述框体腔体部分嵌入在框体整体部分内；
所述框体腔体部分内设置有框体加强筋。
优选地，所述框体腔体部分的中部设置有框体加强筋。
优选地，所述预浸料的厚度范围为0.1至0.5mm；
在步骤S1、S2以及S4中，铺层顺序为准各向同性铺层[0/90/+45/-45]2s；
其中，2为循环数，s为对称铺层；
在步骤S3中，铺层顺序为准各向同性铺层[0/90/+45/-45]s；
其中，s代表对称铺层。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明提供的适用于卫星激光雷达框架框体的成型方法为一体化成型一种整体共固化的成型方法提高了主承力框架的可靠性，采用真空除气方法避免了主承力框架高真空使用环境中对光学仪器的污染，不仅提高了主承力框架整体刚度和产品的结构稳定性，同时实现减重要求。
2、树脂基复合材料具有高的比强度、比模量，同时还具有抗疲劳，热稳定性好，通过铺层顺序、铺层角度、层数以及工艺的设计可以提高结构的承载效率。通过铺层设计可以达到结构件各个方向零膨胀目标。不仅可以达到轻量化目的，同时服役过程高低温交变下可以维持高的结构精度。
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为本发明提供的适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法制备出的主承力框体结构示意图。
图2为本发明提供的适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法制备出的主承力框体结构的剖面图。
图3为本发明提供的适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法制备出的主承力框体腔体结构的示意图。
图4为本发明提供的适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法制备出的主承力框体加强筋示意图。
下表为说明书附图中的各个附图标记的含义：
框体整体部分1
框体腔体部分2
框体加强筋3
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，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
本发明提供了一种适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法，包括如下步骤：步骤S1：在模具上铺设预浸料，并预留翻边，形成框体整体部分1铺层；步骤S2：在热膨胀模芯上铺设预浸料，铺设结束后进行抽真空预压实，形成框体腔体部分2铺层；步骤S3：在模具上铺设预浸料并制备框体加强筋3；步骤S4：将框体腔体部分2铺层放置到预定位置，将制备完成的框体加强筋3依次放置于主承力框体腔体部分2内，并构成框体腔体机构；步骤S5：将框体整体部分1铺层与框体腔体机构进行合模，并将框体各部分预压至预设位置，构成框体机构；所述各部分包括框体整体部分1铺层、框体腔体部分2铺层以及框体加强筋3；步骤S6：将合模后的产品一体加热抽真空固化成型；步骤S7：固化后脱掉模框、拼块以及热膨胀模芯，取出框体机构进行真空除气。
在步骤S5中：采用进热压罐热预压方法将框体整体部分1铺层与框体腔体机构进行合模并将框体各部分预压至预设位置。
在步骤S6中：将合模后的产品采用整体共固化的方法一体加热抽真空固化成型。
所述预浸料为高模量碳纤维或氰酸酯树脂。在所述步骤S6中，采用升温、降温以及阶梯式保温方法。
所述步骤S6包括如下子步骤：步骤S6.1:在50℃至60℃保温1至1.5h，保持真空表压≤-0.097MPa；步骤S6.2：在85℃至90℃保温1至1.5h，保持真空表压≤-0.097MPa；步骤S6.3：在125℃至130℃保温1至1.5h，保持真空表压≤-0.097MPa；步骤S6.4：在145℃至150℃保温1至1.5h，保压0.5Mpa；步骤S6.5:在175℃至180℃保温3至 5h；步骤S6.6:在175℃至180℃保温3至5h；在步骤S6.1至步骤6.5中：升温和降温的速率0.5至0.8℃/min。
所述步骤S7在预设条件下进行；所述预设条件为：温度范围为95至100摄氏度、保温时间范围为60h至120h，真空度≤10-3Pa。
本发明还提供了一种上述的适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法制备出的框架机构，所述框架机构包括框体整体部分1、框体腔体部分2；所述框体腔体部分2嵌入在框体整体部分1内；所述框体腔体部分2内设置有框体加强筋3。
所述框体腔体部分2的中部设置有框体加强筋3。
所述预浸料的厚度范围为0.1至0.5mm；在步骤S1、S2以及S4中，铺层顺序为准各向同性铺层[0/90/+45/-45]2s；其中，2为循环数，s为对称铺层；在步骤S3中，铺层顺序为准各向同性铺层[0/90/+45/-45]s；其中，s代表对称铺层。
下面对本发明提供的适用于卫星激光雷达框架框体的成型方法，以下简称方法的优选例进行进一步说明：
本发明提供的方法，包括如下步骤：
步骤S1：框体整体部分1铺层：根据设计结构及尺寸在钢制模具上铺设预浸料，并预留翻边,铺层过程纤维连续，沿纤维方向不允许搭接。预浸料单层厚度为0.125mm本实施例中预浸料单层厚度均为0.125mm，铺层顺序为准各向同性铺层[0/90/+45/-45]2s， 2为循环数，s代表对称铺层；
步骤S2：框体腔体部分2铺层：分别在热膨胀模芯上铺设预浸料，铺层结束后进行抽真空预压实，铺层顺序为准各向同性铺层[0/90/+45/-45]2s，2为循环数，s代表对称铺层；
步骤S3：预制框体腔体部分2间的框体加强筋3：按产品设计铺设预浸料并制备加强筋，铺层顺序为准各向同性铺层[0/90/+45/-45]s，s代表对称铺层；
步骤S4：组装框体腔体部分2与框体加强筋3：按设计次序，将框体腔体部分2铺层放置到预定位置，将制备好的框体加强筋3放置于框体腔体部分2中间，依次放置；放到位后按设计结构及尺寸在钢制模具上铺设预浸料，铺层过程纤维连续，沿纤维方向不允许搭接。铺层顺序为准各向同性铺层[0/90/+45/-45]2s，2为循环数，s代表对称铺层；
步骤S5：整体合模：采用进热压罐热预压方法进行合模，保证框体各铺层预压至适当位置；
步骤S6：整体共固化：将合模后的产品采用整体共固化的方法一体加热抽真空固化成型，固化制度为在50℃至60℃保温1至1.5h，保持真空表压≤-0.097MPa；在85℃至90℃保温1至1.5h，保持真空表压≤-0.097MPa；在125℃至130℃保温1至1.5h，保持真空表压≤-0.097MPa；在145℃至150℃保温1至1.5h，保压0.5Mpa；在175℃至 180℃保温3至5h，整个过程中升温和降温的速率0.5至0.8℃/min。
步骤S7：真空除气：固化后脱掉模框、拼块及热膨胀模芯，取出框体进行真空除气，真空除气参数为温度95℃，保温120h，真空度≤10-3Pa。
将实施例所得的框体，通过超声无损探伤仪检测，符合GJB2895-97中A级标准。
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化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤S1：在模具上铺设预浸料，并预留翻边，形成框体整体部分(1)铺层；
步骤S2：在热膨胀模芯上铺设预浸料，铺设结束后进行抽真空预压实，形成框体腔体部分(2)铺层；
步骤S3：在模具上铺设预浸料并制备框体加强筋(3)；
步骤S4：将框体腔体部分(2)铺层放置到预定位置，将制备完成的框体加强筋(3)依次放置于主承力框体腔体部分(2)内，并构成框体腔体机构；
步骤S5：将框体整体部分(1)铺层与框体腔体机构进行合模，并将框体各部分预压至预设位置，构成框体机构；
所述各部分包括框体整体部分(1)铺层、框体腔体部分(2)铺层以及框体加强筋(3)；
步骤S6：将合模后的产品一体加热抽真空固化成型；
步骤S7：固化后脱掉模框、拼块以及热膨胀模芯，取出框体机构进行真空除气。
2.根据权利要求1所述的适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法，其特征在于，在步骤S5中：采用进热压罐热预压方法将框体整体部分(1)铺层与框体腔体机构进行合模并将框体各部分预压至预设位置。
3.根据权利要求1所述的适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法，其特征在于，在步骤S6中：将合模后的产品采用整体共固化的方法一体加热抽真空固化成型。
4.根据权利要求1所述的适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法，其特征在于，所述预浸料为高模量碳纤维或氰酸酯树脂。
5.根据权利要求1所述的适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法，其特征在于,；
在所述步骤S6中，采用升温、降温以及阶梯式保温方法。
6.根据权利要求5所述的适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法，其特征在于,所述步骤S6包括如下子步骤：
步骤S6.1:在50℃至60℃保温1至1.5h，保持真空表压≤-0.097MPa；
步骤S6.2：在85℃至90℃保温1至1.5h，保持真空表压≤-0.097MPa；
步骤S6.3：在125℃至130℃保温1至1.5h，保持真空表压≤-0.097MPa；
步骤S6.4：在145℃至150℃保温1至1.5h，保压0.5Mpa；
步骤S6.5:在175℃至180℃保温3至5h；
步骤S6.6:在175℃至180℃保温3至5h；
在步骤S6.1至步骤6.5中：升温和降温的速率0.5至0.8℃/min。
7.根据权利要求1所述的适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法，其特征在于，所述步骤S7在预设条件下进行；
所述预设条件为：温度范围为95至100摄氏度、保温时间范围为60h至120h，真空度≤10-3Pa。
8.一种根据权利要求1至6中任一项所述的适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法制备出的框架机构，其特征在于，所述框架机构包括框体整体部分(1)、框体腔体部分(2)；
所述框体腔体部分(2)嵌入在框体整体部分(1)内；
所述框体腔体部分(2)内设置有框体加强筋(3)。
9.根据权利要求8所述的适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法，其特征在于，所述框体腔体部分(2)的中部设置有框体加强筋(3)。
10.根据权利要求1所述的适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法，其特征在于，所述预浸料的厚度范围为0.1至0.5mm；
在步骤S1、S2以及S4中，铺层顺序为准各向同性铺层[0/90/+45/-45]2s；
其中，2为循环数，s为对称铺层；
在步骤S3中，铺层顺序为准各向同性铺层[0/90/+45/-45]s；
其中，s代表对称铺层。
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