CN110370677A - 一种整流罩的制造方法 - Google Patents
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Abstract
本发明的实施例提供一种整流罩的制造方法，方法包括：采用第一复合材料，形成整流罩本体；采用第二复合材料，形成头罩；所述第二复合材料与所述第一复合材料不同；将所述整流罩本体和所述头罩装配在一起，形成整流罩。本发明的方案中，整流罩采用整流罩本体和头罩分体成型，有效释放成型内应力，优化整流罩外形尺寸，提高其整体装配精度。
Description
技术领域
本发明涉及整流罩制造技术领域，特别是指一种整流罩的制造方法。
背景技术
整流罩用于保护卫星及其它有效载荷，以防止卫星受气动力、气动加热及声振等有害环境的影响，是航天飞行器的重要组成部分。整流罩一般为蚌壳式(两半)结构，由端头、前锥段、圆筒段、倒锥段和纵向及横向分离机构等组成。根据运载任务的不同，每种型号的运载火箭都具有一种或多种形状的整流罩，如单星罩、双星罩、多星罩等。就长征系列运载火箭而言，也有各自系统的卫星整流罩。
目前整流罩成型方案多为铝合金整流罩，且整个整流罩一体成型，存在重量较大、装配精度差、加工周期较长、耐热性差等问题。
发明内容
本发明提供了一种整流罩的制造方法。整流罩采用整流罩本体和头罩分体成型，有效释放成型内应力，优化整流罩外形尺寸，提高其整体装配精度。
为解决上述技术问题，本发明的实施例提供如下方案：
本发明的实施例还提供一种航天飞行器整流罩的制造方法，包括：
采用第一复合材料，形成整流罩本体；
采用第二复合材料，形成头罩；所述第二复合材料与所述第一复合材料不同；
将所述整流罩本体和所述头罩装配在一起，形成整流罩。
可选的，采用第一复合材料，形成整流罩本体，包括：
提供第一复合材料，所述第一复合材料包括蒙皮和轻质夹层所用的芯材，所述蒙皮的材料为碳纤维、玄武岩纤维和芳纶纤维中的至少一种，所述芯材为聚甲基丙烯酰亚胺PMI泡沫、铝蜂窝和芳纶纸蜂窝中的至少一种；
以整流罩轴线方向为0°，按0°、±45°以及0°顺序铺放外蒙皮及对接桁；
所述外蒙皮及对接桁铺放完成后，沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第一预设时长；
经修平整后，铺放轻质夹层所用的芯材，再按0°、±45°以及0°顺序进行铺放内蒙皮及对接桁；
所述内蒙皮及对接桁铺放完成后，沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第二预设时长；
经修平整后，沿模具外沿制真空袋，将模具放入热压罐，升温至第一预设温度，采用预设固化方法固化完成后，带压冷却至模具40℃以下，卸压出罐，得到整流罩本体的半罩体及对接桁,将两个半罩体通过对接桁连接，得到整流罩本体。
可选的，采用第二复合材料，形成头罩，包括：
提供第二复合材料，所述第二复合材料基体和增强体，所述基体的材料为聚碳硅烷树脂、硅树脂、酚醛树脂、可陶瓷化树脂中的至少一种，所述增强体的材料为莫来石纤维、碳纤维和玄武岩纤维中的至少一种；
以头罩轴线方向为0°方向，在模具内表面铺放所述第二复合材料，铺放完成后沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第三预设时长；
经修平整后，沿模具外沿制真空袋，将模具放入热压罐，升温至第二预设温度，采用预设固化方法固化完成后，带压冷却至模具40℃以下，卸压出罐，得到头罩的半头罩体及对接桁，将两个半头罩体通过对接桁连接，得到头罩。
可选的，采用第一复合材料，形成整流罩本体，包括：
提供第一复合材料，所述第一复合材料包括蒙皮和轻质夹层所用的芯材，所述蒙皮的材料为碳纤维、玄武岩纤维和芳纶纤维中的至少一种，所述芯材为聚甲基丙烯酰亚胺PMI泡沫、铝蜂窝和芳纶纸蜂窝中的至少一种；
以整流罩轴线方向为0°，按0°、±45°以及0°顺序铺放外蒙皮；
所述外蒙皮铺放完成后，沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第一预设时长；
经修平整后，铺放轻质夹层所用的芯材，再按0°、±45°以及0°顺序进行铺放内蒙皮；
所述内蒙皮铺放完成后，沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第二预设时长；
经修平整后，沿模具外沿制真空袋，将模具放入热压罐，升温至第一预设温度，采用预设固化方法固化完成后，带压冷却至模具40℃以下，卸压出罐，得到整流罩本体的半罩体。
可选的，采用第二复合材料，形成头罩，包括：
提供第二复合材料，所述第二复合材料基体和增强体，所述基体的材料为聚碳硅烷树脂、硅树脂、酚醛树脂、可陶瓷化树脂中的至少一种，所述增强体的材料为莫来石纤维、碳纤维和玄武岩纤维中的至少一种；
以头罩轴线方向为0°方向，在模具内表面铺放所述第二复合材料，铺放完成后沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第三预设时长；
经修平整后，沿模具外沿制真空袋，将模具放入热压罐，升温至第二预设温度，采用预设固化方法固化完成后，带压冷却至模具40℃以下，卸压出罐，得到头罩的半头罩体。
可选的，航天飞行器整流罩的制造方法，还包括：
提供第三复合材料，在模具内表面按0°、90°、±45°顺序铺放所述第三复合材料，铺放完成后沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第四预设时长；
经修平整后，沿模具外沿制真空袋，将模具放入热压罐，升温至第三预设温度，采用预设固化方法固化完成后，带压冷却至模具40℃以下，卸压出罐，得到对接桁。
可选的，航天飞行器整流罩的制造方法，还包括：
将所述整流罩本体的第一半罩体和第二半罩体通过第一对接桁连接，得到整流罩本体；
将所述头罩的第一半头罩体和第二半头罩体通过第二对接桁连接，得到头罩。
可选的，航天飞行器整流罩的制造方法，还包括：
提供第四复合材料，在模具内表面按0°、90°、±45°顺序铺放所述第四复合材料，铺放完成后沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第五预设时长；
经修平整后，沿模具外沿制真空袋，将模具放入热压罐，升温至第四预设温度，采用预设固化方法固化完成后，带压冷却至模具40℃以下，卸压出罐，得到挡风板。
可选的，所述预设固化方法为以下固化方法中至少一种：
采用热压罐进行固化；
采用热烘箱进行固化。
可选的，将所述整流罩本体和所述头罩装配在一起，形成整流罩，包括：
将所述整流罩本体和头罩连接；
将所述挡风板装配在所述头罩上，形成所述整流罩。
可选的，航天飞行器整流罩的制造方法，还包括：
在所述整流罩本体外表面贴敷防热保护层。
本发明的上述方案至少包括以下有益效果：
本发明的上述方案，通过将整流罩本体与头罩分体成型，且所述整流罩本体和所述头罩采用不同的材料制作，再将整流罩本体与头罩连接，形成整流罩；从而可以有效释放整流罩成型的内应力，优化整流罩外形尺寸，提高其整体装配精度。
附图说明
图1为本发明的航天飞行器整流罩的制造方法流程示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。
如图1所示，本发明的实施例还提供一种航天飞行器整流罩的制造方法，包括：
步骤11，采用第一复合材料，形成整流罩本体；
步骤12，采用第二复合材料，形成头罩；所述第二复合材料与所述第一复合材料不同；
步骤13，将所述整流罩本体和所述头罩装配在一起，形成整流罩。
该实施例中，通过将整流罩本体与头罩分别制作(即分体成型)，且所述整流罩本体和所述头罩采用不同的材料制作，再将整流罩本体与头罩连接，形成整流罩；从而可以有效释放整流罩成型的内应力，优化整流罩外形尺寸，提高其整体装配精度。
本发明的一可选实施例中，整流罩本体与对接桁一体成型，上述步骤11可以包括：
步骤111，提供第一复合材料，所述第一复合材料包括蒙皮和轻质夹层所用的芯材，所述蒙皮采用碳纤维、玄武岩纤维和芳纶纤维等有机/无机纤维中的至少一种，所述芯材采用聚甲基丙烯酰亚胺PMI泡沫、铝蜂窝和芳纶纸蜂窝中的至少一种；
步骤112，以整流罩轴线方向为0°，按0°、±45°以及0°顺序铺放外蒙皮及对接桁；
步骤113，所述外蒙皮及对接桁铺放完成后，沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第一预设时长；这里的第一预设时长可以是30分钟或者是30分钟左右一范围时长，比如，20分钟至60分钟等；
步骤114，经修平整后，铺放轻质夹层所用的芯材，再按0°、±45°以及0°顺序铺放内蒙皮及对接桁；
步骤115，所述内蒙皮及对接桁铺放完成后，沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第二预设时长；这里的第二预设时长可以是30分钟或者是30分钟左右一范围时长，比如，20分钟至60分钟等。
步骤116，经修平整后，沿模具外沿制真空袋，将模具放入热压罐，升温至第一预设温度，这里的第一预设温度可以是比如150℃以上的温度，采用预设固化方法固化完成后，带压冷却至模具40℃以下，卸压出罐，得到整流罩本体的半罩体及对接桁,将两个半罩体通过对接桁连接，得到整流罩本体。采用上述步骤形成的整流罩本体，重量轻，耐烧蚀。这里的固化工艺可以采用直接加压或者分步加压，在固化加压方式方式予以约束。
本发明的一可选实施例中，上述步骤12可以包括：
步骤121，提供第二复合材料，所述第二复合材料基体和增强体，所述基体采用聚碳硅烷树脂、硅树脂、酚醛树脂、可陶瓷化树脂中的至少一种，所述增强体采用莫来石纤维、碳纤维和玄武岩纤维等有机/无机纤维中的至少一种；
步骤122，以头罩轴线方向为0°方向，在模具内表面铺放所述第二复合材料，铺放完成后沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第三预设时长；这里的第三预设时长可以是30分钟或者是30分钟左右一范围时长，比如，20分钟至60分钟等。
步骤123，经修平整后，沿模具外沿制真空袋，将模具放入热压罐，升温至第二预设温度，这里的第二预设温度可以是比如180℃以上的温度，采用预设固化方法固化完成后，带压冷却至模具40℃以下，卸压出罐，得到头罩的半头罩体及对接桁，将两个半头罩体通过对接桁连接，得到头罩。这里的固化工艺可以采用直接加压或者分步加压，在固化加压方式予以约束。
采用上述步骤形成的头罩，防热、耐烧蚀，重量轻。
进一步的，本发明的一可选实施例中，航天飞行器整流罩的制造方法还可以包括：
步骤211，提供第四复合材料，这里的第厉害复合材料可以为无机轻质材料，比如碳纤维等，在模具内表面按0°、90°、±45°顺序铺放所述第四复合材料，铺放完成后沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第五预设时长；这里的第五预设时长可以是30分钟或者是30分钟左右一范围时长，比如，20分钟至60分钟等；
步骤221，经修平整后，沿模具外沿制真空袋，将模具放入热压罐，升温至第四预设温度，这里的第四预设温度可以是比如150℃以上的温度，固化完成后，带压冷却至模具40℃以下，卸压出罐，得到挡风板。这里的固化工艺可以采用直接加压或者分步加压，在固化加压方式予以约束。
上述各步骤中，整流罩各零部件成型加压方式包括热压罐加压、阴阳模具组合加压和真空辅助加压中的至少一项，当然也可以是其它的加压方式。
进一步的，上述步骤13可以包括：
步骤131，将所述整流罩本体和头罩连接；
步骤132，将所述挡风板装配在所述头罩上，形成所述整流罩。
进一步的，上述方法还可以包括：
步骤14，在所述整流罩本体外表面贴敷防热保护层，以提高整流罩整体防热效果。
本发明的另一可选实施例中，整流罩本体与对接桁分体成型，上述步骤11可以包括：
步骤221，提供第一复合材料，所述第一复合材料包括蒙皮和轻质夹层所用的芯材，所述蒙皮的材料为碳纤维、玄武岩纤维和芳纶纤维中的至少一种，所述芯材为聚甲基丙烯酰亚胺PMI泡沫、铝蜂窝和芳纶纸蜂窝中的至少一种；
步骤222，以整流罩轴线方向为0°，按0°、±45°以及0°顺序铺放外蒙皮；
步骤223，所述外蒙皮铺放完成后，沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第一预设时长；
步骤224，经修平整后，铺放轻质夹层所用的芯材，再按0°、±45°以及0°顺序进行铺放内蒙皮；
步骤225，所述内蒙皮铺放完成后，沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第二预设时长；
步骤216，经修平整后，沿模具外沿制真空袋，将模具放入热压罐，升温至第一预设温度，采用预设固化方法固化完成后，带压冷却至模具40℃以下，卸压出罐，得到整流罩本体的半罩体。这里的固化工艺可以采用直接加压或者分步加压，在固化加压方式予以约束。
上述步骤12可以包括：
步骤311，提供第二复合材料，所述第二复合材料基体和增强体，所述基体的材料为聚碳硅烷树脂、硅树脂、酚醛树脂、可陶瓷化树脂中的至少一种，所述增强体的材料为莫来石纤维、碳纤维和玄武岩纤维中的至少一种；
步骤312，以头罩轴线方向为0°方向，在模具内表面铺放所述第二复合材料，铺放完成后沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第三预设时长；
步骤313，经修平整后，沿模具外沿制真空袋，将模具放入热压罐，升温至第二预设温度，采用预设固化方法固化完成后，带压冷却至模具40℃以下，卸压出罐，得到头罩的半头罩体。这里的固化工艺可以采用直接加压或者分步加压，在固化加压方式予以约束。
本发明的一可选实施例中，航天飞行器整流罩的制造方法还可以包括：
步骤141，提供第三复合材料，这里的第三复合材料可以为无机轻质材料，比如碳纤维等，在模具内表面按0°、90°、±45°顺序铺放所述第三复合材料，铺放完成后沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第四预设时长；这里的第四预设时长可以是30分钟或者是30分钟左右一范围时长，比如，20分钟至60分钟等；
步骤142，经修平整后，沿模具外沿制真空袋，将模具放入热压罐，升温至第三预设温度，这里的第三预设温度可以是比如150℃以上的温度，固化完成后，带压冷却至模具40℃以下，卸压出罐，得到对接桁。
本发明的一可选实施例中，航天飞行器整流罩的制造方法还可以包括：
步骤411，提供第四复合材料，这里的第厉害复合材料可以为无机轻质材料，比如碳纤维等，在模具内表面按0°、90°、±45°顺序铺放所述第四复合材料，铺放完成后沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第五预设时长；这里的第五预设时长可以是30分钟或者是30分钟左右一范围时长，比如，20分钟至60分钟等；
步骤412，经修平整后，沿模具外沿制真空袋，将模具放入热压罐，升温至第四预设温度，这里的第四预设温度可以是比如150℃以上的温度，固化完成后，带压冷却至模具40℃以下，卸压出罐，得到挡风板。这里的固化工艺可以采用直接加压或者分步加压，在固化加压方式予以约束。
本发明的一可选实施例中，上述步骤13可以包括：
步骤511，将所述整流罩本体的第一半罩体和第二半罩体通过第一对接桁连接，以及将所述头罩的第一半头罩体和第二半头罩体通过第二对接桁连接；可选的，将所述整流罩本体的第一半罩体和第二半罩体通过第一对接桁粘接，以及将所述头罩的第一半头罩体和第二半头罩体通过第二对接桁粘接；
步骤512，将所述整流罩本体和头罩连接；
步骤513，将所述挡风板装配在所述头罩上，形成所述整流罩。
本发明的一可选实施例中，航天飞行器整流罩的制造方法还可以包括：在所述整流罩本体外表面贴敷防热保护层，以提高整流罩整体防热效果。
本发明的上述实施例，上述各步骤中，整流罩各零部件成型加压方式包括热压罐加压、阴阳模具组合加压和真空辅助加压中的至少一项，当然也可以是其它的加压方式。本发明的上述实施例通过将整流罩本体与头罩分体成型，且所述整流罩本体和所述头罩采用不同的材料制作，再将整流罩本体与头罩连接，形成整流罩；从而可以有效释放成型内应力，优化整流罩外形尺寸，提高其整体装配精度。采用蒙皮夹层结构，进一步减轻整流罩整体重量。采用耐烧蚀材质制作头罩，既提高了整流罩顶端的防热问题，也减轻了整流罩的整体重量。
以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (11)
1.一种航天飞行器整流罩的制造方法，其特征在于，包括：
采用第一复合材料，形成整流罩本体；
采用第二复合材料，形成头罩；所述第二复合材料与所述第一复合材料不同；
将所述整流罩本体和所述头罩装配在一起，形成整流罩。
2.根据权利要求1所述的航天飞行器整流罩的制造方法，其特征在于，采用第一复合材料，形成整流罩本体，包括：
提供第一复合材料，所述第一复合材料包括蒙皮和轻质夹层所用的芯材，所述蒙皮的材料为碳纤维、玄武岩纤维和芳纶纤维中的至少一种，所述芯材为聚甲基丙烯酰亚胺PMI泡沫、铝蜂窝和芳纶纸蜂窝中的至少一种；
以整流罩轴线方向为0°，按0°、±45°以及0°顺序铺放外蒙皮及对接桁；
所述外蒙皮及对接桁铺放完成后，沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第一预设时长；
经修平整后，铺放轻质夹层所用的芯材，再按0°、±45°以及0°顺序进行铺放内蒙皮及对接桁；
所述内蒙皮及对接桁铺放完成后，沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第二预设时长；
经修平整后，沿模具外沿制真空袋，将模具放入热压罐，升温至第一预设温度，采用预设固化方法固化完成后，带压冷却至模具40℃以下，卸压出罐，得到整流罩本体的半罩体及对接桁,将两个半罩体通过对接桁连接，得到整流罩本体。
3.根据权利要求2所述的航天飞行器整流罩的制造方法，其特征在于，采用第二复合材料，形成头罩，包括：
提供第二复合材料，所述第二复合材料基体和增强体，所述基体的材料为聚碳硅烷树脂、硅树脂、酚醛树脂、可陶瓷化树脂中的至少一种，所述增强体的材料为莫来石纤维、碳纤维和玄武岩纤维中的至少一种；
以头罩轴线方向为0°方向，在模具内表面铺放所述第二复合材料，铺放完成后沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第三预设时长；
经修平整后，沿模具外沿制真空袋，将模具放入热压罐，升温至第二预设温度，采用预设固化方法固化完成后，带压冷却至模具40℃以下，卸压出罐，得到头罩的半头罩体及对接桁，将两个半头罩体通过对接桁连接，得到头罩。
4.根据权利要求1所述的航天飞行器整流罩的制造方法，其特征在于，采用第一复合材料，形成整流罩本体，包括：
提供第一复合材料，所述第一复合材料包括蒙皮和轻质夹层所用的芯材，所述蒙皮的材料为碳纤维、玄武岩纤维和芳纶纤维中的至少一种，所述芯材为聚甲基丙烯酰亚胺PMI泡沫、铝蜂窝和芳纶纸蜂窝中的至少一种；
以整流罩轴线方向为0°，按0°、±45°以及0°顺序铺放外蒙皮；
所述外蒙皮铺放完成后，沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第一预设时长；
经修平整后，铺放轻质夹层所用的芯材，再按0°、±45°以及0°顺序进行铺放内蒙皮；
所述内蒙皮铺放完成后，沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第二预设时长；
经修平整后，沿模具外沿制真空袋，将模具放入热压罐，升温至第一预设温度，采用预设固化方法固化完成后，带压冷却至模具40℃以下，卸压出罐，得到整流罩本体的半罩体。
5.根据权利要求4所述的航天飞行器整流罩的制造方法，其特征在于，采用第二复合材料，形成头罩，包括：
提供第二复合材料，所述第二复合材料基体和增强体，所述基体的材料为聚碳硅烷树脂、硅树脂、酚醛树脂、可陶瓷化树脂中的至少一种，所述增强体的材料为莫来石纤维、碳纤维和玄武岩纤维中的至少一种；
以头罩轴线方向为0°方向，在模具内表面铺放所述第二复合材料，铺放完成后沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第三预设时长；
经修平整后，沿模具外沿制真空袋，将模具放入热压罐，升温至第二预设温度，采用预设固化方法固化完成后，带压冷却至模具40℃以下，卸压出罐，得到头罩的半头罩体。
6.根据权利要求5所述的航天飞行器整流罩的制造方法，其特征在于，还包括：
提供第三复合材料，在模具内表面按0°、90°、±45°顺序铺放所述第三复合材料，铺放完成后沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第四预设时长；
经修平整后，沿模具外沿制真空袋，将模具放入热压罐，升温至第三预设温度，采用预设固化方法固化完成后，带压冷却至模具40℃以下，卸压出罐，得到对接桁。
7.根据权利要求6所述的航天飞行器整流罩的制造方法，其特征在于，还包括：
将所述整流罩本体的第一半罩体和第二半罩体通过第一对接桁连接，得到整流罩本体；
将所述头罩的第一半头罩体和第二半头罩体通过第二对接桁连接，得到头罩。
8.根据权利要求3或7所述的航天飞行器整流罩的制造方法，其特征在于，还包括：
提供第四复合材料，在模具内表面按0°、90°、±45°顺序铺放所述第四复合材料，铺放完成后沿模具外沿制真空袋，抽真空保压定型第五预设时长；
经修平整后，沿模具外沿制真空袋，将模具放入热压罐，升温至第四预设温度，采用预设固化方法固化完成后，带压冷却至模具40℃以下，卸压出罐，得到挡风板。
9.根据权利要求8所述的航天飞行器整流罩的制造方法，其特征在于，所述预设固化方法为以下固化方法中至少一种：
采用热压罐进行固化；
采用热烘箱进行固化。
10.根据权利要求8所述的航天飞行器整流罩的制造方法，其特征在于，将所述整流罩本体和所述头罩装配在一起，形成整流罩，包括：
将所述整流罩本体和头罩连接；
将所述挡风板装配在所述头罩上，形成所述整流罩。
11.根据权利要求10所述的航天飞行器整流罩的制造方法，其特征在于，还包括：
在所述整流罩本体外表面贴敷防热保护层。
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