CN110422344B - 一种卫星用大转动惯量轻质复合飞轮及其制备方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种卫星用大转动惯量轻质复合飞轮及其制备方法，涉及复合材料技术领域。本发明应用于金属与复合材料共固化整体成型复合材料构件，是实现卫星用轻质大转动惯量飞轮制备的关键技术。该复合飞轮包括金属环、碳纤维复合材料蒙皮、碳纤维复合材料加强环和泡沫筋条。成型模具为组合阴、阳模具+金属环限位工装组成，阳模具由钢质分瓣阳模块+硅橡胶软模组成，阴模具由整体凹模+硅橡胶软模块组成。复合飞轮的蒙皮、加强环筋条采用连续纤维预浸料实现预制体制作，再将金属环套在其外侧，利用热压工艺实现了复合飞轮的共固化成型。研制出的复合飞轮不仅满足减小轮体重量和离心力的刚度和强度的要求，还满足大转动惯量平衡稳定要求。

Description

一种卫星用大转动惯量轻质复合飞轮及其制备方法
技术领域
本发明属于先进复合材料技术领域，涉及一种卫星用大转动惯量轻质复合飞轮及其制备方法。
背景技术
动量飞轮是用动量交换实现卫星的姿态控制及状态稳定，相比化学电池储能系统，它可以使卫星储能系统具有更高比能、高效率、高可靠性和宽工作温度范围等优点，可用于长寿命、高可靠卫星控制系统平台中。目前，卫星国产轮体均为一体式结构，多采用高强度钢制造，由于其轮体质量偏大，对旋转轴承要求较高，难以满足未来轻量化卫星平台和高转动惯量飞轮的使用要求，亟待研制一种轻量化、高阻尼抗振及动平衡稳定的轮体。
据目前查证的文献报道：上海航天控制技术研究所采用硬质铝合金材料作为轮毂，轮缘采用不锈钢材料，轮辐采用碳纤维复合材料T300方格布/T700单向布直接在铝合金轮毂上铺层成型，轮缘是采用后粘接工序安装在轮辐外制备；北京卫星制造厂采用T700S-12k-50C高强碳纤维缠绕成型复合材料转子坯件，借助工艺装置将其加工成尺寸精度高的转子，轮毂采用钛合金经精密加工而成，然后利用胶接技术将两者装配胶接成一体。以上报道虽然将复合材料应用在飞轮上，但对较大直径动量飞轮减重有限。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的上述缺陷，提供一种卫星用大转动惯量轻质复合飞轮及其制备方法，解决了卫星飞轮减重和大转动惯量需求的不匹配问题。本发明提供的卫星用大转动惯量轻质复合飞轮及其制备方法能够直接加工出满足转动惯量要求的卫星复合飞轮。
本发明解决技术的方案是：本发明的一种卫星用大转动惯量轻质复合飞轮，该复合飞轮包括金属环、碳纤维复合材料蒙皮、碳纤维复合材料加强环和泡沫筋条；碳纤维复合材料加强环呈圆环状，金属环位于整个飞轮的最外侧，碳纤维复合材料蒙皮位于所述加强环与金属环之间，泡沫筋条沿所述加强环的外边缘向外辐射且均匀分布在所述加强环与金属环之间用于增加飞轮的刚度。
在一可选实施例中，所述碳纤维复合材料蒙皮包括一平面、一圆环面、一圆柱面和凸出面；所述的平面与碳纤维复合材料加强环的一端面共面，所述的圆环面与所述的平面非共面，所述的圆柱面与金属环的内侧贴合；所述的凸出面在所述平面内侧，泡沫筋条外侧，贴合包覆在泡沫筋条表面；平面、圆环面、圆柱面和泡沫筋条包覆面为连续纤维制备。
在一可选实施例中，所述碳纤维复合材料蒙皮圆环面与平面之间的角度为 110°-160°。
在一可选实施例中，所述金属环的外圆，蒙皮圆柱面的内圆与碳纤维复合材料加强环的内圆共轴，同轴度0.05mm以内。
在一可选实施例中，所述金属环是殷钢、铍铜合金，或钛合金材质；碳纤维复合材料的增强体选用弹性模量不低于280GPa的碳纤维，树脂基体选用满足空间使用的环氧树脂或氰酸酯树脂，树脂的真空质损≤1％，可凝挥发份≤0.1％；泡沫是密度不低于70kg/m3的聚甲基丙烯酰亚胺PMI或聚酰亚胺PI闭孔泡沫，优选密度为110kg/m3的泡沫。
本发明的一种卫星用大转动惯量轻质复合飞轮制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
1)设计成型模具为阴模具+阳模具+金属环限位工装组成的组合模具，阳模具由钢质分瓣阳模块+硅橡胶软模块组合而成，阴模具由整体凹模+硅橡胶软模块组合而成；
2)在阳模具、阴模具表面分别进行铺层：阴模具表面预浸料向外沿水平面延展至模具上对应金属环内侧位置，阳模具表面预浸料延伸至模具上对应筋条位置或上表面，再而向下延伸至模具上对应的金属环下端面；
3)根据加强环的结构特点和厚度，设计2-6个随型铺叠块，每个随型铺叠块对应一个预设的铺层位置，按铺层顺序[0/+45/-45/90]ns完成每块铺叠块的铺层，并进热压罐吸胶压实；
4)在阳模具表面在预设的铺层位置按顺序放置随型铺叠块，每放置一次随型铺叠块后需进行铺层操作，当阳模具上对应泡沫筋条位置尺寸满足泡沫芯尺寸要求时放置泡沫芯并进行抽真空压实，之后继续铺层，并按照预设的铺层位置将其余随型铺叠块依顺序完成铺层；
在第一次放置随型铺叠块之前、泡沫芯放置之前、泡沫芯放置后铺层期间或者泡沫芯放置后铺层完成放置下一随型铺叠块之前进热压罐吸胶压实；
5)将上述完成铺层的阴模具和阳模具通过中心定位的方式完成上下贴合，得到预制体；
6)将金属环套在5)中预制体外侧并利用金属环限位工装进行限位，采用热压工艺共固化成型；
7)通过机械加工采用多次装夹找正、多次加工的方式控制飞轮内外圆同轴度和质心，得到满足要求的复合飞轮。
在一可选实施例中，所述的吸胶的温度为60℃～80℃，泡沫芯放置前热压罐内压力为0.3-0.4MPa；泡沫芯材放置后热压罐内压力为0.1-0.2MPa。
在一可选实施例中，步骤6)中固化时，对待固化构件不包覆辅助材料，放入热压罐或热压机，进行加热固化，固化温度为120℃～130℃或170℃～ 180℃，固化时间为2h～6h；所述的待固化构件包括金属环、预制体以及金属环限位工装。
在一可选实施例中，步骤7)中所述的多次加工为：金属环每去除0.01mm 金属料即检测环尺寸，再次装夹找正加工；复合材料层每去除0.01mm-0.03mm 料即检测尺寸，再次装夹找正加工；如此重复进行飞轮加工，以减小环的应力集中和切削变形量。
上述成型方法制成的轻质复合飞轮，能够适用于卫星用且转动惯量不低于0.06kg·m2。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
本专利提出采用复合材料整体蒙皮带筋结构与金属轮缘共固化的方法，实现了全复合材料轮毂的制备，目前采用该方法制备的飞轮还未见报道。
本发明提供的一种卫星用大转动惯量轻质复合飞轮及其制备方法，该复合飞轮包括金属环、碳纤维复合材料蒙皮、碳纤维复合材料加强环和泡沫筋条。成型模具为组合阴、阳模具+金属环限位工装组成，阳模具由钢质分瓣阳模块+ 硅橡胶软模组成，阴模具由整体凹模+硅橡胶软模块组成。复合飞轮的蒙皮、加强环筋条采用连续纤维预浸料实现预制体制作，将泡沫芯放置在碳纤维复合材料蒙皮、中间碳加强环围成的空腔内，实现筋条的体积填充及结构支撑；再将金属环套在其外侧，利用热压工艺实现了复合飞轮的共固化成型，保证了金属环与复合材料界面的连续性和均匀性。研制出的复合飞轮不仅满足减小轮体重量和离心力的刚度和强度的要求，还满足大转动惯量平衡稳定要求。
本发明提供的一种卫星用大转动惯量轻质复合飞轮及其制备方法，通过复杂整体成型模具设计、铺层顺序设计、成型工艺设计，以及工艺实施控制，实现了大转动惯量轻质复合飞轮的制造，可推广应用到大尺寸、大转动惯量且对减重有迫切要求的卫星上，以及一些对刚度、强度都有较高要求且有着迫切减重需求的主承力结构上。
附图说明
图1为本发明实施例提供的卫星用复合飞轮结构示意图；
图2为本发明实施例提供的复合飞轮结构剖面图；
图3a-图3f为本发明实施例提供的卫星用复合飞轮成型模具示意图，其中，图3a为模具整体示意图，图3b为阳模示意图，图3c为阴模示意图，图3d为阳模组成示意图，图3e为阳模用硅橡胶软模示意图，图3f为阴模组成示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明做进一步详细的描述：
本发明实施例提供了一种卫星用大转动惯量轻质复合飞轮，该复合飞轮包括金属环、碳纤维复合材料蒙皮、碳纤维复合材料加强环和泡沫筋条；碳纤维复合材料加强环呈圆环状，金属环位于整个飞轮的最外侧，碳纤维复合材料蒙皮位于所述加强环与金属环之间，泡沫筋条沿所述加强环的外边缘向外辐射且均匀分布在所述加强环与金属环之间用于增加飞轮的刚度。复合飞轮结构示意图如图1所示。
具体地，本发明实施例中，所述碳纤维复合材料蒙皮包括一平面a、一圆环面b、一圆柱面c和凸出面d；所述的平面与碳纤维复合材料加强环的一端面共面，所述的圆环面与所述的平面非共面，所述的圆柱面与金属环的内侧贴合；所述的凸出面在所述平面内侧，泡沫筋条外侧，贴合包覆在泡沫筋条表面；平面、圆环面、圆柱面和泡沫筋条包覆面为连续纤维制备。碳纤维复合材料蒙皮见图2复合飞轮结构剖面图所示。
具体地，本发明实施例中，所述碳纤维复合材料蒙皮圆环面与平面之间的角度为110°-160°。
具体地，本发明实施例中，所述金属环的外圆，蒙皮圆柱面的内圆与碳纤维复合材料加强环的内圆共轴，同轴度0.05mm以内。
具体地，本发明实施例中，所述金属环为牌号为Invar36的殷钢、铍铜合金，或TC4钛合金材质；碳纤维复合材料的增强体选用弹性模量不低于280GPa 的碳纤维，树脂基体选用满足空间使用的环氧树脂或氰酸酯树脂，树脂的真空质损≤1％，可凝挥发份≤0.1％；泡沫是密度不低于70kg/m3的聚甲基丙烯酰亚胺PMI或聚酰亚胺PI闭孔泡沫，优选密度为110kg/m3的泡沫。
该卫星用大转动惯量轻质复合飞轮制备方法，包括以下步骤：
1)设计成型模具为阴模具+阳模具+金属环限位工装组成的组合模具，阳模具由钢质分瓣阳模块+硅橡胶软模块组合而成，阴模具由整体凹模+硅橡胶软模块组合而成，如图3a-图3f所示；
具体地，本发明实施例中，所述模具根据飞轮结构特点，设计出适合的组合模具，模具的材质优选Q235钢、45#钢、P20钢，硅橡胶软模优选美国Airtech 公司的牌号为Aircast 3800硅橡胶。
2)在阳模具、阴模具表面分别进行铺层：阴模具表面预浸料向外沿水平面延展至模具上对应金属环内侧位置，阳模具表面预浸料延伸至模具上对应筋条位置或上表面，再而向下延伸至模具上对应的金属环下端面；
具体地，在本发明实施例中，根据所述目标飞轮各部位的厚度及所用预浸料的单层厚度，设计准各向同性铺层顺序；碳纤维复合材料蒙皮在模具上铺层时，保证沿模具型面铺贴预浸料连续不切断。
3)根据加强环的结构特点和厚度，设计2-6个随型铺叠块，每个随型铺叠块对应一个预设的铺层位置，按铺层顺序[0/+45/-45/90]ns完成每块铺叠块的铺层，并进热压罐吸胶压实；
具体地，在本发明实施例中，设计合适的随型铺叠块，热压罐内吸胶温度为60℃～80℃，压力为0.3-0.4MPa；吸胶后将每块铺叠块按照铺层设计要求在对应位置铺贴。
4)在阳模具表面在预设的铺层位置按顺序放置随型铺叠块，每放置一次随型铺叠块后需进行铺层操作，当阳模具上对应泡沫筋条位置尺寸满足泡沫芯尺寸要求时放置泡沫芯并进行抽真空压实，之后继续铺层，并按照预设的铺层位置将其余随型铺叠块依顺序完成铺层；
在第一次放置随型铺叠块之前、泡沫芯放置之前、泡沫芯放置后铺层期间或者泡沫芯放置后铺层完成放置下一随型铺叠块之前进热压罐吸胶压实；
具体地，在本发明实施例中，预浸料在筋条和蒙皮位置连续过渡，碳纤维蒙皮、碳加强环、筋条围成的空腔中填充泡沫芯材，并贴合压实。吸胶的温度为60℃～80℃，泡沫芯放置前热压罐内压力为0.3-0.4MPa；泡沫芯材放置后热压罐内压力为0.1-0.2MPa。
5)将上述完成铺层的阴模具和阳模具通过中心定位的方式完成上下贴合，得到预制体；
具体地，在本发明实施例中，通过模具中心销钉定位，将完成铺层的阴模具和阳模具贴合，完成复合飞轮的复合材料部分的铺层组合。
6)将金属环套在5)中预制体外侧并利用金属环限位工装进行限位，采用热压工艺共固化成型；
具体地，在本发明实施例中，使用热压机将金属环套在完成预浸料铺层飞轮的外侧，不包覆辅助材料并在压机上对复合飞轮加热固化，固化温度为120℃～130℃或170℃～180℃，固化时间为2h～6h。
7)通过机械加工采用多次装夹找正、多次加工的方式控制飞轮内外圆同轴度和质心，得到满足要求的复合飞轮；
具体地，在本发明实施例中，金属环每去除0.01mm金属料即检测环尺寸，再次装夹找正加工；复合材料层每去除0.01mm-0.03mm料即检测尺寸，再次装夹找正加工；如此重复进行飞轮加工，以减小环的应力集中和切削变形量。
以下为本发明的几个具体实施例：
实施例1
参见图1-2，本发明实施例中所述卫星用大转动惯量轻质复合飞轮，该飞轮包括金属环、碳纤维复合材料蒙皮、碳纤维复合材料加强环和泡沫筋条；碳纤维复合材料加强环呈圆环状，金属环位于整个飞轮的最外侧，碳纤维复合材料蒙皮位于所述加强环与金属环之间，泡沫筋条沿所述加强环的外边缘向外辐射且均匀分布在所述加强环与金属环之间用于增加飞轮的刚度。
碳纤维复合材料蒙皮包括一平面、一圆环面、一圆柱面和凸出面；所述的平面与碳纤维复合材料加强环的一端面共面，所述的圆环面与所述的平面非共面，所述的圆柱面与金属环的内侧贴合；所述的凸出面在所述平面内侧，泡沫筋条外侧，贴合包覆在泡沫筋条表面；平面、圆环面、圆柱面和泡沫筋条包覆面为连续纤维制备。
碳纤维复合材料蒙皮圆环面与平面之间的角度为120°。
金属环的外圆，蒙皮圆柱面的内圆与碳纤维复合材料加强环的内圆共轴，同轴度0.04mm以内。
金属环为牌号为Invar36的殷钢；碳纤维复合材料为航天材料及工艺研究所研制的高模量碳纤维预浸料，树脂为E602环氧树脂，碳纤维为日本东丽公司的M40J碳纤维，泡沫是密度为110kg/m3的聚甲基丙烯酰亚胺(PMI)泡沫。
该卫星用大转动惯量轻质复合飞轮制备方法，包括以下步骤：
1)设计成型模具为阴模具+阳模具+金属环限位工装组成的组合模具，阳模具由钢质分瓣阳模块+硅橡胶软模块组合而成，阴模具由整体凹模+硅橡胶软模块组合而成；模具的材质优选Q235钢，硅橡胶软模优选美国Airtech公司的牌号为Aircast 3800硅橡胶。
2)在阳模具、阴模具表面分别进行铺层：阴模具表面预浸料向外沿水平面延展至模具上对应金属环内侧位置，阳模具表面预浸料延伸至模具上对应筋条位置或上表面，再而向下延伸至模具上对应的金属环下端面；
根据所述目标飞轮各部位的厚度及所用预浸料的单层厚度，设计准各向同性铺层顺序；碳纤维复合材料蒙皮在模具上铺层时，保证沿模具型面铺贴预浸料连续不切断。
3)根据加强环的结构特点和厚度，设计3个随型铺叠块，每个随型铺叠块对应一个预设的铺层位置，按铺层顺序[0/+45/-45/90]ns完成每块铺叠块的铺层，并进热压罐吸胶压实；热压罐内吸胶温度为70℃～75℃，压力为0.4MPa；吸胶后将每块铺叠块按照铺层设计要求在对应位置铺贴。
4)在阳模具表面在预设的铺层位置按顺序放置随型铺叠块，每放置一次随型铺叠块后需进行铺层操作，当阳模具上对应泡沫筋条位置尺寸满足泡沫芯尺寸要求时放置泡沫芯并进行抽真空压实，之后继续铺层，并按照预设的铺层位置将其余随型铺叠块依顺序完成铺层；
在第一次放置随型铺叠块之前、泡沫芯放置之前、泡沫芯放置后铺层期间或者泡沫芯放置后铺层完成放置下一随型铺叠块之前进热压罐吸胶压实；
预浸料在筋条和蒙皮位置连续过渡，碳纤维蒙皮、碳加强环、筋条围成的空腔中填充泡沫芯材，并贴合压实。吸胶的温度为75℃～80℃，泡沫芯放置前热压罐内压力为0.3MPa；泡沫芯材放置后热压罐内压力为0.2MPa。
5)将上述完成铺层的阴模具和阳模具通过中心定位的方式完成上下贴合，得到预制体；通过模具中心销钉定位，将完成铺层的阴模具和阳模具贴合，完成复合飞轮的复合材料部分的铺层组合。
6)将金属环套在5)中预制体外侧并利用金属环限位工装进行限位，采用热压工艺共固化成型；使用热压机将金属环套在完成预浸料铺层飞轮的外侧，不包覆辅助材料并在压机上对复合飞轮加热固化，固化温度为130℃，固化时间为4h。
7)通过机械加工采用多次装夹找正、多次加工的方式控制飞轮内外圆同轴度和质心，得到满足要求的复合飞轮；金属环每去除0.01mm金属料即检测环尺寸，再次装夹找正加工；复合材料层每去除0.02mm料即检测尺寸，再次装夹找正加工；如此重复进行飞轮加工，以减小环的应力集中和切削变形量。通过这样的方法控制飞轮内外圆同轴度和质心，得到满足设计要求的卫星复合飞轮。
实施例2
本发明实施例中所述卫星用大转动惯量轻质复合飞轮，该飞轮包括金属环、碳纤维复合材料蒙皮、碳纤维复合材料加强环和泡沫筋条；碳纤维复合材料加强环呈圆环状，金属环位于整个飞轮的最外侧，碳纤维复合材料蒙皮位于所述加强环与金属环之间，泡沫筋条沿所述加强环的外边缘向外辐射且均匀分布在所述加强环与金属环之间用于增加飞轮的刚度。
碳纤维复合材料蒙皮包括一平面、一圆环面、一圆柱面和凸出面；所述的平面与碳纤维复合材料加强环的一端面共面，所述的圆环面与所述的平面非共面，所述的圆柱面与金属环的内侧贴合；所述的凸出面在所述平面内侧，泡沫筋条外侧，贴合包覆在泡沫筋条表面；平面、圆环面、圆柱面和泡沫筋条包覆面为连续纤维制备。
碳纤维复合材料蒙皮圆环面与平面之间的角度为116°。
金属环的外圆，蒙皮圆柱面的内圆与碳纤维复合材料加强环的内圆共轴，同轴度0.05mm以内。
金属环为牌号为TC4的钛合金材质，碳纤维复合材料为航天材料及工艺研究所研制的高模量碳纤维预浸料，树脂为E603B环氧树脂，碳纤维为日本东邦公司的UMS40碳纤维，泡沫是密度为75kg/m3的聚甲基丙烯酰亚胺(PMI) 泡沫。
该卫星用大转动惯量轻质复合飞轮制备方法，包括以下步骤：
1)设计成型模具为阴模具+阳模具+金属环限位工装组成的组合模具，阳模具由钢质分瓣阳模块+硅橡胶软模块组合而成，阴模具由整体凹模+硅橡胶软模块组合而成；模具的材质优选45#钢，硅橡胶软模优选美国Airtech公司的牌号为Aircast 3800硅橡胶。
2)在阳模具、阴模具表面分别进行铺层：阴模具表面预浸料向外沿水平面延展至模具上对应金属环内侧位置，阳模具表面预浸料延伸至模具上对应筋条位置或上表面，再而向下延伸至模具上对应的金属环下端面；
根据所述目标飞轮各部位的厚度及所用预浸料的单层厚度，设计准各向同性铺层顺序；碳纤维复合材料蒙皮在模具上铺层时，保证沿模具型面铺贴预浸料连续不切断。
3)根据加强环的结构特点和厚度，设计4个随型铺叠块，每个随型铺叠块对应一个预设的铺层位置，按铺层顺序[0/+45/-45/90]ns完成每块铺叠块的铺层，并进热压罐吸胶压实；热压罐内吸胶温度为75℃～80℃，压力为0.4MPa；吸胶后将每块铺叠块按照铺层设计要求在对应位置铺贴。
4)在阳模具表面在预设的铺层位置按顺序放置随型铺叠块，每放置一次随型铺叠块后需进行铺层操作，当阳模具上对应泡沫筋条位置尺寸满足泡沫芯尺寸要求时放置泡沫芯并进行抽真空压实，之后继续铺层，并按照预设的铺层位置将其余随型铺叠块依顺序完成铺层；
在第一次放置随型铺叠块之前、泡沫芯放置之前、泡沫芯放置后铺层期间或者泡沫芯放置后铺层完成放置下一随型铺叠块之前进热压罐吸胶压实；
预浸料在筋条和蒙皮位置连续过渡，碳纤维蒙皮、碳加强环、筋条围成的空腔中填充泡沫芯材，并贴合压实。吸胶的温度为75℃～80℃，泡沫芯放置前热压罐内压力为0.3MPa；泡沫芯材放置后热压罐内压力为0.25MPa。
5)将上述完成铺层的阴模具和阳模具通过中心定位的方式完成上下贴合，得到预制体；通过模具中心销钉定位，将完成铺层的阴模具和阳模具贴合，完成复合飞轮的复合材料部分的铺层组合。
6)将金属环套在5)中预制体外侧并利用金属环限位工装进行限位，采用热压工艺共固化成型；使用热压机将金属环套在完成预浸料铺层飞轮的外侧，不包覆辅助材料并在压机上对复合飞轮加热固化，固化温度为180℃，固化时间为5h。
7)通过机械加工采用多次装夹找正、多次加工的方式控制飞轮内外圆同轴度和质心，得到满足要求的复合飞轮；金属环每去除0.01mm金属料即检测环尺寸，再次装夹找正加工；复合材料层每去除0.01mm料即检测尺寸，再次装夹找正加工；如此重复进行飞轮加工，以减小环的应力集中和切削变形量。通过这样的方法控制飞轮内外圆同轴度和质心，得到满足设计要求的卫星复合飞轮。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (10)

1.一种卫星用大转动惯量轻质复合飞轮制备方法，所述飞轮包括金属环、碳纤维复合材料蒙皮、碳纤维复合材料加强环和泡沫筋条；碳纤维复合材料加强环呈圆环状，金属环位于整个飞轮的最外侧，碳纤维复合材料蒙皮位于所述加强环与金属环之间，泡沫筋条沿所述加强环的外边缘向外辐射且均匀分布在所述加强环与金属环之间用于增加飞轮的刚度；其特征在于，包括以下步骤：
1)设计成型模具，所述的成型模具为阴模具+阳模具+金属环限位工装组成的组合模具，阳模具由钢质分瓣阳模块+硅橡胶软模块组合而成，阴模具由整体凹模+硅橡胶软模块组合而成；
2)在阳模具、阴模具表面分别进行铺层：阴模具表面预浸料向外沿水平面延展至模具上对应金属环内侧位置，阳模具表面预浸料延伸至模具上对应筋条位置或上表面，再而向下延伸至模具上对应的金属环下端面；
3)根据加强环的结构特点和厚度，设计2-6个随型铺叠块，每个随型铺叠块对应一个预设的铺层位置，按铺层顺序[0/+45/-45/90]ns完成每块铺叠块的铺层，并进热压罐吸胶压实；
4)在阳模具表面在预设的铺层位置按顺序放置随型铺叠块，每放置一次随型铺叠块后需进行铺层操作，当阳模具上对应泡沫筋条位置尺寸满足泡沫芯尺寸要求时放置泡沫芯并进行抽真空压实，之后继续铺层，并按照预设的铺层位置将其余随型铺叠块依顺序完成铺层；
在第一次放置随型铺叠块之前、泡沫芯放置之前、泡沫芯放置后铺层期间或者泡沫芯放置后铺层完成放置下一随型铺叠块之前进热压罐吸胶压实；
5)将上述完成铺层的阴模具和阳模具通过中心定位的方式完成上下贴合，得到预制体；
6)将金属环套在5)中预制体外侧并利用金属环限位工装进行限位，采用热压工艺共固化成型；
7)通过机械加工采用多次装夹找正、多次加工的方式控制飞轮内外圆同轴度和质心，得到满足要求的复合飞轮。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：其特征在于：所述的吸胶的温度为60℃～80℃，泡沫芯放置前热压罐内压力为0.3-0.4MPa；泡沫芯材放置后热压罐内压力为0.1-0.2MPa。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：步骤6)中固化时，对待固化构件不包覆辅助材料，放入热压罐或热压机，进行加热固化，固化温度为120℃～130℃或170℃～180℃，固化时间为2h～6h；所述的待固化构件包括金属环、预制体以及金属环限位工装。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述的多次加工为：金属环每去除0.01mm金属料就需检测环尺寸，再次装夹找正加工；复合材料层每去除0.01mm-0.03mm料即检测尺寸，再次装夹找正加工；如此重复进行飞轮加工，以减小环的应力集中和切削变形量。
5.根据权利要求1-4任一所述的制备方法，其特征在于：制成的复合飞轮，能够适用于卫星用且转动惯量不低于0.06kg·m2。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述的碳纤维复合材料蒙皮包括一平面、一圆环面、一圆柱面和凸出面；所述的平面与碳纤维复合材料加强环的一端面共面，所述的圆环面与所述的平面非共面，所述的圆柱面与金属环的内侧贴合；所述的凸出面在所述平面内侧，泡沫筋条外侧，贴合包覆在泡沫筋条表面；平面、圆环面、圆柱面和泡沫筋条包覆面为连续纤维制备。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于：所述的圆环面与平面之间的角度为110°-160°。
8.根据权利要求6所述的方法，其特征在于：所述的金属环的外圆，蒙皮圆柱面的内圆与碳纤维复合材料加强环的内圆共轴，同轴度0.05mm以内。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述的金属环是殷钢、铍铜合金或钛合金材质，碳纤维复合材料的增强体选用弹性模量不低于280GPa的碳纤维，树脂基体选用满足空间使用的环氧树脂或氰酸酯树脂，树脂的真空质损≤1％，可凝挥发份≤0.1％；泡沫是密度不低于70kg/m3的聚甲基丙烯酰亚胺PMI或聚酰亚胺PI泡沫。
10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于：所述的泡沫为密度110kg/m3的泡沫。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111438962B (zh) * 2020-03-13 2022-03-15 中国科学院光电研究院 泡沫夹芯碳纤维飞轮及其制造方法
CN113771388B (zh) * 2021-11-11 2022-02-08 北京玻钢院复合材料有限公司 一种异形复合材料增强网格筋的成型方法及其异形蒙皮舱段
CN114131957B (zh) * 2021-11-12 2023-12-19 湖北三江航天红阳机电有限公司 一种大尺寸rtm产品用模具及rtm产品的制备方法
CN114571195A (zh) * 2021-12-29 2022-06-03 上海航天控制技术研究所 一种共固化结构飞轮轮体及其制造加工方法
CN117944291A (zh) * 2024-03-27 2024-04-30 北京玻钢院复合材料有限公司 一种碳纤维储能结构热特性测试平台的制备方法

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101462359A (zh) * 2009-01-15 2009-06-24 江西昌河航空工业有限公司 树脂基复合材料零件铺层定位方法
CN102320139A (zh) * 2011-06-22 2012-01-18 航天材料及工艺研究所 一种曲线复合材料管成型工艺
CN103867639A (zh) * 2012-12-11 2014-06-18 北京奇峰聚能科技有限公司 一种大储能飞轮转子及其制作方法
CN104608939A (zh) * 2014-10-17 2015-05-13 上海复合材料科技有限公司 一种卫星用轻质复合材料动量飞轮及其制备方法
CN105005672A (zh) * 2015-08-04 2015-10-28 西北工业大学 等厚度复合材料层板的顺序优化设计方法
CN105666892A (zh) * 2016-01-25 2016-06-15 浙江大学 一种用碳纤维复合材料制造汽车车身的方法
CN106019436A (zh) * 2016-07-28 2016-10-12 航天材料及工艺研究所 一种光学系统用全碳纤维复合材料反射镜及制造方法
CN107891631A (zh) * 2017-11-23 2018-04-10 航天材料及工艺研究所 一种复合材料交织结构及其铺层方法
CN108274774A (zh) * 2018-01-18 2018-07-13 上海交通大学 金属与复合材料飞轮的共固化成型的制备工艺

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101462359A (zh) * 2009-01-15 2009-06-24 江西昌河航空工业有限公司 树脂基复合材料零件铺层定位方法
CN102320139A (zh) * 2011-06-22 2012-01-18 航天材料及工艺研究所 一种曲线复合材料管成型工艺
CN103867639A (zh) * 2012-12-11 2014-06-18 北京奇峰聚能科技有限公司 一种大储能飞轮转子及其制作方法
CN104608939A (zh) * 2014-10-17 2015-05-13 上海复合材料科技有限公司 一种卫星用轻质复合材料动量飞轮及其制备方法
CN105005672A (zh) * 2015-08-04 2015-10-28 西北工业大学 等厚度复合材料层板的顺序优化设计方法
CN105666892A (zh) * 2016-01-25 2016-06-15 浙江大学 一种用碳纤维复合材料制造汽车车身的方法
CN106019436A (zh) * 2016-07-28 2016-10-12 航天材料及工艺研究所 一种光学系统用全碳纤维复合材料反射镜及制造方法
CN107891631A (zh) * 2017-11-23 2018-04-10 航天材料及工艺研究所 一种复合材料交织结构及其铺层方法
CN108274774A (zh) * 2018-01-18 2018-07-13 上海交通大学 金属与复合材料飞轮的共固化成型的制备工艺

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
《复合材料飞轮转子的成型工艺研究进展》;宋以国;《储能科学与技术》;20140901;第3卷(第5期);第509-512页 *

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