CN111805938A - 一种用于飞行器的防热承载一体化结构及其成型方法 - Google Patents

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Abstract

本发明实施例公开一种用于飞行器的防热承载一体化结构及其成型方法，所述防热承载一体化结构包括本体部；所述本体部由内至外依次设置有承力层、胶层和防热层，所述承力层、防热层通过胶层相连接；所述本体部包括有轴向对称的第一半体部和第二半体部；所述第一半体部和第二半体部分别包括有若干个以不同斜率的母线形成的回转体段。通过本发明提供的防热承载一体化结构，可进一步提高防热承载一体化结构的轻质化、高刚度性能；同时防热承载一体化结构的成型方法可有效解决防热承载一体化结构的成型精度较低，产品的尺寸稳定性差，界面应力大，产品成型质量低等问题，显著提高防热承载一体化结构的成型精度及成型质量。

Description

一种用于飞行器的防热承载一体化结构及其成型方法
技术领域
本发明涉及飞行器热防护技术领域，特别是涉及一种用于飞行器的防热承载一体化结构及其成型方法。
背景技术
防热承载一体化结构是当今航空航天领域高速飞行器结构设计及应用的一大趋势，采用防热承载一体化结构可使飞行器结构兼具防隔热性能和承载性能，同时大幅降低飞行器结构的系统重量，提高有效载荷比，从而确保飞行器具有先进性、可靠性与经济性。
通过飞行器的外壳骨架与防热承载一体化结构的结合，是飞行器舱段常用的结构形式。高速飞行中的飞行器的防热承载一体化结构除了要承受气动压力载荷之外，还要承受严酷气动热载荷，因此，防热承载一体化结构通常由具有防隔热功能结构和高承载结构构成，在承力结构选材方面，由于复合材料具有高比强度、高比刚度性能优势，是目前应用及技术发展的主流。在热防护结构材料应用方面，传统烧蚀热防护材料依然是国内外多类高速飞行器上普遍采用的成熟技术。
在实际的产品设计、生产过程中，在成型工艺选择上通常采用整体共固化、二次共固化、共胶接、二次胶接或二次装配等工艺。相比其他工艺，共固化或二次共固化工艺具有更好的界面性能，内部成型质量高，且减少了连接等装配环节带来的结构不可靠因素。但是当飞行器舱段的形状并非完整的回转体结构，而是异形的回转体结构时，若直接采用现有技术的共固化或者二次共固化的工艺进行防热承载一体化结构的成型处理，则会导致最后的产品的成型精度较低，产品的尺寸稳定性差，界面应力大，产品成型质量低等问题。
因此，为了克服现有技术存在的技术缺陷，需要提供一种新的用于飞行器的防热承载一体化结构及其成型方法。
发明内容
本发明的目的在于提供一种用于飞行器的防热承载一体化结构及其成型方法，以解决现有技术存在的问题中的至少一个。
为了达到上述目的之一，本发明第一方面提供一种用于飞行器的防热承载一体化结构，包括本体部；所述本体部由内至外依次设置有承力层、胶层和防热层，所述承力层、防热层通过胶层相连接；所述本体部包括有轴向对称的第一半体部和第二半体部；所述第一半体部和第二半体部分别包括有若干个以不同斜率的母线形成的回转体段。
在一种实施例中，每个所述回转体段为半圆柱状或半圆锥台状。
在一种实施例中，相邻的回转体段为以不同斜率的母线形成的回转体段。
在一种实施例中，所述胶层为耐高温的环氧树脂胶膜。
在一种实施例中，所述承力层为碳纤维/双马树脂复合材料。
在一种实施例中，所述防热层包括玻璃钢蜂窝网格和填充在玻璃钢蜂窝网格内的烧蚀材料。
本发明第二方面提供一种如上所述的防热承载一体化结构的成型方法，包括以下步骤：
S1、将增强材料在装有基体树脂的胶槽中进行浸润后烘干，收卷得到连续预浸布；
S2、将连续预浸布裁切得到预浸布布带，粘合后连续收卷得到预浸布带；
S3、将所述预浸布带铺层后得到半开口层合结构蒙皮；
S4、将所述半开口层合结构蒙皮放置于第一成型工装固化得到承力层；
S5、将所述承力层、防热层通过胶层相连接；
S6、将所述防热层连同承力层、胶层放置于第二成型工装固化；
S7、对所述防热层进行机械加工；
S8、对承力层、防热层和胶层进行整体热处理。
在一种实施例中，所述步骤S4进一步包括：
S41、在室温下抽真空，以10-1.5℃/min的升温速率，升温至110±2℃，恒温1±1小时；
S42、以1.0～1.5℃/min的升温速率，升温至120±2℃，恒温1±0.1小时；
S43、以1.0～1.5℃/min的升温速率，升温至130±2℃，恒温1±0.1小时；
S44、加压0.5～0.7MPa，以1.0～1.5℃/min的升温速率，升温至180±5℃，恒温2±0.1小时；
S45、以1.0～1.5℃/min的升温速率，升温至200±5℃，恒温2±0.1小时；
S46、以1.0～1.5℃/min的升温速率，升温至250～255℃，恒温6～6.5小时；
S47、以不大于3℃/min的冷却速率，冷却至60℃以下后，卸罐压和真空。
在一种实施例中，步骤S3中所述预浸布带的铺层方式为[45/0/0/-45/0/0/45/0/90]s。
在一种实施例中，步骤S8中的热处理的温度范围为20-120℃。
在一种实施例中，步骤S4中所述第一成型工装呈半圆柱状或半圆锥台状。
在一种实施例中，步骤S6中所述第二成型工装呈半圆柱状或半圆锥台状。
本发明的有益效果如下：
本发明针对目前现有技术中存在的问题，提供一种用于飞行器的防热承载一体化结构及其成型方法。首先，通过选材优化设计，承力层选择国产M40J高模高强碳纤维/双马树脂复合材料，防热层选择玻璃钢蜂窝+空心微珠填充改性酚醛树脂低密度烧蚀材料(密度≤0.5)，进一步提高防热承载一体化结构的轻质化、高刚度结构性能；
另外，通过本发明提供的防热承载一体化结构的成型方法，从而解决防热承载一体化结构产品的成型精度较低，产品的尺寸稳定性差，界面应力大，产品成型质量低等问题。另外，相比整体成型后再从中间切割成对开蒙皮结构，通过直接成型半开口层合结构蒙皮，可以减少整体成型完整回转体再切舱所可能导致结构回弹变形过大的问题，显著提高防热承载一体化结构的成型精度及成型质量；
另外，通过对承力层的特殊铺层方式，从而减少承力层固化过程中的回弹变形，提高防热承载一体化结构的尺寸稳定性；
再者，通过对承力层、防热层和胶层进行整体热处理，可有效控制防热承载一体化结构最终尺寸精度，使得防热承载一体化结构的内径尽可能地接近理论值，提高防热承载一体化结构产品的成型精度；而且还可以稳定防热承载一体化结构的尺寸，以避免防热承载一体化结构的内径在后续存放或使用过程中由于持续释放应力，从而导致产生较大的变形。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示出本发明的一个实施例的防热承载一体化结构的第一半体部的截面图。
图2示出本发明的一个实施例的防热承载一体化结构的第一半体部的结构示意图。
图3示出现有技术中的异形的防热承载一体化结构的固化变形示意图。
图4示出现有技术中的异形的防热承载一体化结构的固化变形机理图。
图5示出本发明的一个实施例的防热承载一体化结构的成型方法的半开口层合结构蒙皮的固化工艺示意图。
图6示出整体成型、半体成型、整体成型后切开的承力层经固化工艺后的变形示意图。
图7示出本发明的一个实施例的防热承载一体化结构的成型方法的流程图。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解的是，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。
需要说明的是，异形的回转体结构，指的是不完全符合完整回转体件全部条件的结构，即如图2所示的结构，异形回转体结构可包括若干回转体段，而相邻的回转体段的母线的斜率不同。
针对现有技术中存在的技术问题，本发明提供一种用于飞行器的防热承载一体化结构，如图1-2所示，该防热承载一体化结构包括本体部：该本体部由内至外依次设置有承力层20、胶层30和防热层40，其中，承力层20、防热层40通过胶层30相连接；本体部包括有轴向对称的第一半体部和第二半体部；第一半体部和第二半体部分别包括有若干个以不同斜率的母线形成的回转体段。
在一种具体的实施方式中，每个所述回转体段为半圆柱状或半圆锥台状。在一种进一步的实施方式中，相邻的回转体段为以不同斜率的母线形成的回转体段，即相邻的回转体段的母线的斜率互不相同。具体地，如图1-2所示的防热承载一体化结构，该防热承载一体化结构包括有第一回转体段11、第二回转体段12和第三回转体段13，其中，第一回转体段11为半圆锥台状，第二回转体段12为半圆柱状，第三回转体段13为半圆锥台状，其中，第一回转体段11、第二回转体段12和第三回转体段13的母线的斜率均不同。可理解的是，第一回转体段、第二回转体段、第三回转体段也可分别为母线斜率不同的半圆锥台状，或者为第一回转体段为半圆柱状，第二回转体段为半圆锥台状，第三回转体为半圆柱状。本发明对此不作进一步的限定。
在一种实施方式中，胶层30为环氧树脂胶膜。在一种具体的实施方式中，胶层30采用耐高温环氧树脂胶膜J131，一方面可起到粘接防热层40与承力层20的作用，另一方面由于环氧树脂胶膜的柔性特性，可以有效缓解防热层40与承力层20之间的内部应力，减少工艺过程中的变形，有利于提高防热承载一体化结构产品的尺寸稳定性。
在一种具体的实施方式中，该承力层20为碳纤维/双马树脂复合材料，承力层20主要起到支撑和承力的作用。具体地，承力层20可采用国产M40J高模高强碳纤维增强HT280双马树脂复合材料，相比采用T300碳纤维复合材料，采用国产M40J高模高强碳纤维增强HT280双马树脂复合材料的防热承载一体化结构的刚度可提高50％以上，而且承力层结构在250℃时的力学性能保持率在90％以上。
在一种具体的实施方式中，如图1所示，防热层40包括玻璃钢蜂窝网格40和填充在玻璃钢蜂窝网格40内的烧蚀材料41。在一种具体的实施方式中，防热层40的材料选择H206蜂窝增强低密度烧蚀材料，防热层40主要起到烧蚀防热，阻挡热量向内流入的作用。其中，防热层中的烧蚀材料及空心微珠密度的选择，可结合具体热环境不同进行不同优化选择。
本发明的另一个实施例中提供一种防热承载一体化结构的成型方法，如图7所示，包括以下步骤：
S1、将增强材料在装有基体树脂的胶槽中进行浸润后烘干，收卷得到连续预浸布；
S2、将连续预浸布裁切得到预浸布布带，粘合后连续收卷得到预浸布带；
S3、将所述预浸布带铺层后得到半开口层合结构蒙皮；
S4、将所述半开口层合结构蒙皮放置于第一成型工装固化得到承力层；
具体地，申请人发现在半开口层合结构蒙皮的固化过程中，由于复合材料层在不同主轴方向具有不同的热膨胀系数，从而导致复合材料具有各向异性的热膨胀特征。具体地，复合材料层的横向热膨胀要远远大于轴向热膨胀，而复合材料层的横向刚度则远远小于轴向刚度。而且，由于复合材料层面内主要以纤维受力为主，而复合材料层厚度方向主要以树脂受力为主。因此，半开口层合结构蒙皮在成形过程中复合材料因温度变化而产生的应变在各方向并非一致。具体地如图3-4所示，半开口层合结构蒙皮的径向应变εr会大于其周向应变εθ，而这一应变力的差异会导致半开口层合结构蒙皮的回弹变形。如图3-4所示的一种对称铺层的弯曲零件在固化过程中，受到ΔT作用，零件的拐角会θ从变为θ+Δθ。而且高温复合材料的热变形会比普通中低温复合材料的变形更明显。
在一种具体的实施方式中，步骤S4中所述预浸布带的铺层方式为[45/0/0/-45/0/0/45/0/90]s。相比于[45/-45/0/0/0/90/0/0/45]s、[45/0/0/45/-45/0/0/90/0]s、[45/0/-45/0/0/45/0/90/0]s等铺层方式，该实施例对承力层的特殊铺层方式，使得连续缠绕布带对称均衡，从而减少承力层在固化过程中的回弹变形，提高防热承载一体化结构的尺寸稳定性。
在另一种具体的实施方式中，如图5所示，所述步骤S4进一步包括：
S41、在室温下抽真空，以10-1.5℃/min的升温速率，升温至110±2℃，恒温1±1小时；
S42、以1.0～1.5℃/min的升温速率，升温至120±2℃，恒温1±0.1小时；
S43、以1.0～1.5℃/min的升温速率，升温至130±2℃，恒温1±0.1小时；
S44、加压0.5～0.7MPa，以1.0～1.5℃/min的升温速率，升温至180±5℃，恒温2±0.1小时；
S45、以1.0～1.5℃/min的升温速率，升温至200±5℃，恒温2±0.1小时；
S46、以1.0～1.5℃/min的升温速率，升温至250～255℃，恒温6～6.5小时；
S47、以不大于3℃/min的冷却速率，冷却至60℃以下后，卸罐压和真空。
在另一种具体的实施方式中，如图6所示，其中，图6左边示出整体成型、半体成型、整体成型后切开的承力层经固化工艺后的结构示意图，右边示出整体成型后切开和半体成型的承力层的变形情况对比图，其中右图中的δ1为半体成型与整体成型的承力层的变形距离，而δ2为整体成型后切开的承力层与整体成型的承力层的变形距离，由此可见，整体成型或者整体成型后切开的防热承载一体化结构由于防热层和承力层内的应力释放，从而产生较大的变形，与理论值的偏离较大。因此，在一种具体的实施方式中，步骤S4中所述第一成型工装呈半圆柱状或半圆锥台状，通过直接成型半开口层合结构蒙皮，再在半圆柱状或半圆锥台状的第一成型工装上固化成型，可以减少整体成型完整回转体再切舱所可能导致结构回弹变形过大的问题，显著提高防热承载一体化结构的尺寸稳定性、成型精度及成型质量。
S5、将所述承力层、防热层通过胶层相连接；
S6、将所述防热层连同承力层、胶层放置于第二成型工装固化；
在一种具体的实施方式中，防热层选择H206蜂窝增强低密度烧蚀材料，通过采用蜂窝增强体来增强自身的结构强度，胶层采用耐高温环氧树脂胶膜J131，承力层可采用国产M40J高模高强碳纤维增强HT280双马树脂复合材料，通过胶层将承力层和防热层粘接固化工艺后，可有效提高承力层与防热层之间的界面强度。具体地，防热层与承力层的拉剪强度可达2.99MPa(∥蜂窝条带方向)和2.81MPa(⊥蜂窝条带方向)，满足产品的技术要求(≥2.00MPa)。
在另一种具体的实施方式中，步骤S6中所述第二成型工装呈半圆柱状或半圆锥台状，从而使得形成的防热承载一体化结构为半圆柱状或半圆锥台状，从而减少防热层、承力层和胶层在固化过程中的变形，提高防热承载一体化结构的尺寸稳定性。
S7、对所述防热层进行机械加工；
S8、对承力层、防热层和胶层进行整体热处理。
具体地，申请人针对防热承载一体化结构的固化变形进行研究，发现变形仅发生在防热承载一体化结构的周向开口方向的尺寸上，即只对防热承载一体化结构的内径有影响，防热承载一体化结构并未发生扭曲、长度方向上变形等其他情况。通过变形情况结果可知，变形的规律为承力层成型完毕后，呈收口状态；将承力层与防热层粘接后，呈张口状态(直径值大于理论值)；防热层成型固化后，呈张口状态(直径值大于理论值，但小于承力层与防热层粘接后的直径值)。
因此，为了进一步降低防热承载一体化结构的内应力，提高防热承载一体化结构产品的尺寸的稳定性，在一种具体的实施方式中，对承力层、防热层和胶层进行整体热处理，可有效控制防热承载一体化结构的最终尺寸，使得防热承载一体化结构的内径尽可能地接近理论值，提高防热承载一体化结构产品的成型精度；而且还可以稳定防热承载一体化结构的尺寸，以避免防热承载一体化结构的内径在后续存放或使用过程中由于持续释放应力，从而导致产生较大的变形。在进一步的实施方式中，步骤S8中的热处理的温度范围为20-120℃。
下面通过实施例1对本发明进行进一步阐述。
实施例1
本发明的一种实施例为如图2所示的防热承载一体化结构的成型方法，该防热承载一体化结构包括有第一回转体段11、第二回转体段12和第三回转体段13，其中，第一回转体段11为半圆锥台状，第二回转体段12为半圆柱状，第三回转体段13为半锥台状，第二回转体段12的直径为φ390mm。
S1、将增强材料在装有基体树脂的胶槽中进行浸润后烘干，收卷得到连续预浸布；
S2、将连续预浸布裁切得到预浸布布带，粘合后连续收卷得到预浸布带；
S3、将所述预浸布带铺层后得到半开口层合结构蒙皮；
S4、将所述半开口层合结构蒙皮放置于第一成型工装固化得到承力层；
承力层20固化后，各处的内径值均小于理论值。其中，第一回转体段11的前端内径缩小8.8mm，回缩率为3.0％，第二回转体段12的柱段内径缩小16mm，回缩率为4.1％，第三回转体段13的后端内径缩小12.8mm，回缩率为2.4％。这种变形规律是由于承力层固化后，由于承力层内部的残余应力的部分释放，从而导致各个回转体段的直径都有所缩小，回缩率在2％-4％之间。回缩率的不同既与回转体段的结构自身有关，也与测量的回转体段的铺层方式有关。
S5、将所述承力层20、防热层40通过胶层30相连接；
将承力层20、防热层40连接后，各处的直径值都有所变大。第一回转体段11的前端内径增加4mm，扩张率为1.3％(相对理论值)，第二回转体段12的柱段内径增加17.9mm，扩张率为4.6％(相对理论值)，第三回转体段13的后端内径增加20.7mm，扩张率为3.8％(相对理论值)。主要是由于在采用胶层30将承力层20与防热层40粘接时，防热层40连带胶层30会有一定程度的收缩。与此同时，高温下承力层20内的应力也有一定程度的释放，强度也会略微降低，更容易受外力影响、产生变形。第一回转体段11、第二回转体段12、第三回转体段13的扩张率不同也是由于测量处的回转体段自身和铺层方式不同所导致的。例如，第一回转体段11的前端为收口状态，其变形受到第二回转体段12的结构约束较大；第三回转体段13的后端为张口状态，其变形受到的约束较小。因此第一回转体段11的前端变形尺寸小，第三回转体段13的后端变形尺寸大。该步骤在一定程度上降低了承力层20的内应力，但引入了防热层40与承力层20之间的内应力，因此需要进一步降低该部分应力。
S6、将所述防热层40连同承力层20、胶层30放置于第二成型工装固化；
固化后，第一回转体段11的前端内径未变，第二回转体段12的柱段内径增加2.6mm，扩张率为0.7％(相对理论值)，第三回转体段13的后端内径增加4.8mm，扩张率为0.9％(相对理论值)。可见，将防热层连同承力层、胶层固化对防热承载一体化结构整体变形影响较小。第一回转体段、第二回转体段、第三回转体段的扩张率不同，同样是因为回转体段的结构自身和铺层方式不同所导致的。同时，防热层主要成分包括酚醛树脂，酚醛树脂在固化时会有一定程度的收缩，因此导致防热承载一体化结构偏向防热层收缩，一定程度上增加了防热承载一体化结构的应力。
S7、对所述防热层40进行机械加工；
对防热层40完成机械加工后，第一回转体段11、第二回转体段12、第三回转体段13的直径尺寸都有所减小。第一回转体段11的前端内径缩小2.7mm，回缩率为0.9％(相对理论值)，第二回转体段12的柱段内径缩小6.5mm，回缩率为1.7％(相对理论值)，第三回转体段13的后端内径缩小11.2mm，回缩率为2.1％(相对理论值)。通过将防热层40的厚度减小，刚度减小，减小了防热承载一体化结构的内应力，同时相应减小由于前面工序(将所述承力层、防热层相连接和防热层毛坯固化)而增加的内应力。
S8、对承力层20、防热层40和胶层30进行整体热处理。
表1为通过采用本实施方式的防热承载一体化结构成型方法过程中防热承载一体化结构的第一回转体段、第二回转体段、第三回转体段的尺寸对比图。
由表1中数据可以看出，最终热处理后防热承载一体化结构的各个回转体段的直径非常接近理论值，第一回转体段11的前端内径为295.6mm，与理论值相差-0.40％，第二回转体段12的柱段内径为388.0mm，与理论值相差-0.51％，第三回转体段13的后端内径为540.8mm，与理论值相差0.09％，由此可见，经过最终热处理后的防热承载一体化结构产品的回转体段的内径的尺寸变形率在-0.51％-0.09％之间，满足防热承载一体化结构的产品成型精度要求。由此可见，通过本实施例提供的防热承载一体化结构成型方法，可有效解决防热承载一体化结构产品的成型精度较低，产品的尺寸稳定性差，界面应力大，产品成型质量低等问题，显著减小防热承载一体化结构内的界面内应力，提高防热承载一体化结构的成型精度及成型质量。
表1采用本实施方式的防热承载一体化结构成型方法过程中各回转体段的尺寸对比图。
Figure BDA0002557706730000091
显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

Claims (12)

1.一种用于飞行器的防热承载一体化结构，其特征在于，包括：
本体部；
所述本体部由内至外依次设置有承力层、胶层和防热层，所述承力层、防热层通过胶层相连接；
所述本体部包括有轴向对称的第一半体部和第二半体部；
所述第一半体部和第二半体部分别包括有若干个以不同斜率的母线形成的回转体段。
2.据权利要求1所述的防热承载一体化结构，其特征在于，每个所述回转体段为半圆柱状或半圆锥台状。
3.据权利要求1所述的防热承载一体化结构，其特征在于，相邻的回转体段为以不同斜率的母线形成的回转体段。
4.根据权利要求1所述的防热承载一体化结构，其特征在于，所述胶层为耐高温的环氧树脂胶膜。
5.根据权利要求1所述的防热承载一体化结构，其特征在于，所述承力层为碳纤维/双马树脂复合材料。
6.根据权利要求1所述的防热承载一体化结构，其特征在于，所述防热层包括玻璃钢蜂窝网格和填充在玻璃钢蜂窝网格内的烧蚀材料。
7.一种如权利要求1-6所述的用于飞行器的防热承载一体化结构的成型方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、将增强材料在装有基体树脂的胶槽中进行浸润后烘干，收卷得到连续预浸布；
S2、将连续预浸布裁切得到预浸布布带，粘合后连续收卷得到预浸布带；
S3、将所述预浸布带铺层后得到半开口层合结构蒙皮；
S4、将所述半开口层合结构蒙皮放置于第一成型工装固化得到承力层；
S5、将所述承力层、防热层通过胶层相连接；
S6、将所述防热层连同承力层、胶层放置于第二成型工装固化；
S7、对所述防热层进行机械加工；
S8、对承力层、防热层和胶层进行整体热处理。
8.根据权利要求7所述的成型方法，其特征在于，所述步骤S4进一步包括：
S41、在室温下抽真空，以10-1.5℃/min的升温速率，升温至110±2℃，恒温1±1小时；
S42、以1.0～1.5℃/min的升温速率，升温至120±2℃，恒温1±0.1小时；
S43、以1.0～1.5℃/min的升温速率，升温至130±2℃，恒温1±0.1小时；
S44、加压0.5～0.7MPa，以1.0～1.5℃/min的升温速率，升温至180±5℃，恒温2±0.1小时；
S45、以1.0～1.5℃/min的升温速率，升温至200±5℃，恒温2±0.1小时；
S46、以1.0～1.5℃/min的升温速率，升温至250～255℃，恒温6～6.5小时；
S47、以不大于3℃/min的冷却速率，冷却至60℃以下后，卸罐压和真空。
9.根据权利要求7所述的成型方法，其特征在于，步骤S3中所述预浸布带的铺层方式为[45/0/0/-45/0/0/45/0/90]s。
10.根据权利要求7所述的成型方法，其特征在于，步骤S8中的热处理的温度范围为20-120℃。
11.根据权利要求7所述的成型方法，其特征在于，步骤S4中所述第一成型工装呈半圆柱状或半圆锥台状。
12.根据权利要求7所述的成型方法，其特征在于，步骤S6中所述第二成型工装呈半圆柱状或半圆锥台状。
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