CN112026205B - 一种共性雷达天线罩的制造方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种共性雷达天线罩的制造方法，包括：制备反射板；将PMI夹层件与反射板外表面紧密贴合胶接固定，并在PMI夹层件和反射板上加工若干个圆孔；在胶接好的PMI夹层件内装配雷达发射接收单元；将内层印制板胶接在PMI外表层，同时共固化一层玻纤层；将蜂窝层内侧与内层印制板胶接，采用热压罐固化成型，形成反射板组件；在外蒙皮模具表面涂覆一层胶膜，并铺设一层频选层，将外蒙皮预浸料铺设在频选层上，采用热压罐固化成型，得到外蒙皮；将外蒙皮胶接在反射板组件上，并采用热压罐固化成型；得到共性雷达天线罩。该共性雷达天线罩可以降低飞行器外置雷达气动影响，减少雷达反射面积，提升飞行器雷达探测性能。

Description

一种共性雷达天线罩的制造方法
技术领域
本发明涉及雷达天线罩技术领域，特别是一种共性雷达天线罩的制造方法。
背景技术
随着现代高科技的发展，雷达大量应用于飞机、导弹、航海等领域，雷达天线罩的运用也日趋广泛。雷达天线罩是电磁波的窗口，其作用是保护天线，防止环境对雷达天线工作状态的影响和干扰，从而减少驱动天线运转的功率，提高其工作可靠性，保证雷达天线全天候工作。雷达天线罩的存在，延长了天线的使用寿命，简化了天线的结构，减轻了结构的重量。雷达天线罩作为雷达系统的重要组成部分，其性能好坏直接影响到雷达系统的功能。可以说，雷达天线罩与天线同等重要。
在机载雷达发射大功率信号时，由于天线结构问题，需要在飞机机体表面设置外置雷达天线罩，这极大影响飞机的空气动力，导致飞行阻力增大，速度降低，雷达截面积增大。因此迫切需要不破坏飞机机体结构的共性雷达，共性雷达在承担雷达的雷达罩同时又作为飞机的蒙皮，这对其结构强度、可加工性、无线电透波性提出了要求。本发明通过改进生产工艺，研发一种将天线发射、接收单元集成到飞机蒙皮内的新型共性雷达天线罩，既降低飞行器外置雷达气动影响，减少雷达反射面积，又提升了飞行器雷达探测性能，增强了飞行器的战斗力。
发明内容
本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。
为了实现根据本发明的这些目的和其它优点，提供了一种共性雷达天线罩的制造方法，包括以下步骤：
步骤一、在反射板模具表面涂覆一层胶膜，并铺设一层铜箔，将反射板预浸料铺设在铜箔上，然后采用热压罐固化成型，得到反射板；
步骤二、将PMI夹层件与反射板外表面紧密贴合胶接固定，并在PMI夹层件和反射板上加工若干个圆孔；
步骤三、在胶接好的PMI夹层件内装配雷达发射接收单元；
步骤四、将内层印制板胶接在PMI外表层，同时共固化一层玻纤层；
步骤五、将蜂窝层内侧与内层印制板胶接，采用热压罐固化成型，形成反射板组件；
步骤六、在外蒙皮模具表面涂覆一层胶膜，并铺设一层频选层，将外蒙皮预浸料铺设在频选层上，然后采用热压罐固化成型，得到外蒙皮；
步骤七、将外蒙皮胶接在步骤五的反射板组件上，并采用热压罐固化成型；得到雷达天线罩。
优选的是，所述反射板预浸料为玻璃纤维预浸料；所述反射板为1.5mm厚的玻璃纤维壳体；所述铜箔的厚度为0.05mm。
优选的是，所述步骤一中，热压罐固化成型的压力≥0.7MPa，真空度≥-0.09Mpa，固化温度130±5℃；所述步骤一中，在反射板模具的下端固定一块防滑板，在铺设反射板预浸料的过程中，将反射板预浸料延长至防滑板上，防止反射板预浸料向顶部滑移，同时增加抽真空预压实的次数，使反射板预浸料与反射板模具贴合的更加紧实。
优选的是，所述PMI夹层件由多个PMI零件拼接而成，其中，多个PMI零件在使用前进行加热去应力。
优选的是，所述步骤二中，将PMI夹层件与反射板外表面紧密贴合胶接固定的方式为：在放置于反射板模具的反射板上涂覆胶膜，然后将PMI夹层件与反射板外表面紧密贴合，采用热压罐固化成型，其压力≥0.7MPa，真空度≥-0.09Mpa，固化温度130±5℃。
优选的是，所述步骤二中，在PMI夹层件和反射板上加工若干个圆孔的方法为：将胶接好的反射板和PMI夹层件固定在反射板模具上，以反射板模具作为定位工装，用五轴CNC将PMI的外型面加工到规定尺寸后完成打孔。
优选的是，所述步骤四的具体过程为：将内层印制板与玻璃纤维预浸料粘贴，并采用热压罐固化成型，其压力≥0.7MPa，真空度≥-0.09Mpa，固化温度130±5℃，使内层印制板与玻璃纤维预浸料紧密贴合；在PMI外表层涂覆胶膜，将贴合的玻璃纤维预浸料和内层印制板铺叠在PMI外表层，并采用热压罐固化成型，其压力≥0.7MPa，真空度≥-0.09Mpa，固化温度120±5℃，时间：180min。
优选的是，所述步骤五的具体过程为：在内层印制板的表面涂覆胶膜，将蜂窝层与内层印制板的表面贴合，并在蜂窝层的表面覆盖铝板保护工装，采用热压罐固化成型，其压力≥0.7MPa，真空度≥-0.09Mpa，固化温度120±5℃，时间：180min；所述步骤六中，采用热压罐固化成型的压力≥0.7MPa，真空度≥-0.09Mpa，固化温度120±5℃，时间：180min。
优选的是，所述步骤七的具体过程为：以外蒙皮的内形面为基准修配反射板组件的外形面，然后在反射板组件上涂覆胶膜，将外蒙皮贴合在反射板组件上，采用热压罐固化成型，其压力≥0.7MPa；真空度≥-0.09Mpa，固化温度120±5℃；时间：180min。
优选的是，所述反射板模具包括模具基座板A和连接在模具基座板A上的凸模B；所述凸模B采用球磨铸铁浇筑成中空壳体结构，从中间分成两段进行浇筑，浇筑后高温去应力后加工基准，用销钉和螺钉将凸模装配成整体；所述模具基座板A采用球磨铸铁整体浇筑成框架结构，浇筑后高温去应力后加工基准，用销钉和螺钉将模具基座板A与凸模B连接成整体；将凸模B和模具基座板A连接的整体用CNC设备加工成型，并三坐标检测；凸模加工好后，将凸模表面密封并精细打磨处理。
本发明至少包括以下有益效果：本发明通过改进生产工艺，将天线发射、接收单元集成到飞机蒙皮内制造新型共性雷达天线罩，该共性雷达天线罩可以降低飞行器外置雷达气动影响，减少雷达反射面积，提升飞行器雷达探测性能。同时在具体的制备工艺中，在反射板的加工工艺中，通过在反射板模具的下端固定一块防滑板，在铺设反射板预浸料的过程中，将反射板预浸料延长至防滑板上，防止反射板预浸料向顶部滑移，同时增加抽真空预压实的次数，使反射板预浸料与反射板模具贴合的更加紧实；在蜂窝层与内层印制板的贴合工艺中，采用铝板制作成保护工装，覆盖在蜂窝层表面，防止蜂窝坍塌。
本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。
附图说明：
图1为本发明共性雷达罩的结构示意图；
图2为本发明反射板模具的结构示意图；
图3为本发明反射板成型的示意图；
图4为本发明反射板的结构示意图；
图5为本发明PMI夹层件胶接后示意图；
图6为本发明PMI夹层件结构图；
图7为本发明PMI夹层件零件图；
图8为本发明内层印制板胶接后示意图；
图9为本发明内层印制板结构示意图；
图10为本发明蜂窝层胶接后示意图；
图11为本发明外蒙皮胶接后示意图；
图12为本发明外蒙皮模具的结构示意图；
图13为本发明外蒙皮成型结构示意图；
图14为本发明外蒙皮的结构示意图。
具体实施方式：
下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。
应当理解，本文所使用的诸如“具有”、“包含”以及“包括”术语并不配出一个或多个其它元件或其组合的存在或添加。
实施例1：
一种共性雷达天线罩的制造方法，如图1～14所示；包括以下步骤：
步骤一、在反射板模具表面涂覆一层胶膜，并铺设一层铜箔，将反射板预浸料铺设在铜箔上，然后采用热压罐固化成型，得到反射板100；所述反射板预浸料为玻璃纤维预浸料；所述反射板为1.5mm厚的玻璃纤维壳体；所述铜箔的厚度为0.05mm；热压罐固化成型的压力≥0.7MPa，真空度≥-0.09Mpa，固化温度130±5℃；在制备反射板的过程中，由于反射板内表面有一层铜箔，而反射板模具表面为光滑平整面，铜箔与反射板模具表面摩擦力较小，产品的截面呈锥形，导致在真空压力的作用下铺设好的铜箔容易向小端滑移，在反射板的顶部形成隆起或褶皱，为了解决该问题，在反射板模具的下端固定一块防滑板110，在铺设反射板预浸料的过程中，将反射板预浸料延长至防滑板上，防止反射板预浸料向顶部滑移，同时增加抽真空预压实的次数，使反射板预浸料与反射板模具贴合的更加紧实；
步骤二、将PMI夹层件101与反射板100外表面紧密贴合胶接固定，并在PMI夹层件101和反射板100上加工若干个圆孔102；PMI夹层件受制于原材料的影响(最大尺寸为2400*1200*75)必须拆分成几个零件进行拼接，同时由于PMI为发泡材料，热膨胀系数较大且尺寸稳定性不好(加工后静置7天膨胀系数≥0.11％)，会造成较大的累积误差，易导致第一次固化时拼缝不整齐，致使产品整体拼接后尺寸不到位；因此，所述PMI夹层件由多个PMI零件103拼接而成，其中，多个PMI零件在使用前进行加热去应力，尽可能使PMI材料变形收缩趋于一致；将PMI夹层件与反射板外表面紧密贴合胶接固定的方式为：在放置于反射板模具的反射板上涂覆胶膜，然后将PMI夹层件101与反射板100外表面紧密贴合，采用热压罐固化成型，其压力≥0.7MPa，真空度≥-0.09Mpa，固化温度130±5℃；在PMI夹层件和反射板上加工若干个圆孔的方法为：将胶接好的反射板和PMI夹层件固定在反射板模具上，以反射板模具作为定位工装，用五轴CNC将PMI的外型面加工到规定尺寸后完成打孔；
步骤三、在胶接好的PMI夹层件内装配雷达发射接收单元；
步骤四、将内层印制板104与玻璃纤维预浸料粘贴，并采用热压罐固化成型，其压力≥0.7MPa，真空度≥-0.09Mpa，固化温度130±5℃，使内层印制板与玻璃纤维预浸料紧密贴合；在PMI外表层涂覆胶膜，将贴合的玻璃纤维预浸料和内层印制板104铺叠在PMI外表层101，并采用热压罐固化成型，其压力≥0.7MPa，真空度≥-0.09Mpa，固化温度120±5℃，时间：180min；
步骤五、在内层印制板104的表面涂覆胶膜，将蜂窝层105与内层印制板104的表面贴合，并在蜂窝层的表面覆盖铝板保护工装，采用热压罐固化成型，其压力≥0.7MPa，真空度≥-0.09Mpa，固化温度120±5℃，时间：180min；得到反射板组件；在蜂窝层的表面覆盖铝板保护工装的原因是：其中一段蜂窝层未与PMI表面胶接，以悬臂状态胶接固定在PMI外表层，因此在胶接过程中蜂窝容易坍塌，因此在真空袋封装之前，用铝板制作成保护工装，覆盖在蜂窝表面，防止蜂窝坍塌；
步骤六、在外蒙皮模具表面涂覆一层胶膜，并铺设一层频选层，将外蒙皮预浸料铺设在频选层上，然后采用热压罐固化成型，得到外蒙皮106；采用热压罐固化成型的压力≥0.7MPa，真空度≥-0.09Mpa，固化温度120±5℃，时间：180min。
步骤七、以外蒙皮106的内形面为基准修配反射板组件的外形面，然后在反射板组件上涂覆胶膜，将外蒙皮贴合在反射板组件上，采用热压罐固化成型，其压力≥0.7MPa；真空度≥-0.09Mpa，固化温度120±5℃；时间：180min；得到的结构作为飞机机翼前沿，即共性雷达天线罩。
在本发明中，所述反射板模具包括模具基座板A1和连接在模具基座板A 1上的凸模B 2；所述凸模B 2采用球磨铸铁浇筑成中空壳体结构，从中间分成两段进行浇筑，浇筑后高温去应力后加工基准，用销钉和螺钉将凸模装配成整体；所述模具基座板A采用球磨铸铁整体浇筑成框架结构，浇筑后高温去应力后加工基准，用销钉和螺钉将模具基座板A与凸模B连接成整体；将凸模B和模具基座板A连接的整体用6米CNC设备加工成型，并三坐标检测；凸模加工好后，将凸模表面密封并精细打磨处理；
同样，所述外蒙皮模具包括模具基座板C 3和连接在模具基座板上的凸模D 4；所述凸模D采用球磨铸铁浇筑成中空壳体结构，从中间分成两段进行浇筑，浇筑后高温去应力后加工基准，用销钉和螺钉将凸模装配成整体；所述模具基座板C采用球磨铸铁整体浇筑成框架结构，浇筑后高温去应力后加工基准，用销钉和螺钉将模具基座板C与凸模D连接成整体；将凸模D和模具基座板C连接的整体用CNC设备加工成型，并三坐标检测；凸模加工好后，将凸模D表面密封并精细打磨处理。
其中，在本发明中采用的胶膜为以下方法制备的环氧树脂胶黏剂的甲组分和乙组分按质量比100：25混合均匀形成的胶膜；所述环氧树脂胶粘剂包括单独包装的甲组分和乙组分；其制备方法包括以下步骤：
步骤一、取100g双酚A型环氧树脂E-44、4g钛酸酯偶联剂TMC-102、10g乙二醇二缩水甘油醚、3g有机膨润土、3g三乙醇胺、16g纳米核壳纤维混合均匀后，在温度为85℃，搅拌速度为10000r/minn的条件下，搅拌60min，制得甲组分；
步骤二、取70g二乙烯三胺、3g有机膨润土、3g 2-(N，N-二甲氨基甲基)-苯酚加入到反应器中，在温度为100℃，真空度为30KPa的条件下，反应2h，制得乙组分；
其中，所述纳米核壳纤维的制备方法为：将0.5g 2-乙基-4-甲基咪唑加入到80gDMF中，然后加入5g聚丙烯酸丁酯，搅拌至聚丙烯酸丁酯溶解，得到壳层溶液；将1g氧化石墨烯加入到80g DMF中，超声分散30min，然后加入5g聚乳酸，搅拌至聚乳酸溶解，得到核层溶液；采用同轴静电纺丝设备，将壳层溶液装进外层溶液的针管中，再将核层溶液装进内层溶液的针管中，设置同轴静电纺丝参数，进行同轴静电纺丝，在接受器上得到纳米核壳纤维，烘干，将纳米核壳纤维置于等离子体增强化学气相沉积腔室中，以SiH4和N2O为反应气源进行沉积，得到表面沉积纳米二氧化硅的纳米核壳纤维，将其粉碎备用；所述同轴静电纺丝参数为：环境温度45℃、同轴静电纺丝设备的两端电压为12kV、内层溶液的针管的注射速度为0.2mL/h、外层溶液的针管的注射速度为1.5mL/h、针头出口距离接收器的垂直距离为14cm；所述所述SiH4气流量为100sccm，N2O气流量为150sccm；所述沉积的温度为80℃，沉积的射频电源功率为100W，沉积的工作压强为80Pa，沉积的时间为10min。该环氧树脂胶黏剂的拉伸剪切强度为34.6Mpa(25℃)、30.5Mpa(150℃)、27.6Mpa(250℃)、28.8Mpa(150℃高温热老化100h)；90度剥离强度4.8KN/m。其中，拉伸剪切强度的测定标准GB/T7124-2008；高温剪切强度的测定标准GJB/444-88；剥离强度的测定标准GJB 446-1988，测试速度为100mm/min；将单独包装的甲组分和单独包装的乙组分按质量比100：25混合均匀，用于粘接试验试片(LY12CZ铝试片)，试验试片使用前表面需要用80目砂纸打磨后按HB/Z197-1991进行表面处理；环氧树脂胶黏剂固化程序为先120℃下固化3h然后180℃下固化2h。将按程序固化好的一部分试片冷却至室温后直接进行25℃、150℃和250℃下的拉伸剪切强度测试；一部分按程序固化好的试片在马弗炉中150℃高温热老化100h，然后自然冷却至室温取出，进行25℃下的剪切强度测试。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (3)

1.一种共性雷达天线罩的制造方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、在反射板模具表面涂覆一层胶膜，并铺设一层铜箔，将反射板预浸料铺设在铜箔上，然后采用热压罐固化成型，得到反射板；
步骤二、将PMI夹层件与反射板外表面紧密贴合胶接固定，并在PMI夹层件和反射板上加工若干个圆孔；
步骤三、在胶接好的PMI夹层件内装配雷达发射接收单元；
步骤四、将内层印制板胶接在PMI夹层件外表层，同时共固化一层玻纤层；
步骤五、将蜂窝层内侧与内层印制板胶接，采用热压罐固化成型，形成反射板组件；
步骤六、在外蒙皮模具表面涂覆一层胶膜，并铺设一层频选层，将外蒙皮预浸料铺设在频选层上，然后采用热压罐固化成型，得到外蒙皮；
步骤七、将外蒙皮胶接在步骤五的反射板组件上，并采用热压罐固化成型；得到共性雷达天线罩；
所述步骤一中，热压罐固化成型的压力≥0.7MPa，真空度≥-0.09Mpa，固化温度130±5℃；所述步骤一中，在反射板模具的下端固定一块防滑板，在铺设反射板预浸料的过程中，将反射板预浸料延长至防滑板上，防止反射板预浸料向顶部滑移，同时增加抽真空预压实的次数，使反射板预浸料与反射板模具贴合的更加紧实；
所述步骤二中，将PMI夹层件与反射板外表面紧密贴合胶接固定的方式为：在放置于反射板模具的反射板上涂覆胶膜，然后将PMI夹层件与反射板外表面紧密贴合，采用热压罐固化成型，其压力≥0.7MPa，真空度≥-0.09Mpa，固化温度130±5℃；
所述步骤二中，在PMI夹层件和反射板上加工若干个圆孔的方法为：将胶接好的反射板和PMI夹层件固定在反射板模具上，以反射板模具作为定位工装，用五轴CNC将PMI夹层件的外型面加工到规定尺寸后完成打孔；
所述步骤四的具体过程为：将内层印制板与玻璃纤维预浸料粘贴，并采用热压罐固化成型，其压力≥0.7MPa，真空度≥-0.09Mpa，固化温度130±5℃，使内层印制板与玻璃纤维预浸料紧密贴合；在PMI夹层件外表层涂覆胶膜，将贴合的玻璃纤维预浸料和内层印制板铺叠在PMI夹层件外表层，并采用热压罐固化成型，其压力≥0.7MPa，真空度≥-0.09Mpa，固化温度120±5℃，时间：180min；
所述步骤五的具体过程为：在内层印制板的表面涂覆胶膜，将蜂窝层与内层印制板的表面贴合，并在蜂窝层的表面覆盖铝板保护工装，采用热压罐固化成型，其压力≥0.7MPa，真空度≥-0.09Mpa，固化温度120±5℃，时间：180min；所述步骤六中，采用热压罐固化成型的压力≥0.7MPa，真空度≥-0.09Mpa，固化温度120±5℃，时间：180min；
所述步骤七的具体过程为：以外蒙皮的内形面为基准修配反射板组件的外形面，然后在反射板组件上涂覆胶膜，将外蒙皮贴合在反射板组件上，采用热压罐固化成型，其压力≥0.7MPa；真空度≥-0.09Mpa，固化温度120±5℃；时间：180min；
所述反射板模具包括模具基座板A和连接在模具基座板A上的凸模B；所述凸模B采用球磨铸铁浇筑成中空壳体结构，从中间分成两段进行浇筑，浇筑后高温去应力后加工基准，用销钉和螺钉将凸模B装配成整体；所述模具基座板A采用球磨铸铁整体浇筑成框架结构，浇筑后高温去应力后加工基准，用销钉和螺钉将模具基座板A与凸模B连接成整体；将凸模B和模具基座板A连接的整体用CNC设备加工成型，并三坐标检测；凸模B加工好后，将凸模B表面密封并精细打磨处理。
2.如权利要求1的所述的共性雷达天线罩的制造方法，其特征在于，其特征在于，所述反射板预浸料为玻璃纤维预浸料；所述反射板为1.5mm厚的玻璃纤维壳体；所述铜箔的厚度为0.05mm。
3.如权利要求1的所述的共性雷达天线罩的制造方法，其特征在于，所述PMI夹层件由多个PMI零件拼接而成，其中，多个PMI零件在使用前进行加热去应力。
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