CN115648661A - 一种卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法，包括：制备组合式铺层模具；制备支架工装，将组合式铺层模具与支架工装相连接；制备单向纤维布卷，将单向纤维布卷分切为预设宽度的预浸窄带；利用组合式铺层模具和专用支架，将预设宽度的预浸窄带铺叠成形产品坯件；对产品坯件进行常温预压处理；对常温预压处理后的产品坯件采用热压罐固化成型，脱模后得到卫星超大尺寸复合材料网格结构。本发明解决了超大尺寸、固定网格几何参数、多类筋条的筒形网格结构整体成型的难题。

Description

一种卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法

技术领域

本发明属于碳纤维增强树脂基复合材料结构制造技术领域，尤其涉及一种卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法。

背景技术

为了满足大型光学遥感相机遮光罩的外形尺寸要求，需要为其配备一个相应尺寸的支撑结构，其外形包络达到了Φ4280(内径)×5371(高度)×12(壁厚)mm，满足轻量化、稳定性要求。传统的金属支撑结构研制周期长、成品率低，无法满足超大尺寸条件下轻量化需求。而蒙皮加筋结构、蜂窝夹层结构、桁架结构等常用复合材料结构，无法同时满足轻量化、高稳定需要。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法，解决了超大尺寸、固定网格几何参数、多类筋条的筒形网格结构整体成型的难题。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法，包括：制备组合式铺层模具；制备支架工装，将组合式铺层模具与支架工装相连接；制备单向纤维布卷，将单向纤维布卷分切为预设宽度的预浸窄带；利用组合式铺层模具和专用支架，将预设宽度的预浸窄带铺叠成形产品坯件；对产品坯件进行常温预压处理；对常温预压处理后的产品坯件采用热压罐固化成型，脱模后得到卫星超大尺寸复合材料网格结构。

上述卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法中，所述组合式铺层模具包括主体模具、成型软模和占位块；其中，所述成型软模通过所述占位块设置于所述主体模具的外表面；所述主体模具包括芯模和芯轴；其中，所述芯轴设置于所述芯模的中心轴线位置处，所述芯轴的一端与支架工装相连接，所述芯轴的另一端与支架工装相连接。

上述卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法中，所述芯模为圆筒，所述芯模的内壁设置有加强环板与纵筋。

上述卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法中，所述芯轴包括空心轴、第一连接轴和第二连接轴；其中，所述第一连接轴、所述空心轴和所述第二连接轴依次相连接；所述第一连接轴的一端与所述芯模的一个侧壁的中部相连接，所述第一连接轴的另一端与支架工装相连接；所述第二连接轴的一端与所述芯模的另一个侧壁的中部相连接，所述第二连接轴的另一端与支架工装相连接。

上述卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法中，所述成型软模采用硅橡胶在平板模具内浇注、常温固化后得到；所述成型软模的外表面设置有狭缝。

上述卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法中，所述支架工装包括专用支架、第一转动装置组合和第二转动装置组合；其中，所述第一转动装置组合和所述第二转动装置组合设置于所述专用支架的两端；所述第一连接轴的另一端与所述第一转动装置组合相连接；所述第二连接轴的另一端与所述第二转动装置组合相连接。

上述卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法中，所述第一转动装置组合和所述第二转动装置组合的结构相同，均包括电机、减速器、齿轮和轴承；其中，所述电机设置于所述专用支架上，所述电机的输出轴通过所述减速器与所述齿轮相连接；所述齿轮与所述第一连接轴或所述第二连接轴相连接；所述轴承设置于所述专用支架上，所述轴承与所述第一连接轴的另一端或所述第二连接轴的另一端相连接。

上述卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法中，铺叠成形过程中，将预设宽度的预浸窄带设置于成型软模的狭缝内的筋条坯件的上部。

上述卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法中，常温预压处理过程中，将产品坯件进行抽真空。

上述卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法中，固化成型时，真空状态下最高温度160℃保温3h，最高外压为0.4MPa。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

本发明解决了超大尺寸、固定网格几何参数、多类筋条的筒形网格结构整体成型的难题，既保证了整体外形精度，又实现了单个网格精度。

附图说明

通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：

图1是本发明实施例提供的超大尺寸复合材料网格结构示意图；

图2是本发明实施例提供的主体模具示意图；

图3是本发明实施例提供的筋条成型模平板浇注模具(除盖板外)示意图；

图4是本发明实施例提供的成型软模、占位块及芯模连接关系示意图；

图5是本发明实施例提供的占位块示意图；

图6是本发明实施例提供的支架工装工作状态示意图；

图7是本发明实施例提供的产品预压及固化前封装状态示意图；

图8是本发明实施例提供的固化制度示意图。

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。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

复合材料网格结构是一种基于单向复合材料筋条的镂空结构，具有轻量化、抗损能力强、定向承载水平高、重复格形易于扩展等特点，完全满足该相机遮光罩支撑结构需要。

如图1所示，超大尺寸复合材料网格结构由碳纤维/环氧树脂预浸窄带整体固化成型，内径为

高度为5371mm，筋条厚度为12mm。该网格结构共有36对斜向筋、12圈环向筋以及2圈端框，斜向筋与母线之间倾角为24.4°，斜向筋及环向筋宽度为6mm，端框处筋条宽度为24mm。该网格结构为超大尺寸薄壁构型，规定了网格几何参数，且包含多类筋条，共固化成型质量难以保证。

本实施例提供了一种卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法，该方法包括如下步骤：

制备组合式铺层模具；

制备支架工装，将组合式铺层模具与支架工装相连接；

制备单向纤维布卷，将单向纤维布卷分切为预设宽度的预浸窄带；

利用组合式铺层模具和专用支架，将预设宽度的预浸窄带铺叠成形产品坯件；

对产品坯件进行常温预压处理；

对常温预压处理后的产品坯件采用热压罐固化成型，脱模后得到卫星超大尺寸复合材料网格结构。

对产品坯件进行常温预压处理中，将产品坯件进行抽真空。具体的，铺设若干层时，设置两次常温抽真空压实处理。处理步骤为：如图7所示，依次包裹真空袋膜、密封胶条等辅料，将坯件密封为真空系统，抽真空至0.01MPa后，常温静置，并保压12h，停真空，拆除辅料。

本实施例匹配预浸窄带铺叠、常温预压、固化参数适应性调整等手段，最后将已成型的网格结构作为独立单元脱出模具，既保证了整体外形精度，又实现了单个网格精度。

本实施例设计内硬、外软组合式铺层模具，包括主体模具及成型软模两类。主体模具采用筒状芯模，两端设置心轴，便于承载。筒状芯模选用铝制材料、减少自重，心轴采用钢材、增强支撑刚度。考虑模具材质的热膨胀变形，将芯模外形比产品外径按比例缩小。成型软模采用热膨胀材料，选用相应牌号硅橡胶在常温下浇注为平板，然后卷绕在芯模外表面。筋条成型模外表留有狭缝，是筋条的形成通道。为了平衡硅橡胶自重及自身抗撕裂性，将其分块处理。为了维持格形几何参数、减少硅橡胶用量及自重，在筋条成型模各狭缝之间设有若干铝质占位块，通过这些占位块将成型软模固定在芯模外表面。

铺层时，模具沿轴线方向水平卧于专用支架上。设置动力单元，驱动主体模具自转。该动力单元可拆卸，便于检修与维护，还方便转运过程中单独防护。

预先准备碳纤维/环氧树脂预浸窄带。采用“两步法”制备单向纤维布卷，要求单层厚度为0.2mm，含胶量不低于38％。利用分切机将上述预浸料加工为对应筋条宽度规格的单向窄带，保证单卷窄带长度不小于25m。

铺层模具组装到位后，应用预浸窄带进行产品铺叠，共计铺放60层。首先铺放螺旋筋条，然后铺放环状筋条，再铺放端框，拼缝处搭接。如此反复，直至满足厚度要求。

铺至第30层及第60层时，设置两次常温抽真空压实处理。上述过程如下：依次包裹真空袋膜、密封胶条等辅料，将坯件密封为真空系统，抽真空至0.01MPa后，常温静置，并保压12h，停真空，拆除辅料。

利用热压罐对产品坯件进行固化。依次包裹带孔隔离膜、毛毡、真空袋膜、密封胶条等辅料，对坯件与成型模具组合体进行封装。将组合体放入热压罐内，抽真空、加温、加压固化。

产品固化后，去除真空袋膜等封装辅料后，拆除一端芯轴，将芯模旋转90°、由水平方向改为竖直方向，放置在地面上，拆除所有占位块与芯模的连接螺钉，取出占位块，切除筋条成型模，使用吊带拴住产品，将产品沿轴向移出芯模。

脱出后的产品外表面，使用砂纸进行打磨，去除多余的树脂。

研制如图1所示的超大尺寸复合材料网格结构，首先根据产品外形设计了组合式成型模具。该模具内侧为主体模具、外侧为成型软模、中间为铝质占位块，达到网格结构整体成型、脱模目的，用多种模具拼装的方法实现筋条热压成型。成型软模通过占位块设置于主体模具的外表面；主体模具包括芯模1和芯轴2；其中，芯轴2设置于芯模1的中心轴线位置处，芯轴2的一端与支架工装相连接，芯轴2的另一端与支架工装相连接。

主体模具结构如图2所示，主要由芯模1、芯轴2组成，两者之间螺钉紧固。芯模1为铝合金材质，采用薄壁化处理，并在内壁焊接了加强环板与纵筋，能在降低自重情况下保证其具备一定刚度，减小横卧时自身变形量，有利于保证网格结构外形。

如图2所示，芯轴2包括空心轴、第一连接轴和第二连接轴；其中，第一连接轴、空心轴和第二连接轴依次相连接；第一连接轴的一端与芯模1的一个侧壁的中部相连接，第一连接轴的另一端与支架工装相连接；第二连接轴的一端与芯模1的另一个侧壁的中部相连接，第二连接轴的另一端与支架工装相连接。

芯轴2为三段式构型，穿过整个芯模中心的为一段铝质空心轴，并开有减轻孔，可进一步减小芯模变形；两侧为两段实心钢质连接轴，用于对外支撑主体模具。

成型软模采用硅橡胶在平板模具内浇注、常温固化，然后卷绕在芯模外表面。成型软模底板厚度为15mm，外表留有狭缝，是筋条的形成通道，深度为20mm。狭缝交叉部位留有R5圆角，有效扩大了筋条节点处面积，有助于降低阶差。为了平衡硅橡胶自重及自身抗撕裂性，根据产品外形将成型软模分为18块。

图3为其中一件平板模具结构，主要由本体41、挡块42、盖板构成。本体采用铝合金加工，各处内腔与成型软模倒置时呈互补状态，保证成型软模底面、筋条成型面平整。

占位块位于成型软模各条狭缝之间，通过这些占位块将成型软模固定在芯模2外表面，如图4所示，占位块51通过成型软模52的底板，用安装螺钉53紧固在芯模1外表面。占位块外观状态如图5所示，内侧设计有减轻槽，与芯模间连接孔被设计为圆孔、长圆孔的组合。铺叠时将占位块放置到位，并用两处螺钉固定，保证网格几何尺寸；固化前将圆孔处螺钉移除，并拧松长圆孔处螺钉，适应芯模的轴向变形。

该套成型模具总重控制在13t以下，减少自重有利于吊装、转运及翻转。

根据成型模具尺寸设计专用支架，可以容纳平躺的成型模具，具备旋转功能，便于铺叠工序实施。支架工装工作状态如图6所示，支架工装包括专用支架22、第一转动装置组合和第二转动装置组合；其中，第一转动装置组合和第二转动装置组合设置于专用支架22的两端；第一连接轴的另一端与第一转动装置组合相连接；第二连接轴的另一端与第二转动装置组合相连接。

第一转动装置组合和第二转动装置组合的结构相同，均包括电机、减速器、齿轮和轴承26；其中，电机设置于专用支架22上，电机的输出轴通过减速器与齿轮相连接，齿轮与第一连接轴的另一端或第二连接轴的另一端相连接；轴承26设置于专用支架22上，轴承26与第一连接轴的另一端或所述第二连接轴的另一端相连接。需要理解的是，图7中没有画出电机、减速器和齿轮。

组合式铺层模具21平放在专用支架22上，利用电机、减速器、齿轮轴承26等，实现模具旋转。电机承载力优良，模具自转速度可稳定控制在0.2r/min。

提前制备碳纤维/环氧树脂预浸窄条，在上述铺层模具狭缝内铺放预浸窄条。

为了确保坯件贴模、减少空气混入铺层，铺至第30层及第60层时，开展两次常温抽真空压实处理。

预压及固化前，应用与成型软模相同的硅橡胶材质，制备硅胶窄条，保证窄条比软模狭缝宽0.5mm，充分密闭产品区，防止固化时胶液溢出而致产品贫胶，保证窄条在加压到位后依然高于周围成型软模2mm以上，达到压力有效传递给产品的目的。封装状态如图7所示，成型软模52包裹在主体模具71周圈，在成型软模52的狭缝内为待成型筋条坯件73，将硅胶预浸窄带74塞入筋条坯件73上方，再依次放置带孔隔离膜75、透气毡76、真空袋膜77等辅料。

产品及模具组合体通过热压罐固化，升温前抽真空，最高温度160℃保温3h，最高外压0.4MPa，保温结束后，立即停真空、卸外压，然后降温，固化制度曲线如图8所示。

待模温降至40℃时，从固化平台上移出组合体，拆除大部分占位块、软模和一端心轴。将组合体翻转90°、竖立在适当位置，拆除剩余占位块及软模，利用天车及吊带将产品移出芯模。最后，清除产品表面浮胶。

所得产品外形尺寸符合设计要求，内径圆度为

筋条节点处阶差不大于0.6mm。

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)

1.一种卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法，其特征在于包括：

制备组合式铺层模具；

制备支架工装，将组合式铺层模具与支架工装相连接；

制备单向纤维布卷，将单向纤维布卷分切为预设宽度的预浸窄带；

利用组合式铺层模具和专用支架，将预设宽度的预浸窄带铺叠成形产品坯件；

对产品坯件进行常温预压处理；

对常温预压处理后的产品坯件采用热压罐固化成型，脱模后得到卫星超大尺寸复合材料网格结构。

2.根据权利要求1所述的卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法，其特征在于：所述组合式铺层模具包括主体模具、成型软模和占位块；其中，

所述成型软模通过所述占位块设置于所述主体模具的外表面；

所述主体模具包括芯模(1)和芯轴(2)；其中，所述芯轴(2)设置于所述芯模(1)的中心轴线位置处，所述芯轴(2)的一端与支架工装相连接，所述芯轴(2)的另一端与支架工装相连接。

3.根据权利要求2所述的卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法，其特征在于：所述芯模(1)为圆筒，所述芯模(1)的内壁设置有加强环板与纵筋。

4.根据权利要求2所述的卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法，其特征在于：所述芯轴(2)包括空心轴、第一连接轴和第二连接轴；其中，

所述第一连接轴、所述空心轴和所述第二连接轴依次相连接；

所述第一连接轴的一端与所述芯模(1)的一个侧壁的中部相连接，所述第一连接轴的另一端与支架工装相连接；

所述第二连接轴的一端与所述芯模(1)的另一个侧壁的中部相连接，所述第二连接轴的另一端与支架工装相连接。

5.根据权利要求2所述的卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法，其特征在于：所述成型软模采用硅橡胶在平板模具内浇注、常温固化后得到；所述成型软模的外表面设置有狭缝。

6.根据权利要求4所述的卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法，其特征在于：所述支架工装包括专用支架(22)、第一转动装置组合和第二转动装置组合；其中，

所述第一转动装置组合和所述第二转动装置组合设置于所述专用支架(22)的两端；

所述第一连接轴的另一端与所述第一转动装置组合相连接；

所述第二连接轴的另一端与所述第二转动装置组合相连接。

7.根据权利要求6所述的卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法，其特征在于：所述第一转动装置组合和所述第二转动装置组合的结构相同，均包括电机、减速器、齿轮和轴承(26)；其中，

所述电机设置于所述专用支架(22)上，所述电机的输出轴通过所述减速器与所述齿轮相连接；所述齿轮与所述第一连接轴或所述第二连接轴相连接；

所述轴承(26)设置于所述专用支架(22)上，所述轴承(26)与所述第一连接轴的另一端或所述第二连接轴的另一端相连接。

8.根据权利要求5所述的卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法，其特征在于：铺叠成形过程中，将预设宽度的预浸窄带设置于成型软模的狭缝内的筋条坯件(73)的上部。

9.根据权利要求5所述的卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法，其特征在于：常温预压处理过程中，将产品坯件进行抽真空。

10.根据权利要求1所述的卫星超大尺寸复合材料网格结构成型方法，其特征在于：固化成型时，真空状态下最高温度160℃保温3h，最高外压为0.4MPa。

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