[发明专利]卫星用大型空间可展开复合材料构件的制造方法

说明书

技术领域

本发明属于航天复合材料成型领域，具体地，涉及一种卫星用大型空间可展开复合材料构件的制造方法。

背景技术

因为发射器有效空间载荷的限制，可展开空间结构在传统的航天领域发挥着重要的作用。目前，一个明显的趋势是在未来空间结构应用中，像仪器支撑杆、天线、反射器、太阳帆、以及大的太阳能系统，都将用到可展开空间结构。复合材料可展开结构件在地面完成固化，到空间后依靠复合材料的弹性应变充分展开，该形式高效解决有效载荷的空间有限性矛盾的同时，大大提高了卫星展开结构的工作可靠性。但大型的空间可展开构件结构上要求整体性非搭接，传统的热压罐方式受到尺寸的制约，不能满足大型空间展开构件的成型，因此亟需开发高精度大型空间可展开构件的整体成型方法。

发明内容

本发明的目的是提供一种卫星用大型空间可展开复合材料构件的制造方法，通过改变传统式的搭接铺层方式，采用预浸料0°方向上的整体非搭接式的连续铺层，预制成型出大型空间可展开复合材料构件的预浸料坯件，以“时间换空间”的时空转换思想，采用脉动式模压连续成型技术，突破了成型设备及成型模具尺寸对制件成型技术的瓶颈，实现了小空间小尺寸整体制备大型复合材料构件的技术，解决国内在大型空间可展开复合材料构件成型及应用领域的空白。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的：

本发明涉及一种卫星用大型空间可展开复合材料构件的制造方法，所述方法包括：将铺层好的预浸料进行脉动模压式的连续成型制得可展开结构件瓣膜；胶接可展开结构件瓣膜，制得所述卫星用大型空间可展开复合材料构件。

优选的，所述铺层好的预浸料是采用整体非搭接模式进行连续铺层的。

优选的，所述方法包括以下步骤：

A、裁剪：将预浸料裁剪出幅宽分别为80～160mm、200～400mm的长度不限的0°预浸料，以及幅宽200～400mm的45°预浸料；

B、铺层：按照零膨胀系数设计进行预浸料铺层，构件较厚部位铺层层数为7层、较薄部位铺层层数为5层；铺层角度为0°及45°，且0°预浸料和45°预浸料是间隔式铺放，铺放长度为整体非搭接模式；

C、固化：将步骤B中铺设好的预浸料采用非热压罐式固化；固化方式为脉动模压式的连续成型制得可展开结构件瓣膜；成型的速度为5～100cm/min、固化时间为10～120min，固化温度为60～400℃；

D、胶接：将成型后并经过处理的可展开结构件瓣膜按照上、下对称的方式放在大型平台上，胶接；

E、后处理：将对接处溢出的多余胶粘剂打磨掉，裁剪构件两边以及边角，即得所述卫星用大型空间可展开复合材料构件。

优选的，步骤A中，所述预浸料为单向碳纤维预浸料或平纹织物预浸料。

优选的，所述单向碳纤维预浸料为T300-3K或T300-1K预浸料；所述平纹织物预浸料为T300-3K、T700-6K或T700-12K平纹织物预浸料。

优选的，步骤B中，所述预浸料为单向碳纤维T300-3K预浸料；所述0°和45°的单向碳纤维T300-3K预浸料厚度方向上对称铺层设置。

优选的，步骤B中，结构设计要求进行局部增强提高基频时，局部增强的部位采用幅宽为80～160mm的预浸料，铺层角度为0°，其余部位采用幅宽为200～400mm的预浸料，铺层角度为0°和45°。

优选的，步骤C中，所述脉动模压式的连续成型中，通过控制热压机构的间歇式开闭合，实现构件的连续成型，通过设置热压机构的闭模/开模时间控制成型的速度和固化时间。

优选的，所述热压机构的闭模/开模时间为10～720s。

优选的，所述脉动模压式的连续成型具体包括：

a、铺设好的预浸料进入固化装置，热压机构闭合加热加压，10～720s后热压机构开合，已固化成型的可展开结构件瓣膜被牵引一段距离；

b、重复步骤a，直至完成整体成型。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

本发明通过改变传统式的搭接铺层方式，采用预浸料0°方向上的整体非搭接式的连续铺层，预制成型出大型空间可展开复合材料构件的预浸料坯件，以“时间换空间”的时空转换思想，采用脉动式模压连续成型技术，突破了成型设备及成型模具尺寸对制件成型技术的瓶颈，实现了小空间小尺寸整体制备大型复合材料构件的技术，解决了大型卫星用的复合材料可展开构件的整体式成型方法，制备效率高，性能优异。

附图说明