[发明专利]一种适用于卫星网格状复合材料承力筒的成型方法

说明书

技术领域

本发明涉及复合材料领域，具体是一种适用于卫星网格状复合材料承力筒的成型方法。

背景技术

承力筒是承载卫星主要载荷的承力结构，是整个卫星结构组装的核心，它承受整个航天器的主要载荷，直接把运载火箭的载荷传递到整个航天器的各个部分。在此之前，卫星承力筒的成型采用上端框、下端框、蒙皮、法兰组件及桁条分别成型，并通过采用胶粘剂二次固化的方式实现。

目前，对于该种网格加筋结构，若采用胶接形式，蒙皮与网格的胶接可靠性较低，不但会增加消极重量，而且会降低网格承力筒轴向的刚度和产品的结构稳定性。采用常规的工艺方法制造过程每种结构均需要至少一种工装，胶接工艺的采用，引入了胶接面分层缺陷，增加了消极用胶量，且整个生产周期会长达5个月以上。因此研发一种适用于卫星网格状复合材料承力筒的整体成型的方法极具迫切性。

发明内容

本发明的目的在于克服上述现有技术和应用存在的缺陷而提供一种适用于卫星网格状复合材料承力筒的成型方法，网格筋和蒙皮采用整体缠绕，上端框、下端框中用网格筋碾平增强，筒体法兰组件和T型桁条的铺层，整体共固化等技术，实现轴向的刚度大、结构稳定性高的网格承力筒产品的研发。

本发明的目的通过以下技术方案来实现：一种适用于卫星网格状复合材料承力筒的成型方法，包括如下步骤：

S1、采用了CNC编程软件生成网格筋和蒙皮的缠绕程序，从而控制5轴数控缠绕机进行多切点缠绕，实现所有网格筋的连续缠绕，网格筋和蒙皮采用整体缠绕；

S2、通过数控裁布机对预浸料进行自动裁剪；

S3、在成型模具上刻线后，取步骤S2所得的预浸料进行铺层，预浸料的铺层角度偏差控制在±1％以内，形成筒体法兰组件和T型桁条，上端框、下端框中用网格筋碾平增强，同时铺层以满足所需厚度；

S4、所有缠绕和铺层结束后采用整体共固化的方法一体成型，固化采用阶梯式升温、保温和加压的方法，在40℃-45℃保温1-1.5h，保持真空表压≤-0.097MPa；在85℃-90℃保温1-1.5h，保持真空表压≤-0.097MPa；在115℃-125℃保温1-1.5h，保持真空表压≤-0.097MPa，加压0.5Mpa；在145℃-150℃保温1-1.5h，保压0.5Mpa；在175℃-180℃保温3-5h，整个过程中升温和降温的速率0.8-1.2℃/min。

与现有技术相比，本发明具有以下优点：

1、角度偏差小：采用多轴数控缠绕机高精度缠绕方法，理论纤维走向的角度偏差在±0.5％以内，通过数控裁布机的自动裁剪，铺层的角度偏差同样可以控制在±0.5％以内，同时采用在成型模具上刻线，实现预浸料的总铺层角度偏差在±1％以内。

2、轴向的刚度大：网格筋、蒙皮以及桁条共固化，减少了胶接面分层缺陷和消极用胶量，较大程度提高了轴向刚度，提高了复合材料整体承载能力。

3、产品的结构稳定性高：网格筋和蒙皮采用整体缠绕，上端框、下端框中用网格筋碾平增强，筒体法兰组件和T型桁条的铺层，整体共固化，这些工艺方法均能提高产品的结构稳定性。

4、模具用量少：整个卫星网格状复合材料承力筒使用一副整体成型模具，节约了零件的成型模具。

5、生产周期短：整个卫星网格状复合材料承力筒减小了模具量，通过零件成型周期的取消大大缩短了生产周期。

附图说明

图1为本发明实施例卫星网格状复合材料承力筒结构示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1所示，以一种典型的卫星网格状复合材料承力筒为实例，该卫星网格状复合材料承力筒包括网格筋1、上端框5、下端框6、蒙皮2、法兰组件3(包括一个法兰体及48个角盒)以及T型桁条4，其中30条对称网格筋1夹角为36°。

包括如下步骤：

S1、采用了CNC编程软件生成网格筋和蒙皮的缠绕程序，从而控制5轴数控缠绕机进行多切点缠绕，实现所有网格筋1的连续缠绕，网格筋和蒙皮2采用整体缠绕；

S2、通过数控裁布机对预浸料进行自动裁剪；