一种超轻质多特征无蒙皮骨架式复合材料壳体制备方法技术

本发明专利技术涉及一种超轻质多特征无蒙皮骨架式复合材料壳体制备方法，通过设置可自由移动的封头导向定位装置、自动化缠绕线型轨迹规划，实现“非测地线”等距螺旋筋、环筋热熔预浸丝的精准进槽数控自动化缠绕及骨架筋条与多特征结构铺层的交替进行。针对多特征无蒙皮骨架式结构，通过均衡交互耦合铺层结构设计，精确计算骨架筋条热熔预浸丝缠绕循环数、均衡交互耦合筋条缠绕

【技术实现步骤摘要】
一种超轻质多特征无蒙皮骨架式复合材料壳体制备方法


[0001]本专利技术涉及一种超轻质多特征无蒙皮骨架式复合材料壳体制备方法，属于复合材料及工艺领域。

技术介绍

[0002]先进复合材料骨架式结构以其良好的几何拓扑优化性、优异的结构承载性能、高比强度和比刚度等特点，在航空航天领域得到了越来越广泛的应用。
[0003]无蒙皮复合材料骨架式结构在继承复合材料骨架式结构自稳定性高、抗屈曲能力强、可优化性强、初始缺陷敏感性低、应力分布均匀、可有效分配载荷等诸多优点的同时，还有自身独特的优点：计算及试验均表明复合材料骨架式结构中骨架式筋条承载效率远高于蒙皮；采用无蒙皮骨架式结构复合材料，可实现结构超轻质化；自然克服蒙皮
‑
骨架结构中骨架筋条与蒙皮间的粘接薄弱界面，提高结构承载能力。目前，俄罗斯、印度先进上面级承力舱已成功应用无蒙皮骨架式结构。由于没有蒙皮，骨架筋条相交的节点处成型、骨架筋条与端框的连接更为困难，筋条溢边严重造成的筋条尺寸精度差、筋条缺陷问题突出，目前国内尚无自主研制生产的无蒙皮复合材料骨架结构应用于工程实践。
[0004]为实现某在研固体运载火箭运载能力的最大化，其先进上面级卫星支架采用了创新的超轻质多特征无蒙皮骨架式复合材料设计，针对此种多特征无蒙皮骨架式结构制备方法，国内外尚无报道。如何解决超轻质多特征无蒙皮骨架式复合材料卫星支架的高效、高质量、高尺寸精度一体化成型，满足型号结构减重要求，是亟需解决的关键问题。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的在于提供一种超轻质多特征无蒙皮骨架式复合材料壳体制备方法，实现超轻质多特征无蒙皮骨架式复合材料卫星支架的高效、高质量、高尺寸精度一体化成型，满足型号结构减重要求。
[0006]本专利技术的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：
[0007]一种超轻质多特征无蒙皮骨架式复合材料壳体制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
[0008](1)、在主轴上依次安装下端封头导向定位装置、主体成型模具、上端封头导向定位装置，将模具固定在数控缠绕机上，将定位装置移动至与主体成型模具相分离至少150mm。
[0009](2)、根据产品三维模型进行自动化缠绕线型轨迹规划。
[0010](3)、采用热熔法预浸料，根据产品三维模型，估算骨架筋条使用的预浸丝数量，并利用预浸丝分切设备制备热熔法预浸丝。
[0011](4)、采用热熔法预浸料，根据产品三维模型，对铺层用料尺寸进行精确计算，并利用自动下料设备精确下料；
[0012](5)、依次开展上端、下端、开口补强区铺层(1)，其中上下两端铺层料内翻至端框
区域；
[0013](6)、将定位装置移动至与主体成型模具相连接，调取自动化缠绕程序，进行螺旋筋条、环向筋条缠绕(1)，完成后，将预浸丝在主体成型模具与封头交接处切断，将筋条至少打散到上、下两端翻边及开口补强区铺层内；
[0014](7)、依据步骤(5)、(6)的方法，交替完成铺层、筋条缠绕n个循环至剩余2
‑
6层铺层及筋条缠绕，其中n为正整数；
[0015](8)、依据步骤(6)、(5)的方法，依次完成剩余筋条缠绕及铺层；
[0016](9)、拆除两端定位装置及主轴，组装模具，包覆真空袋，抽真空，固化。
[0017](10)、固化完成后，对产品进行脱模，并对局部打磨处理，去除边缘毛刺，完成超轻质多特征无蒙皮骨架式复合材料壳体制备。
[0018]在上述制备方法中，所述多特征壳体结构包含骨架筋条、上、下侧壁、内翻端框、大开口、开口补强区，且其侧壁或端框可以为变厚度结构。
[0019]在上述制备方法中，所述步骤(1)中封头导向定位装置可自由在主轴上进行移动，封头类型可为椭圆形或碟形。
[0020]在上述制备方法中，主体成型模具筋槽侧面圆角≤R0.5。
[0021]在上述制备方法中，每个循环铺层完成X层，5≤X≤10，且X为正整数，每个循环筋条缠绕完成Y根，且Y为正整数，a为预浸丝宽度，L 为筋槽宽度。
[0022]在上述制备方法中，当壳体侧壁或端框为变厚度结构，步骤(5)、(7)铺层采取一定的错层速度进行错层铺层。
[0023]在上述制备方法中，当上、下端框尺寸精度要求较高时，在完成所有铺层后，在上、下端框处增加机加去除量铺层，并在产品成型后，加工上、下端框至满足要求。
[0024]在上述制备方法中，步骤(7)中n个循环，其中H1为铺层总厚度，b为单层预浸料厚度，X为每个循环铺层完成的层数。
[0025]在上述制备方法中，步骤(7)中交替完成铺层、筋条缠绕时，每完成 3mm～6mm厚及步骤(7)完成后进行吸胶压实，吸胶温度70℃～90℃，保温时间30min～90min，压力0.3MPa～0.7MPa。
[0026]在上述制备方法中，步骤(9)所述的固化，包括：在0.5MPa
‑
1.0MPa 压力下，以5℃/h
‑
40℃/h的升温速率升温至100℃
‑
250℃，保温时间2h～8h，然后降至40℃～70℃，降温速率＜30℃/h。
[0027]本专利技术与现有技术相比具有如下有益效果：
[0028](1)、本专利技术采用成型模具进行超轻质多特征无蒙皮骨架式复合材料壳体的制备，通过设置可自由移动的封头导向定位装置、自动化缠绕线型轨迹规划，实现“非测地线”等距螺旋筋、环筋热熔预浸丝的精准进槽数控自动化缠绕及骨架筋条与多特征结构铺层的交替进行；
[0029](2)、本专利技术依据筋条缠绕量及多特征结构铺层量的关系，设计了均衡交互耦合铺层结构，精确计算骨架筋条用热熔预浸丝缠绕循环数、均衡交互耦合筋条缠绕
‑
端框
‑
开口补强区铺层结构、筋条打散等，实现了侧壁翻边、端框、骨架筋条的均匀有效连接，保证了产
品整体刚度及稳定性；
[0030](3)、本专利技术通过优化骨架筋条R角模具设计、预压实控制技术及合理的固化工艺，解决了无蒙皮骨架筋条溢边造成的筋条尺寸精度差、筋条缺陷、多特征结构固化加压干涉问题造成的产品质量缺陷，实现超轻质多特征无蒙皮骨架复合材料壳体的高质量、高尺寸精度一体化成型；
[0031](4)、本专利技术多特征无蒙皮骨架式复合材料壳体与传统蒙皮结构件相比减重 30％以上，满足航天型号轻质化要求。
附图说明
[0032]图1超轻质多特征无蒙皮骨架式复合材料壳体结构示意图；
[0033]图2超轻质多特征无蒙皮骨架式复合材料壳体制备流程图。
[0034]图3为主体成型模具筋槽侧面圆角示意图。
具体实施方式
[0035]本专利技术实施例提供了一种超轻质多特征无蒙皮骨架式复合材料壳体制备方法，所述壳体如图1所示，包括骨架筋条、上下侧壁、上下内翻端框、大开口及开口补强区，且其侧壁或端框可以为变厚度结构，所述制备方法包括以下步骤：
[0036本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种超轻质多特征无蒙皮骨架式复合材料壳体制备方法，其特征在于，无蒙皮骨架式复合材料壳体结构包含骨架筋条、上、下侧壁、上、下内翻端框、开口、开口补强区，方法包括以下步骤：(1)、在主轴上依次安装下端封头导向定位装置、主体成型模具、上端封头导向定位装置，其中主体成型模型与所述主轴之间相对位置固定，上、下端封头导向定位装置能够相对所述的主轴滑动；将主轴固定在数控缠绕机上，将上、下端封头导向定位装置移动至与主体成型模具相分离至少150mm；(2)、根据产品三维模型进行自动化缠绕线型轨迹规划；(3)、采用热熔法预浸料，依次开展上端、下端、开口补强区铺层，其中上下两端铺层料内翻至端框区域；(4)、将上、下端封头导向定位装置移动至与主体成型模具相连接，按照步骤(2)中规划的自动化缠绕线型轨迹，采用热熔法预浸丝进行螺旋筋条、环向筋条缠绕，完成后，将预浸丝在主体成型模具与封头交接处切断，上、下端封头导向定位装置分开；筋条延长至上、下两端翻边及开口补强区铺层内至少20mm，并均匀分散；(5)、依据步骤(3)、(4)的方法，交替完成铺层、筋条缠绕至剩余2
‑
6层铺层及筋条缠绕；(6)、依据步骤(4)、(3)的方法，按照先筋条缠绕后铺层的顺序依次完成剩余筋条缠绕及铺层；(7)、拆除上、下端封头导向定位装置及主轴，组装模具，进行抽真空，固化；(8)、固化完成后，对产品进行脱模，并对局部打磨处理，去除边缘毛刺，完成超轻质多特征无蒙皮骨架式复合材料壳体制备。2.根据权利要求1所述的一种超轻质多特征无蒙皮骨架式复合材料壳体制备方法，其特征在于：无蒙皮骨架式复合材料壳体结构的侧壁或端框为等厚度或变厚度结构。3.根据权利要求2所述的一种超轻质多特征无蒙皮骨架式复合材料壳体制备方法，其特征在于：当壳体侧壁或端框为变厚度结构，步骤(3)、(5)铺层采取预定的错层速度进行错层铺层。4...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙文文，李文斌，王俊锋，孙宏杰，赵文宇，张建宝，刘永佼，梁祖典，潘艳，高一，
申请(专利权)人：航天材料及工艺研究所，
类型：发明
国别省市：