本发明专利技术涉及一种高拉伸载荷复合材料管件及其制备方法，属于复合材料成型技术领域。该管件包括预埋件和复合材料层；复合材料层包覆在预埋件的外围，该管件的两端各有1个预埋件；预埋件的锥角结构为两个以上，相邻的两个锥角之间形成的区域为凹槽；每个锥角由一条上升线和一条下降线构成，管件最外侧的锥角的上升线与中心线的夹角小于内侧锥角上升线与中心线的夹角，且最外侧锥角尖点处直径小于内侧锥角尖点处直径；管件最外侧的锥角即管件最左端的一个锥角或管件最右端的一个锥角。该方法制备的复合材料管件设计拉伸载荷40t、实际拉伸破坏载荷48t。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种高拉伸载荷复合材料管件，属于复合材料成型
技术介绍
运载火箭芯二级箱间段悬挂装置，承受的拉伸载荷较大，另外还有弯、剪、压等载荷，力学环境复杂。为了实现结构减重，芯二级箱间段悬挂装置采用杆系结构形式，并采用复合材料管子结构件替代金属管子结构件。单管拉伸载荷需要达到40t左右，轻质大载荷复合材料管子组件在国内运载型号尚未应用。复合材料杆系结构在国外已有火箭的结构中已得到应用，如日本的H-IIA火箭和美国国家宇航局的德尔它4火箭的二级箱间段。但目前国内运载火箭级间杆系、发动机机架仍采用30CrMnSi以及TC-4金属材料杆系。其中，30CrMNSi金属材料杆件重量较大，与新 一代运载火箭结构轻量化的研制方向相悖，而轻质薄壁TC-4杆件整体成型工艺技术难度较大，制作成本远高于复合材料成型构件。国内传统的复合材料管子组件主要承受压缩载荷，复合材料与金属连接形式多采用胶螺形式，可以承受较大的压缩载荷，但无法满足高拉伸载荷的承力要求。为实现运载器结构减重目标，紧跟国外技术发展，研制具有自主知识产权的轻质高强复合材料杆系结构势在必行。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了芯二级箱间段复合材料杆件抗拉伸能力差的问题，提出，该复合材料管件尤其适于高拉伸载荷工况的使用。本专利技术的目的是通过以下技术方案实现的。本专利技术的一种高拉伸载荷复合材料管件，该管件包括预埋件和复合材料层；复合材料层包覆在预埋件的外围，该管件的两端各有I个预埋件；每个预埋件相对于管件的中心线是上下对称的，而两个预埋件是关于管件的中轴线是左右对称的；预埋件为中空锥角结构，预埋件的锥角结构为2个以上，相邻的两个锥角之间形成的区域为凹槽；每个锥角由I条上升线和I条下降线构成，管件最外侧的锥角的上升线与中心线的夹角小于内侧锥角上升线与中心线的夹角，且最外侧锥角尖点处直径小于内侧锥角尖点处直径；管件最外侧的锥角即管件最左端的一个锥角或管件最右端的一个锥角；本专利技术的一种高拉伸载荷复合材料管件的制备方法，步骤为根据需要选择一根棒状的芯膜，然后在芯膜的两端制作设定形状的预埋件，制作完成后在预埋件的周围及管件的其他部位缠绕上复合材料层，最后再将棒状的芯膜抽出，即得到高拉伸载荷复合材料管件。有益效果(I)通过复合材料管件接头形式的设计优化以铺层结构工艺优化，该方法制备的复合材料管件设计拉伸载荷40t、实际拉伸破坏载荷48t，并应用于CZ-5芯二级杆系结构箱间段的研制；(2)通过对复合材料管件的金属接头形式优化，有效减弱了大拉伸载荷复合材料构件端头部位因局部应力集中先期破坏的趋势，提高了复合材料拉杆的拉伸载荷，复合材料管件拉伸载荷提升IOt以上，提闻幅度达25%。 (3)通过对管件铺层结构的工艺优化，突破了复合材料管子小角度缠绕成型工艺技术，实现了管件端头的铺层结构的局部优化，解决了端头部位小角度缠绕纤维层局部架桥的技术难点。芯二级箱间段复合材料杆件以承受拉伸载荷为主，明显与传统管件以压缩载荷为主的承载方式不同，故现有胶螺连接形式、成型技术方式等技术难以满足芯二级箱间段管子的载荷要求。针对复合材料高拉伸载荷的使用工况，设计并研制适于高拉伸载荷工况的复合材料管件，解决了轻质大载荷复合材料管子组件的成型技术问题。针对复合材料管子轻质大拉伸载荷的技术难点，通过对复合材料管件的金属接头形式优化，有效减弱了大拉伸载荷复合材料构件端头部位因局部应力集中先期破坏的趋势，通过对管件铺层结构的工艺优化，实现了管件端头的铺层结构的局部优化，设计并成功研制了适于高拉伸载荷工况的复合材料管件。附图说明图I为实施例I中复合材料管件的结构示意图；图2为图I的左侧部分的放大图；图3为实施例I中预埋件的结构示意图；图4为实施例I中预埋件的详细尺寸图；图5为实施例I中复合材料管件的整体尺寸示意图；图6为实施例2中复合材料管件的结构示意图；图7为图6的左侧部分的放大图。具体实施例方式下面结合附图和实施例对本专利技术作进一步说明。实施例I如图I和图2所示，一种高拉伸载荷复合材料管件，该管件包括预埋件I和复合材料层2 ;复合材料层2包覆在预埋件I的外围，该管件的两端各有I个预埋件I ;每个预埋件I相对于管件的中心线3是上下对称的，而两个预埋件I关于管件的中轴线4是左右对称的；如图3和图4所示，预埋件I为中空锥角结构，预埋件I的锥角结构为2个，分别为锥角A5和锥角B6 ;锥角A5和锥角B6之间形成的区域为凹槽7 ；锥角A5由I条上升线A8和I条下降线A9构成，上升线A8与中心线3之间的夹角为6°，下降线A9与中心线3之间的夹角为45° ;锥角B6由I条上升线BlO和I条下降线Bll构成，上升线BlO与中心线3之间的夹角为20°，下降线Bll与中心线3之间的夹角为7° ；锥角A5的顶点A12之间的距离为60mm，锥角B6的顶点B13之间的距离为64mm ；两个凹槽7的内表面之间的距离为56mm。一种高拉伸载荷复合材料管件的制备方法，步骤为I)选择一根直径为50mm长度为2m的不锈钢光滑芯模，并涂覆脱模剂； 2)将制备完成的预埋件I固定在芯模两侧位置，两端的预埋件的长度为2m ；3)采用全自动缠绕成型方式，在预埋件I的外侧包覆复合材料层2，没有预埋件的部分则在芯模外侧缠绕包覆复合材料层2，其铺层结构为。15° 缠绕层采用变缠绕角的非测地线缠绕，在凹槽7区域逐级过渡到30°角度以下；4)在缠绕成型后，移至烘箱内固化；5)将芯膜脱除，将成品两侧进行机械加工，并在预埋件内侧加工螺纹，去除多余长度；如图5所示；6)采用螺纹连接方式，将制备完成的管件安装在拉伸载荷试验机，进行管件全尺寸拉伸载荷试验，逐级加载至48t，复合材料管件未出现破坏，表明此种复合材料管件适于大拉伸载荷工况，且其拉伸载荷比其他结构提高了 IOt以上，提升幅度达25%。实施例2与实施例I同，其中不同的是预埋件的锥角为4个，如图6和图7所示。实施方案以金属接头结构优化和缠绕成型工艺优化等关键技术为核心，逐次展开工艺技术攻关研究，完成轻质大载荷复合材料管子的研制。金属端头结构形式改进因复合材料拉杆的设计载荷为40t左右，而现阶段拉伸破坏载荷与设计载荷相接近，工程应用尚存在拉伸载荷性能裕量不足的问题。通过对管件力学分析和试验验证，确认金属预埋端头位置为应力集中区域，也是载荷性能的薄弱环节。本课题针对管件的金属端头结构形式进行改进，以提升复合材料管件的承载能力。依据复合材料管件在拉伸试验时，破坏模式为复合材料杆件端头金属接头部位拔出，端头部位外层复合材料纤维断裂，可见主要是因为预埋件与复合材料层在管件端部部位是承受拉伸载荷的薄弱环节，主要是因为纤维在端部处因后期机加工致使纤维连续性破坏，导致局部螺旋向纤维的环向承载能力下降，同时局部应力集中致使端头部位非连续的纤维铺层间的层间剪切性能在较小载荷下即破坏。据此，对金属预埋件的接头形式进行改进，设计了单槽锥角结构形式。其采用单槽结构，可以有效减弱纤维缠绕架桥现象，同时在端部采用小角度的锥角，而内侧采用较大锥角，使复合材料层和预埋件的应力集中区域内移至纤维连续区域，避免了局部非连续纤维层导致的力学性能下降问题，同时，端部小角度锥角的可有效避免了端部应力集中。如此，复合材料管件拉伸载荷性能可进一步提升。采本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种高拉伸载荷复合材料管件，其特征在于：该管件包括预埋件和复合材料层；复合材料层包覆在预埋件的外围，该管件的两端各有1个预埋件；每个预埋件相对于管件的中心线是上下对称的；两个预埋件是关于管件的中轴线是左右对称的；预埋件为中空锥角结构，预埋件的锥角结构为2个以上，相邻的两个锥角之间形成的区域为凹槽；每个锥角由1条上升线和1条下降线构成；管件最外侧的锥角的上升线与中心线的夹角小于内侧锥角上升线与中心线的夹角，且最外侧锥角尖点处直径小于内侧锥角尖点处直径。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：张建宝，林松，王俊锋，孙文文，张蕾，赵文宇，刘伟，范佳，
申请(专利权)人：航天材料及工艺研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：
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