一種大尺寸復合材料筒狀支架成型技術

田桂芝 徐偉麗 張玉生 徐昀鑫 王 征

（北京衛星制造廠有限公司，北京 100094）

0 引言

高模量碳纖維增強樹脂基復合材料由于其質輕、高比剛度等優異的力學性能，在各類航天器結構系統得到廣泛的應用［1-3］。碳纖維復合材料支架類產品也越來越多地替代金屬材質支架，可以很大程度上提高結構效率。隨著航天器功能需求的不斷發展，支架的尺寸不斷變大，結構型面也日益復雜，對成型技術及其可靠性提出了更高要求。目前國內外對于碳纖維復合材料支架類產品的成型工藝多有報道，但對于大尺寸復合材料筒狀支架成型技術鮮有研究。馬亞磊［4］等采取手工糊制、真空袋-熱壓罐法制備了一種單側帶法蘭的小型支架結構，產品滿足設計指標。楊堅等［5］采用RTM 成型技術，實現了一種航空發動機用復合材料支架的制造，產品力學性能優異。蔣貴剛等［6］采用剛性陽模與膨脹橡膠陰模組合式的模具方案，通過真空袋-熱壓罐的成型方法，完成了一種多型面復合材料支架的制備，產品尺寸、含膠量均滿足設計指標的要求。

本文針對一種大尺寸復合材料筒狀支架，根據其產品技術指標，從模具設計、鋪層工藝設計、成型壓力保證等影響產品成型質量的工藝環節進行分析，制定了成型工藝方案。綜合采用分塊組合金屬陰模以滿足產品外表面形位高精度要求，對環向鋪層設置錯位對接縫，用以兼顧鋪層成型密實及產品力學性能。針對支架復雜“凹凸”特征，創新性采用“梯度循環加壓法”，較好地平衡鋪層加壓排氣與排氣流膠之間的矛盾。通過成型實物驗證了以上措施的有效性，對同類結構產品的高可靠性制備具有一定借鑒意義。

1 原材料

環氧樹脂：648，上海樹脂廠；碳纖維：M55JB，6K，日本東麗。

預浸料：自制；單層厚度0.125 mm，樹脂含量35%，固化制度：165 ℃固化2 h。

2 產品結構特點及技術指標

產品為直徑約900 mm，高度約250 mm雙側帶法蘭的筒狀結構，等壁厚5 mm，筒體柱段從一側圓形截面到另一側多邊形截面漸變，雙側法蘭形成安裝面，具有安裝接口。筒體柱段與兩側法蘭安裝面過渡拐角處有多個“凸起”及“凹陷”特征，型面不規則。其結構示意圖見圖1。

支架主要技術指標為：

（1）雙側法蘭為安裝面，平面度要求≤0.1 mm，平行度要求≤0.1 mm；

（2）產品外表面為裝配面，型面尺寸要求較高，要求平整光滑；

（3）產品成型質量滿足GJB2895—1997 A 級要求。

3 工藝設計

3.1 制造工藝難點

（1）支架壁厚，鋪層多且構型復雜，如何保證鋪層密實是難點；

（2）支架尺寸大、含雙側法蘭，模具多向加壓方案復雜、筒體型面整體感壓到位困難，控制精度要求高；

（3）筒體柱段與兩側法蘭安裝面拐角處“凸起”“凹陷”特征，容易加壓不到位致使層間氣體無法排出，產生“憋氣”，導致產品產生疏松甚至分層等缺陷。

3.2 工藝方案

根據支架結構特點、指標要求及工藝難點，選用陰模-真空袋-熱壓罐成型工藝系統技術。支架成型工藝流程見圖2。

設計組合式金屬陰模，模具表面噴涂脫模劑，鋪層時設計合理的纖維斷開方式，對接縫錯位鋪疊，逐層階梯過渡，鋪層過程需設置多次預壓；鋪層完成后在支架兩側法蘭面額外鋪覆工藝層。最后封真空袋抽真空，熱壓罐加壓固化。固化脫模后，機加支架的上下法蘭安裝面工藝層，保證平面度與平行度指標，然后機加安裝接口。

3.2.1 模具設計

根據支架外表面型面精度高指標要求，設計陰模，使支架外表面為貼模面。綜合考慮加工、操作性、成本等因素，選用鋁合金材質。

考慮到支架為兩側帶法蘭的筒狀結構，為保證產品成型后可順利脫模，設計可拆卸的分塊組合模具：將模具分為四塊，裝配一體后形成產品成型面，且成型面采用組合加工方式保證尺寸精度要求。分塊模具之間用定位銷定位，用以保證模具復裝時型面的精度。模具示意圖見圖3。

由于支架尺寸較大，固化溫度165 ℃，與常溫溫差較大，為更好地保證產品尺寸，模具設計需要考慮熱膨脹補償。按照鋁合金材料熱線膨脹系數23.6×10-6K-1，模具的熱線膨脹率計算公式如下：

α=23.6×10-6×△T

式中，α是熱線膨脹率，△T是固化溫度與室溫之差。

鋁合金模具設計時需要根據此系數將模具模型進行縮放，縮放系數為（1-α），即0.996 7，修正后的模型作為模具加工的基準模型。

3.2.2 鋪層工藝設計

預浸料鋪層角度為［0°/±45°/90°］5s。鋪層時以支架柱段高度方向為纖維鋪覆的0°方向，其他鋪層角度以0°方向為基準。鋪層時要求纖維從支架柱段到法蘭保持連續，不允許斷開，用以保證產品的力學性能。

另外，由于產品是筒狀結構，且為陰模成型，加熱時模具會發生熱膨脹，使鋪層有脫離模具懸空欠壓的趨勢，同時固化加壓時產品90°方向（即支架柱段周向）的連續纖維鋪層受拉而強力抵抗外壓，容易導致鋪層與模具無法壓緊的情況。因此，綜合權衡鋪層對設計性能和工藝方法的影響，將90°周向鋪層一分為二，同一90°層對接且各90°層對拼縫錯開，纖維對接而不搭接，層間斷點錯開且每層斷點呈階梯狀排列，避免應力集中。

產品上下表面平面度要求較高，且產品厚度及尺寸較大，僅僅依靠模具及成型外壓無法直接滿足平面度等指標要求，因此鋪層時在上下法蘭表面鋪覆工藝層，固化后通過機加方式，保證平面度、平行度要求，同時保證產品的力學性能。

由于產品厚度大，鋪覆層數較多，為保證纖維層間緊實，鋪層時每10層進行一次預壓。

3.2.3 成型壓力制度設計

復合材料產品固化時的壓力大小、加壓方式、加壓溫度以及加壓時機等壓力制度，對產品的固化質量有決定性影響。

產品鋪層完成后進行封裝、抽真空加壓，然后進熱壓罐升溫固化。由于產品是陰模成型，加熱時模具會發生熱膨脹，在產品達到固化溫度前，模具已經發生一定的膨脹。同時產品壁厚大，相比小厚度的鋪層，纖維自身伸展能力較差，成型過程中僅僅依靠真空袋的壓力無法使產品與模具很好地貼合，必須增加合適的外壓。

同時由于產品形狀不規則，筒體與兩側法蘭連接處的拐角存在很多“凹凸”，固化過程中排氣困難，局部容易“憋氣”，而且不規則的產品型面對應模具設計時難以設置透氣通道，加劇了缺陷風險。為解決這一難題，采用了梯度循環加壓法，即在模具溫度達到80 ℃、樹脂可流動狀態時，對產品施加由小到大、由大到小的循環外壓，最大壓力0.3 MPa，循環兩次，這樣可以使產品局部鋪層裹挾氣體更容易隨著樹脂的流動而排出，從而避免持續高壓使產品拐角“凹凸”處產生“憋氣”而導致局部表面纖維未壓實、貧膠、分層等缺陷，同時也有助于產品整體與模具貼合緊密，有效地保證產品成型質量。

80 ℃梯度循環加壓結束后，模具繼續升溫，外壓也相應增大，待模具溫度達到樹脂的凝膠溫度125 ℃時，產品需加壓到最大壓力0.7 MPa，保溫30 min，使產品鋪層充分密實。

最后，保持最大壓力0.7 MPa 不變，模具溫度升溫到165 ℃后，保溫2 h固化，產品固化完全。產品固化時的溫度-壓力曲線示意具體見圖4。

3.2.4 產品脫模工藝

由于產品為陰模成型，為避免降溫時模具收縮，擠壓并損傷產品，對產品采用了熱脫模工藝，即在100 ℃熱脫模。

4 產品性能

4.1 產品成型質量

最終成型的復合材料筒狀支架表面光滑、平整、無褶皺，產品拐角處的凹凸特征清晰、尺寸準確，未出現分層等缺陷。經超聲無損探傷，產品內部質量良好，符合GJB2895—1997A 質量要求。經采用重量法計算，產品的含膠量滿足（31%±2%）要求。產品表觀見圖5、圖6。

4.2 產品成型精度

經檢測，成型后的產品各項尺寸精度都滿足設計要求。產品厚度偏差不超過理論厚度的±5%。產品上下面的平面度實測結果分別為0.08、0.06 mm，上下表面平行度實測結果為0.08 mm，滿足設計指標中上下面的平行度≤0.1 mm 的要求。產品各零件試裝后與產品型面貼合良好，滿足設計要求。表明該產品的工藝方案適用于該支架的成型，進一步驗證了該工藝方案的合理性。

以上結果表明：針對該支架產品采用的模具方案、鋪層工藝方案、壓力-溫度制度等系統技術較為科學、合理，特別是壓力-溫度制度中梯度循環加壓方法，較好地平衡了加壓排氣與排氣流膠之間的矛盾，使得產品成型質量、固化含膠量均滿足了產品設計指標。

5 結論

針對航天器用高模量碳纖維復合材料帶雙側法蘭、復雜筒形支架產品，開展了成型工藝技術研究，針對性制定了合理的模具方案、鋪層工藝方案、壓力-溫度制度等系統工藝，完成了實物研制，很好地保證了產品成型表觀及內部質量、尺寸精度等性能指標。主要技術點體現在以下幾個方面：

（1）采用分塊組合模具陰模成型，通過熱膨脹率計算對模具進行尺寸補償設計，可以有效地保證熱固化后產品尺寸及外觀質量。

（2）筒形支架90°周向鋪層分段、鋪層對接縫錯位鋪疊，階梯布置，可以有效解決90°纖維鋪層伸展受束縛、無法匹配成型過程受熱膨脹的金屬陰模，從而導致產品成型缺陷的問題。

（3）通過“梯度循環加壓法”可以有效解決產品“凹凸”復雜特征在固化過程中容易“憋氣”的問題，較好地平衡了加壓排氣與排氣流膠之間的矛盾，使得產品成型質量、固化含膠量等得到有效保證。