[发明专利]大型卫星用复合材料可展开构件的制造方法

说明书

技术领域

本发明涉及航天领域，具体地，涉及一种大型卫星用复合材料可展开构件的制造方法。 

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，像仪器桁架、天线、反射镜、太阳帆、以及大的太阳能系统，都将用到可展开空间结构。公知的可展开空间结构一般采用充气结构，但由于空间环境复杂多变，降低了其固化可靠性，甚至影响空间固化可行性。若支撑结构不能充分展开、固化，不仅影响充气结构刚度进而影响其结构尺寸、精度，甚至使整个充气结构失效。复合材料可展开结构件是在地面完成固化，到空间后依靠复合材料的弹性应变充分展开，这样的复合材料结构可以提高卫星展开结构的工作可靠性。但因为普通树脂为基体的复合材料，在柔性上无法满足空间展开功能需要，因此，目前国内还没有适合大型卫星用的复合材料可展开构件。 

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种大型卫星用复合材料可展开构件的制造方法，以解决国内在大型卫星用复合材料可展开构件领域的空白。 

根据本发明的一个方面，提供一种大型卫星用复合材料可展开构件的制造方法，包括以下步骤： 

（1）排布及刷胶 

按照树脂FEG:固化剂D400=100:16配比，加丙酮稀释至溶液密度为0.93，强力搅拌至溶液均匀，此溶液可用于排布及刷胶工艺。在刷胶前，将玻璃纤维布平置于硅油隔离纸上，并保证刷胶后玻璃纤维布不变形。刷胶后在室温条件下25℃下敞晾3-4小时后进行铺层（该树脂固化体系在常温下会缓慢固化）； 

排布参数设置分别为张力为4.0±1.0N；辊轮转速为4-7转/分钟；砂片宽度2.1mm。 无纬布敞晾48小时后盖上硅油隔离纸后马上放入冷库（温度低于-18℃），再放置三天后启用，使用期为30天。其中无纬布排布要求为平整均匀，不允许出现≥2mm的露白，且表面无毛团、无屈曲，无明显贫胶和富胶； 

（2）裁剪及铺层 

裁剪玻璃纤维布及0°及60°碳纤维布。端部设计是为了两根2m长豆荚杆形成更为稳定的对接面，同时为了保证对接面厚度与其它部分相一致，因此6层纤维布中，3层纤维布长度一致，而另外三层长度一致； 

（3）固化 

豆荚杆进热压罐固化，固化采取抽真空固化方式，通过设置在产品和模具上的热电偶控制固化过程中温度的准确和一致性。热电偶产品温度升至125℃时，将热压罐空气温度降为125℃±3℃，并在125℃温度下保温2小时； 

（4）胶接 

将成型后按照对称的上下两瓣豆荚杆在阴模上胶接，在阳模上成型的两瓣豆荚杆均打过一定距离的定位孔，而阴模两侧也设置了完全对应的定位孔，因此将上下两瓣豆荚杆与阴模的定位孔对应，即能保证豆荚杆的直线度。胶接用的固化体系采用FEG/TETA，该体系在常温下24小时发生凝胶现象，后处理温度为90℃； 

（5）对接 

由于模具的限制，制备6m长构件需采用对接的方式。由于构件为中空状，因此传统的胶接工艺无法实现对接，需采用类似于软模膨胀RTM的工艺； 

（6）后处理 

将对接处多余的树脂打磨掉，裁剪构件两边为定位孔而增加的部分，以及边角尺寸的修剪。 

所述树脂基体采用柔性树脂，具体为改性环氧树脂FEG，为淡黄色液体，环氧值为0.22eq/100g，25℃下的粘度为15000mPas。 

玻璃纤维布、0°和60°的单向碳纤维T300-3K布组成增强体，玻璃纤维布、0°和60°的单向碳纤维T300-3K布厚度方向上对称铺设铺层设置。 

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果： 

本发明专利实现了适合大型卫星用的复合材料可展开构件的制造方法，制备效率高，性能优异。 

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显： 

图1为本发明大型卫星用复合材料可展开结构件的制造方法工艺流程图。 

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。 

本实施例提供一种大型卫星用复合材料可展开构件的制造方法，包括以下步骤：