田桂芝 徐伟丽 张玉生 徐昀鑫 王 征
（北京卫星制造厂有限公司，北京 100094）
0 引言
高模量碳纤维增强树脂基复合材料由于其质轻、高比刚度等优异的力学性能，在各类航天器结构系统得到广泛的应用［1-3］。碳纤维复合材料支架类产品也越来越多地替代金属材质支架，可以很大程度上提高结构效率。随着航天器功能需求的不断发展，支架的尺寸不断变大，结构型面也日益复杂，对成型技术及其可靠性提出了更高要求。目前国内外对于碳纤维复合材料支架类产品的成型工艺多有报道，但对于大尺寸复合材料筒状支架成型技术鲜有研究。马亚磊［4］等采取手工糊制、真空袋-热压罐法制备了一种单侧带法兰的小型支架结构，产品满足设计指标。杨坚等［5］采用RTM 成型技术，实现了一种航空发动机用复合材料支架的制造，产品力学性能优异。蒋贵刚等［6］采用刚性阳模与膨胀橡胶阴模组合式的模具方案，通过真空袋-热压罐的成型方法，完成了一种多型面复合材料支架的制备，产品尺寸、含胶量均满足设计指标的要求。
本文针对一种大尺寸复合材料筒状支架，根据其产品技术指标，从模具设计、铺层工艺设计、成型压力保证等影响产品成型质量的工艺环节进行分析，制定了成型工艺方案。综合采用分块组合金属阴模以满足产品外表面形位高精度要求，对环向铺层设置错位对接缝，用以兼顾铺层成型密实及产品力学性能。针对支架复杂“凹凸”特征，创新性采用“梯度循环加压法”，较好地平衡铺层加压排气与排气流胶之间的矛盾。通过成型实物验证了以上措施的有效性，对同类结构产品的高可靠性制备具有一定借鉴意义。
1 原材料
环氧树脂：648，上海树脂厂；碳纤维：M55JB，6K，日本东丽。
预浸料：自制；单层厚度0.125 mm，树脂含量35%，固化制度：165 ℃固化2 h。
2 产品结构特点及技术指标
产品为直径约900 mm，高度约250 mm双侧带法兰的筒状结构，等壁厚5 mm，筒体柱段从一侧圆形截面到另一侧多边形截面渐变，双侧法兰形成安装面，具有安装接口。筒体柱段与两侧法兰安装面过渡拐角处有多个“凸起”及“凹陷”特征，型面不规则。其结构示意图见图1。
支架主要技术指标为：
（1）双侧法兰为安装面，平面度要求≤0.1 mm，平行度要求≤0.1 mm；
（2）产品外表面为装配面，型面尺寸要求较高，要求平整光滑；
（3）产品成型质量满足GJB2895—1997 A 级要求。
3 工艺设计
3.1 制造工艺难点
（1）支架壁厚，铺层多且构型复杂，如何保证铺层密实是难点；
（2）支架尺寸大、含双侧法兰，模具多向加压方案复杂、筒体型面整体感压到位困难，控制精度要求高；
（3）筒体柱段与两侧法兰安装面拐角处“凸起”“凹陷”特征，容易加压不到位致使层间气体无法排出，产生“憋气”，导致产品产生疏松甚至分层等缺陷。
3.2 工艺方案
根据支架结构特点、指标要求及工艺难点，选用阴模-真空袋-热压罐成型工艺系统技术。支架成型工艺流程见图2。
设计组合式金属阴模，模具表面喷涂脱模剂，铺层时设计合理的纤维断开方式，对接缝错位铺叠，逐层阶梯过渡，铺层过程需设置多次预压；铺层完成后在支架两侧法兰面额外铺覆工艺层。最后封真空袋抽真空，热压罐加压固化。固化脱模后，机加支架的上下法兰安装面工艺层，保证平面度与平行度指标，然后机加安装接口。
3.2.1 模具设计
根据支架外表面型面精度高指标要求，设计阴模，使支架外表面为贴模面。综合考虑加工、操作性、成本等因素，选用铝合金材质。
考虑到支架为两侧带法兰的筒状结构，为保证产品成型后可顺利脱模，设计可拆卸的分块组合模具：将模具分为四块，装配一体后形成产品成型面，且成型面采用组合加工方式保证尺寸精度要求。分块模具之间用定位销定位，用以保证模具复装时型面的精度。模具示意图见图3。
由于支架尺寸较大，固化温度165 ℃，与常温温差较大，为更好地保证产品尺寸，模具设计需要考虑热膨胀补偿。按照铝合金材料热线膨胀系数23.6×10-6K-1，模具的热线膨胀率计算公式如下：
α=23.6×10-6×△T
式中，α是热线膨胀率，△T是固化温度与室温之差。
铝合金模具设计时需要根据此系数将模具模型进行缩放，缩放系数为（1-α），即0.996 7，修正后的模型作为模具加工的基准模型。
3.2.2 铺层工艺设计
预浸料铺层角度为［0°/±45°/90°］5s。铺层时以支架柱段高度方向为纤维铺覆的0°方向，其他铺层角度以0°方向为基准。铺层时要求纤维从支架柱段到法兰保持连续，不允许断开，用以保证产品的力学性能。
另外，由于产品是筒状结构，且为阴模成型，加热时模具会发生热膨胀，使铺层有脱离模具悬空欠压的趋势，同时固化加压时产品90°方向（即支架柱段周向）的连续纤维铺层受拉而强力抵抗外压，容易导致铺层与模具无法压紧的情况。因此，综合权衡铺层对设计性能和工艺方法的影响，将90°周向铺层一分为二，同一90°层对接且各90°层对拼缝错开，纤维对接而不搭接，层间断点错开且每层断点呈阶梯状排列，避免应力集中。
产品上下表面平面度要求较高，且产品厚度及尺寸较大，仅仅依靠模具及成型外压无法直接满足平面度等指标要求，因此铺层时在上下法兰表面铺覆工艺层，固化后通过机加方式，保证平面度、平行度要求，同时保证产品的力学性能。
由于产品厚度大，铺覆层数较多，为保证纤维层间紧实，铺层时每10层进行一次预压。
3.2.3 成型压力制度设计
复合材料产品固化时的压力大小、加压方式、加压温度以及加压时机等压力制度，对产品的固化质量有决定性影响。
产品铺层完成后进行封装、抽真空加压，然后进热压罐升温固化。由于产品是阴模成型，加热时模具会发生热膨胀，在产品达到固化温度前，模具已经发生一定的膨胀。同时产品壁厚大，相比小厚度的铺层，纤维自身伸展能力较差，成型过程中仅仅依靠真空袋的压力无法使产品与模具很好地贴合，必须增加合适的外压。
同时由于产品形状不规则，筒体与两侧法兰连接处的拐角存在很多“凹凸”，固化过程中排气困难，局部容易“憋气”，而且不规则的产品型面对应模具设计时难以设置透气通道，加剧了缺陷风险。为解决这一难题，采用了梯度循环加压法，即在模具温度达到80 ℃、树脂可流动状态时，对产品施加由小到大、由大到小的循环外压，最大压力0.3 MPa，循环两次，这样可以使产品局部铺层裹挟气体更容易随着树脂的流动而排出，从而避免持续高压使产品拐角“凹凸”处产生“憋气”而导致局部表面纤维未压实、贫胶、分层等缺陷，同时也有助于产品整体与模具贴合紧密，有效地保证产品成型质量。
80 ℃梯度循环加压结束后，模具继续升温，外压也相应增大，待模具温度达到树脂的凝胶温度125 ℃时，产品需加压到最大压力0.7 MPa，保温30 min，使产品铺层充分密实。
最后，保持最大压力0.7 MPa 不变，模具温度升温到165 ℃后，保温2 h固化，产品固化完全。产品固化时的温度-压力曲线示意具体见图4。
3.2.4 产品脱模工艺
由于产品为阴模成型，为避免降温时模具收缩，挤压并损伤产品，对产品采用了热脱模工艺，即在100 ℃热脱模。
4 产品性能
4.1 产品成型质量
最终成型的复合材料筒状支架表面光滑、平整、无褶皱，产品拐角处的凹凸特征清晰、尺寸准确，未出现分层等缺陷。经超声无损探伤，产品内部质量良好，符合GJB2895—1997A 质量要求。经采用重量法计算，产品的含胶量满足（31%±2%）要求。产品表观见图5、图6。
4.2 产品成型精度
经检测，成型后的产品各项尺寸精度都满足设计要求。产品厚度偏差不超过理论厚度的±5%。产品上下面的平面度实测结果分别为0.08、0.06 mm，上下表面平行度实测结果为0.08 mm，满足设计指标中上下面的平行度≤0.1 mm 的要求。产品各零件试装后与产品型面贴合良好，满足设计要求。表明该产品的工艺方案适用于该支架的成型，进一步验证了该工艺方案的合理性。
以上结果表明：针对该支架产品采用的模具方案、铺层工艺方案、压力-温度制度等系统技术较为科学、合理，特别是压力-温度制度中梯度循环加压方法，较好地平衡了加压排气与排气流胶之间的矛盾，使得产品成型质量、固化含胶量均满足了产品设计指标。
5 结论
针对航天器用高模量碳纤维复合材料带双侧法兰、复杂筒形支架产品，开展了成型工艺技术研究，针对性制定了合理的模具方案、铺层工艺方案、压力-温度制度等系统工艺，完成了实物研制，很好地保证了产品成型表观及内部质量、尺寸精度等性能指标。主要技术点体现在以下几个方面：
（1）采用分块组合模具阴模成型，通过热膨胀率计算对模具进行尺寸补偿设计，可以有效地保证热固化后产品尺寸及外观质量。
（2）筒形支架90°周向铺层分段、铺层对接缝错位铺叠，阶梯布置，可以有效解决90°纤维铺层伸展受束缚、无法匹配成型过程受热膨胀的金属阴模，从而导致产品成型缺陷的问题。
（3）通过“梯度循环加压法”可以有效解决产品“凹凸”复杂特征在固化过程中容易“憋气”的问题，较好地平衡了加压排气与排气流胶之间的矛盾，使得产品成型质量、固化含胶量等得到有效保证。
