張夏明 朱開鼎 蔣貴剛 蘇慶云 劉海鑫

（1 通信與導航衛(wèi)星總體部，北京 100094）

（2 北京衛(wèi)星制造廠有限公司，北京 100094）

0 引言

某航天器一體化搖臂結(jié)構(gòu)接口復雜，需要滿足三維干涉空間的包絡(luò)需求，且結(jié)構(gòu)質(zhì)量要求苛刻，溫度環(huán)境高低溫交變，使用工況復雜且惡劣，傳統(tǒng)的金屬材料無法同時滿足精度、力學和質(zhì)量的要求。碳纖維增強樹脂基復合材料具有比強度和比模量高、線脹系數(shù)小的優(yōu)點［1-2］，因此采用碳纖維復合材料制造的構(gòu)件具有質(zhì)量輕、剛度強和尺寸穩(wěn)定性好等特點，適合應(yīng)用于對結(jié)構(gòu)質(zhì)量和尺寸控制要求嚴格的航空航天領(lǐng)域部件生產(chǎn)。例如：Vega 火箭的P80FW發(fā)動機和Epsilon 火箭的SRB-A 發(fā)動機均采用碳纖維纏繞復合材料殼體，以及多向編織C/C 喉襯、布帶纏繞C/P－高硅氧/酚醛噴管防熱部件等［3-6］。

該航天器搖臂為中空的腔體結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)的復合材料成型芯模選擇是關(guān)鍵，芯模既要滿足鋪層需要，又要滿足產(chǎn)品在成型過程中對加壓的需要。芯模材料通常有金屬芯模、可溶性芯模、熱脹性芯模以及氣囊芯模等。王紀霞等［7］采用砂芯模纏繞成型工藝，制備的復合材料殼體通過了水壓爆破試驗考核；張芳等［8］從工藝角度研究了水溶性芯模的制備和性能，結(jié)果表明水溶性芯模滿足復雜異型復合材料結(jié)構(gòu)件的各項性能指標要求；曹曉明等［9］研究了復合材料成型過程中硅橡膠的溫度變化對壓力的影響，考察了方管的成型質(zhì)量及其影響因素，以硅橡膠熱膨脹工藝制備了碳纖維復合材料方管；仲曉春等［10］通過對橡膠硫化特性以及熱膨脹橡膠的熱脹特性研究，確定了小口徑、大長細比的復合材料熱膨脹成型工藝流程及參數(shù)。王國勇等［11］通過調(diào)整多個氣囊的內(nèi)壓，對多腔室復雜結(jié)構(gòu)復合材料件進行共固化，驗證了多氣囊整體成型技術(shù)的可行性，制備了和常規(guī)成型工藝相當?shù)膹秃喜牧袭a(chǎn)品；Daniel J.Moster［12］從工藝角度對不同類型的芯模進行了對比，闡述了各種成型芯模的優(yōu)點和缺點，并詳細介紹了氣囊芯模的工藝特點及優(yōu)勢；美國NASA［13］、法國AeroSpatiale空間研究中心［14］、日本航天發(fā)展局［15］均對復合材料殼體結(jié)構(gòu)進行了相關(guān)工藝研究。本文主要介紹全封閉中空異型薄壁復合材料結(jié)構(gòu)成型過程。

1 復合材料搖臂結(jié)構(gòu)設(shè)計

為滿足該搖臂對精度、力學和質(zhì)量的要求，將其設(shè)計為全封閉、非線性、變截面、變壁厚、細長中空的碳纖維復合材料一體化薄壁結(jié)構(gòu)（圖1沿中線的剖面）。

圖1 搖臂結(jié)構(gòu)剖面示意圖Fig.1 Section diagram of rocker arm structure

復合材料一體化搖臂包絡(luò)尺寸為：865 mm×130 mm×90 mm，選用單層厚度為0.1 mm的M40J/環(huán)氧預浸料，該預浸料的力學性能見表1和表2。根據(jù)該碳纖維復合材料基本物理性能，復合材料一體化搖臂兩端法蘭面厚度設(shè)計為4.2 mm，中間法蘭面厚度設(shè)計為2.7 mm，臂桿部分厚度設(shè)計為1.7 mm，以此開展鋪層設(shè)計。為滿足尺寸穩(wěn)定性要求，鋪層設(shè)計應(yīng)采用中面對稱的原則［16-17］。制定的鋪層方案設(shè)計如下：

表1 M40J碳纖維主要性能參數(shù)Tab.1 Main performance parameters of M40J carbon fiber

表2 M40J/環(huán)氧單層板主要性能指標Tab.2 Main performance indexes of M40J/epoxy monolayer

1.7 mm鋪層設(shè)計，［±45/03］［±45/03/±45/03/±45］；

2.7 mm鋪層設(shè)計，［±45/03］3［±45/03/±45/03/±45］；

4.2 mm鋪層設(shè)計，［±45/03］6［±45/03/±45/03/±45］。

復合材料一體化搖臂主要技術(shù)指標為：

（1）接口精度為±0.05 mm；

（2）外表面粗糙度≤1.6 μm，內(nèi)腔平整無尖銳點；

（3）產(chǎn)品成型質(zhì)量滿足GJB2895—1997-B級要求；

（4）產(chǎn)品通過-65～60 ℃的高低溫循環(huán)試驗及鑒定級力學試驗。

2 成型工藝方案設(shè)計

為完成該航天器復合材料一體化搖臂結(jié)構(gòu)的研制，在參照了國內(nèi)外相關(guān)工藝研究的基礎(chǔ)上，制定了詳細的工藝方案。為實現(xiàn)易鋪層、易加壓、易成型、易脫模等關(guān)鍵工藝環(huán)節(jié)，主要從工裝模具設(shè)計和加壓方式設(shè)計進行工藝方案制定。該復合材料一體化搖臂結(jié)構(gòu)復雜，外部接口尺寸精度及外觀要求較高，因此必須采用陰模成型方式。但是單純的成型陰模，進行鋪層時無法滿足該搖臂的全封閉結(jié)構(gòu)，因此必須設(shè)計鋪層陽模。通過對國內(nèi)外相關(guān)成型工藝的對比以及相關(guān)工藝試驗，發(fā)現(xiàn)無論是可溶性芯模、加壓氣囊或者膨脹橡膠單獨使用均無法滿足該產(chǎn)品成型工藝的需求和指標要求，因此采用了可溶性芯模與加壓氣囊相結(jié)合的工藝方案。制定的工藝流程如下：

成型陰模加工→鋪層陽模成型→加壓氣囊制備→預浸料鋪層→合模固化→脫模修整→機加開口→芯模去除→檢驗交付。

該工藝方案的難點在于：

（1）在復合材料產(chǎn)品固化過程中如何實現(xiàn)精準加壓；

（2）復合材料產(chǎn)品完成固化后如何進行鋪層陽模的去除。

3 關(guān)鍵工藝實現(xiàn)

3.1 成型模具設(shè)計

3.1.1 成型陰模結(jié)構(gòu)設(shè)計

成型模具是復合材料固化成型的基準，為復合材料提供外形及精度保證。為了方便裝模和脫模，成型陰模設(shè)計必須考慮模具的分型面設(shè)計，根據(jù)該搖臂的結(jié)構(gòu)特點，將該主體模具分為3 個部分，如圖2所示，分別為上模、下模、側(cè)模。主要的分型面設(shè)計在搖臂產(chǎn)品的側(cè)邊倒角區(qū)域。在使用時首先將產(chǎn)品和鋪層模具一起放在下模上，然后借助導向銷和螺釘依次安裝側(cè)模和上模。

圖2 搖臂成型模具示意圖Fig.2 Diagram of rocker arm forming mold

3.1.2 成型陰模選材及熱處理

模具材料是根據(jù)設(shè)計需求決定的，要考慮工作需求、工藝要求和經(jīng)濟適用性的要求，然后對模具材料做出綜合選擇；當模具與復合材料產(chǎn)品線脹系數(shù)有較大差異時，升溫固化過程中復合材料產(chǎn)品與模具熱膨脹不一致，從而導致復合材料產(chǎn)品幾何尺寸偏差。常用的模具材料的線脹系數(shù)如表3所示［18］。

表3 不同材料的線脹系數(shù)Tab.3 Coefficient of linear expansion of different materials 10-6/K(20～100 ℃)

成型陰模的尺寸精度是由復合材料搖臂的精度轉(zhuǎn)化而來，由于產(chǎn)品空間取向較為復雜，外部接口要求較高，且產(chǎn)品工作環(huán)境溫度惡劣，應(yīng)盡可能減小產(chǎn)品固化及脫模過程中的內(nèi)應(yīng)力，因此模具材料的熱膨脹系數(shù)應(yīng)與復合材料產(chǎn)品的保持一致。模具材料選用超殷鋼，調(diào)質(zhì)處理HRC 28～32，模具表面粗糙度Ra≤0.8，這樣可以保證產(chǎn)品外表面光滑且易脫模。

3.2 鋪層陽模設(shè)計

鋪層陽模是為產(chǎn)品提供鋪層支撐，在其表面完成預浸料鋪放。由于該復合材料搖臂全封閉、非線性、變截面、變壁厚、細長中空的結(jié)構(gòu)特點，該鋪層模具需有一定的剛度，為鋪層提供支撐，又需具有易分解或易破壞的特點，滿足復合材料搖臂在固化完成后進行脫模操作。

為滿足產(chǎn)品鋪層和脫模要求，鋪層工裝需采用可溶性或易破壞的材料。可溶性芯模是通過一定的膠黏劑將無機填料粘結(jié)成具有一定形狀、強度的一類多孔芯模材料，制品在加入相應(yīng)的溶劑后，芯?？梢钥焖俚臐⑸⒚撃＃?9］。為滿足低成本、短周期的復合材料成型要求，本產(chǎn)品芯模采用可溶性材料，借助產(chǎn)品成型模具，在芯模成型過程中同時完成芯模的結(jié)構(gòu)成型。為保證產(chǎn)品尺寸，可溶性芯模在制備過程中需要考慮產(chǎn)品厚度和加壓氣囊的厚度，并做相應(yīng)的避讓。成型后的可溶性芯模如圖3所示。

圖3 可溶性芯模實物圖Fig.3 Physical image of soluble core mold

3.3 加壓方式設(shè)計

復合材料成型需要在一定溫度和壓力下進行，適當?shù)膲毫梢允箻渲诠袒^程中充分流動，同時排出樹脂內(nèi)部的氣泡，形成致密的結(jié)構(gòu)，減少氣泡、分層等內(nèi)部缺陷［20］，保證復合材料產(chǎn)品的成型質(zhì)量，因此在固化成型過程中的加壓極為重要。

航天用復合材料產(chǎn)品通常采用熱壓罐成型固化，熱壓罐具有均勻的溫度場和穩(wěn)定可靠的加壓系統(tǒng)，該成型方法成熟穩(wěn)定，可靠性高，但是該方法對設(shè)備要求嚴格，成本較高，目前很難實現(xiàn)低成本、短周期的生產(chǎn)要求。軟膜膨脹（膨脹橡膠）加壓也是航天用復合材料成型的加壓技術(shù)之一，該方法需要提前灌注膨脹橡膠，并計算膨脹橡膠用量。橡膠膨脹過程曲線與樹脂軟化、凝膠隨溫度的變化曲線很難匹配，導致加壓時機很難與樹脂的固化特性匹配，且膨脹橡膠的壓力很難控制，因此該方法成型的復合材料產(chǎn)品質(zhì)量較難控制，再結(jié)合本產(chǎn)品全封閉、非線性、變截面、變厚度、細長中空的結(jié)構(gòu)特點，采用膨脹橡膠進行加壓，在產(chǎn)品固化完成后，脫模環(huán)節(jié)將會異常困難甚至難以實現(xiàn)。

根據(jù)上述分析，為滿足低成本、短周期的生產(chǎn)要求，采用氣囊加壓的方式，即在鋪層陽模外設(shè)計內(nèi)充壓氣囊，將氣囊的充氣接口設(shè)計在搖臂端部的大開口處，后續(xù)通過機加將該處產(chǎn)品加工掉，可以避免工裝設(shè)計對產(chǎn)品的影響。充氣接口與外部的正壓氣嘴連接，可以方便、有效的進行壓力控制。采用氣囊與外部正壓系統(tǒng)相結(jié)合的加壓設(shè)計，既能滿足鋪層需求，又可在產(chǎn)品固化階段進行加壓時機及壓力大小控制，可以有效保證產(chǎn)品的成型質(zhì)量及尺寸精度。

4 成型質(zhì)量與性能評價

碳纖維復合材料一體化搖臂經(jīng)上述工藝方案成型后，實物如圖4所示。經(jīng)檢測，該復合材料一體化搖臂外表粗糙度、內(nèi)腔平整度及表觀質(zhì)量均滿足技術(shù)指標，壁厚及形位精度滿足設(shè)計要求。超聲無損檢測表明搖臂成型質(zhì)量良好，滿足GJB2895—1997-B 級要求。對搖臂結(jié)構(gòu)開展-65～60℃的高低溫循環(huán)試驗，循環(huán)4 次后，經(jīng)超聲無損檢測，搖臂結(jié)構(gòu)內(nèi)部無分層、裂紋等缺陷產(chǎn)生，滿足設(shè)計要求。該復合材料一體化搖臂順利地通過了鑒定級力學試驗，力學性能滿足設(shè)計要求。

圖4 復合材料搖臂實物圖Fig.4 Actual figure of composite rocker arm

5 結(jié)論

（1）采用可溶性材料作為芯模，可實現(xiàn)全封閉中空細長異型薄壁復合材料易鋪層、易脫模操作。

（2）采用氣囊加壓的方式，可以精準地對復合材料固化過程進行加壓時機和壓力大小控制，保證產(chǎn)品壁厚。

（3）經(jīng)過4 次-65～60 ℃的高低溫循環(huán)試驗，經(jīng)超聲無損檢測，搖臂結(jié)構(gòu)內(nèi)部無分層、裂紋等缺陷產(chǎn)生，滿足設(shè)計要求。

（4）制備的復合材料一體化搖臂順利通過鑒定級力學試驗，力學性能滿足設(shè)計要求。

（5）采用氣囊加壓和可溶性芯模相結(jié)合的工藝方案，擺脫了航天器復合材料主承力構(gòu)件對熱壓罐的依賴，實現(xiàn)了低成本、短周期制備航天器復合材料主承力構(gòu)件的目標。