[發明專利]大直徑復合裙加壓固化方法

有效

• 申請號: 201711097527.0
• 申請日: 2017-11-09
• 公開（公告）號: CN107901448B
• 公開（公告）日: 2020-05-22
• 發明（設計）人: 黃澤勇;姬翻翻;李天明
• 申請（專利權）人: 湖北三江航天江北機械工程有限公司
• 主分類號: B29C70/34
• 分類號: B29C70/34;B29C70/54;B29C35/02;B29L31/30
• 代理公司: 武漢開元知識產權代理有限公司 42104
• 代理人: 胡鎮西;李滿

本發明涉及一種大直徑復合裙加壓固化方法，步驟如下：1、按照設計的復合裙鋪層角度、鋪層順序、位置，將裁剪好的預浸料片貼在內芯模外表面，達到預定的鋪層厚度后，增加1～2mm厚度鋪層，得到預成型體；2、將加壓模具側壓板定位與內芯模端部精確裝配并緊固連接；3、將加壓模具蓋板定位與內芯模身段精確裝配并緊固連接；4、側壓板與蓋板搭接處緊固連接；5、將預成型體連同加壓模具、內芯模入爐加溫固化，固化完成后取出；6、卸掉側壓板；7、卸掉蓋板；8、實現預成型體內型面與內芯模的外型面界面分離；9、對預成型體修邊和去毛刺，得到復合裙。該方法制備出的復合裙孔隙率較低、強度較高、粘接性能較好。

技術領域

本發明涉及復合裙成型技術領域，具體涉及一種大直徑(范圍為φ2～4米)復合裙加壓固化方法。

背景技術

連接裙是固體火箭發動機殼體整體延伸，用于實現導彈級間段連接或與其它部位的連接，連接裙需經受軸壓、彎矩、剪切及內壓等多種載荷，受力狀況比較復雜。復合材料由于高強度、高模量、低密度等優異的綜合性能在航空航天的應用范圍越來越廣泛，固體火箭發動機連接裙由金屬連接裙逐漸被復合裙所替代，并且從早期的單一的玻璃纖維復合裙發展到高性能混雜及全碳復合裙。

目前在國內，傳統復合裙成型方法為人工手動進行預浸料貼片，然后通過在預成型體表面纏繞纖維紗加壓固化成型或通過熱壓罐加壓固化成型。預成型體表面纏繞纖維紗加壓固化成型方式，無法避免復合裙固化成型后表面勒痕、凸起、凹坑等缺陷，導致固化后外表面不平整，光潔度降低，孔隙率較大，無法精確控制產品的外形尺寸；熱壓罐加壓成型方式，雖然罐內壓力均勻，成型工藝穩定可靠，但與其它工藝相比，層間應力集中導致的分層缺陷是熱壓罐成型工藝中較容易出現的缺陷形式，然而層間脫粘和開裂是復合材料構件生產中極力避免的問題，除此之外，熱壓罐系統龐大，結構復雜，投資建造一套適用于大直徑復合裙的大型熱壓罐費用很高。

發明內容

本發明的目的在于針對現有技術中存在的問題，提出一種大直徑(范圍為φ2～4米)復合裙加壓固化方法，該方法在傳統高溫固化基礎上，利用專門設計的加壓固化模具對復合裙預成型體沿鋪層堆疊方向均勻施加一定壓力，保證預成型體外型面加壓覆蓋面積大和鋪層界面粘接牢固。采用該方法制備出的復合裙孔隙率較低、強度較高、粘接性能較好以及外型面較光潔；充分考慮到復合裙拐角加壓固化的困難，加壓模具內型面與復合裙預成型體外型面形狀設計一致，二者在拐角處以最大面積較好的貼合，保證拐角位置充分受壓，降低了復合材料連接裙拐角處纖維褶皺、架空、分層等缺陷的出現。

為解決上述技術問題，本發明公開的一種大直徑復合裙加壓固化方法，其特征在于，它包括如下步驟：

步驟1：按照預先設計的復合裙鋪層角度、復合裙鋪層順序和復合裙位置，將裁剪好的預浸料片貼在內芯模外表面，并去除預浸料片的褶皺和氣泡，達到復合裙產品厚度后，考慮到產品加壓固化后鋪層厚度減小，同時為了保證加壓模具與產品充分接觸，防止加壓過大或者加壓不到位，繼續鋪放預浸料使厚度增加1～2mm，得到預成型體；

步驟2：將加壓模具的側壓板定位于內芯模端部精確裝配并緊固連接；

步驟3：將加壓模具的蓋板定位于內芯模身段精確裝配并緊固連接；

步驟4：加壓模具的側壓板與蓋板搭接處緊固連接；

步驟5：將預成型體連同加壓模具和內芯模入爐加溫固化，固化完成后取出；

步驟6：卸掉加壓模具的側壓板，預成型體環面加壓固化完成；

步驟7：卸掉加壓模具的蓋板，預成型體端面加壓固化完成；

步驟8：在軸向螺釘的作用下，脫模塊帶動預成型體一起沿軸向運動，實現預成型體內型面與內芯模的外型面界面分離；

步驟9：對預成型體修邊和去毛刺，得到復合裙。

本發明的有益效果：