一体化成型纤维缠绕网格承力筒模具设计

2010年第17期·航空制造技术101技术前沿TECHNOLOGYFRONT一体化成型纤维缠绕网格承力筒模具设计上海复合材料科技有限公司刘艳该模具采用了两端带轴的薄壁钢结构，实现了自动一体化缠绕；用压力介质传递法，实现了网格筋条和蒙皮的共固化以及其他多项措施，较好地实现了研制中提出的产品性能要求。但研究发现，由于一次固化成型压力较低，复合材料的纤维体积含量达不到二次固化成型的指标。承力筒是卫星型号产品的重要结构件，传统的卫星承力筒采用蜂窝夹层结构，工艺过程可概括为上下蒙皮单独成型、与蜂窝夹芯结构的共固化，以及法兰和内埋件等的胶接工艺。国内外有研究者采用一次固化的工艺制备蒙皮蜂窝夹层结构，可减少工艺步骤，降低成本。但研究发现，由于一次固化成型压力较低，复合材料的纤维体积含量达不到二次固化成型的指标。而传统的二次固化成型方式存在着制备工艺周期长，步骤多等缺点，而且由于刚度的要求需要采用大量高模量碳纤维，材料成本居高不下，同时大量的胶接形式的连接结构在结构稳定性方面存在缺陷，在发射以及运行过程中容易发生结构损伤造成昀终卫星的失效。为适应卫星型号产品轻质、高强、低成本的发展要求，有必要开发一种具有较高结构稳定性、强承载能力的承力筒。复材公司与509所共同研制的强筋正反交叉形成网格后和外蒙皮以及上下端法兰一起成为一个整体结构（图1）。产品表面平整，纤维之间有均匀一致的张力，能较好地满足产品的功能和力学性能要求，并且有效地提高了产品的可靠性和承载能力。2成形工艺简介（1）整体螺旋缠绕。模具绕自轴线匀速转动，导丝头按特定速度沿IntegratedMouldDesignofFiberWindingMeshCylinder复合材料网格承力筒是一种网格蒙皮结构承力筒，该承力筒纤维一体化缠绕，网格和蒙皮共固化成型。与夹层结构相比，可靠性高，多次承载下不降低结构的承载能力，且自动化的纤维缠绕工艺降低了生产成本。由于网格承力筒有许多夹层结构承力筒不具备的优越性能，所以它是一种具有很大发展潜力的新型结构型式。本文仅对网格承力筒研制过程中的模具设计进行分析和探讨，并设计了专用工装。该模具采用了两端带轴的薄壁钢结构，实现了自动一体化缠绕；用压力介质传递法，实现了网格筋条和蒙皮的共固化以及其他多项措施，较好地实现了研制中提出的产品性能要求。产品和成形工艺简介1产品简介该产品是一种加筋的整体网状结构，上下端带法兰，由60条螺旋加102航空制造技术·2010年第17期技术前沿TECHNOLOGYFRONT在不影响产品性能的前提下，螺旋网格截面形状应考虑模具加工和脱模的需要。为保证模具的安装精度，采取整体加工网格槽的方式，选用合适的机床和成形刀具，我们确定了如图4的截面走向，由两条轨迹控制，链1为螺旋线方程：x=601.85cos(360t)y=11628.7tz=-601.85sin(360t)t∈[0,1]，它控制网格槽的旋转运动轨迹；链2为筒的中心轴线，它控制网格槽的上升运动轨迹，在加工过程中，两条轨迹同时控制，形成网格槽。根据大小片的脱模方向和螺旋槽的环绕特点，可因此确定截面形状。经过与模具外协单位的共同努力，本公司成功地实现了上述参数的设定，完成了模具试制任务。纤维堆积问题的分析和设计如下：由于缠绕时纤维连续通过节点，造成节点处纤维堆叠，每个节点处的材料体积含量均为非节点处的两倍(图5a)。固化后，相对于蒙皮表面会形成一个较大的突起，导致产品表面不平整。所以模具设计时，我们根据以往的经验，确定了一个堆积系数，根据这个堆积系数设计了圆角过渡，增加堆叠处模具空腔容积，根据第一次试模(图5b)，产品还有一些表面不平整。后来修正了堆积系数，并对模具进行了完善(图5c)，再次试模，产品没有明显的突起，满足设定的要求。·缠绕设备对模具重量和精度的要求；·螺旋网格截面形状的确定；·缠绕时纤维连续通过节点而带来的纤维堆积问题；·由于模具热胀而导致的尺寸变动因素；·成形后产品是一个在模具外表面的整体结构，包裹着整副模具，所以必须考虑脱模要求。1模具的结构设计根据产品特点和成形工艺，模具的结构设计充分考虑了上述难点问题，并将它们一一落实到细部结构中。（1）缠绕模具结构（图2）。采用分片式薄壁钢结构，30片网格模均用螺钉和定位销固定在芯模上，形成完整的、连续的螺旋槽网格形状，为配合缠绕机整体缠绕和缠绕角的要求，两端设计了轴和端封头，轴安装至端封头后，两端轴有同轴度要求，以满足缠绕机的精度要求。由于缠绕机的昀大承载为2t，所以在结构设计时，在满足强度和刚度的要求下，尽量采用薄壁结构。因为产品是一个外包在模具上的整体结构，考虑脱模的需要，网格模共分为大小各15片，这样在产品成形后，可以按如图3所示将所有大片网格模取出，余下小片网格模可以直接与产品分离取出。依据加工方法和脱模方向对螺旋网格截面形状进行分析和设计时，芯模轴线方向作往复运动，于是在模具的网格模和端封头上就实现了螺旋缠绕，纤维束均匀布满整个模具表面。（2）热压罐固化成型。模具采用热压罐固化成型工艺，可利用现有装备和标准化工艺流程进行成型。模具的研制资料显示：在复合材料网格结构研制工作中已开发了多种工艺技术，取得了一定的进展，促进了纤维复合材料网格结构在航天主承力部位的应用。主要技术有：（1）直接用纤维复合材料板加工成窄条作为网格筋条，然后粘接于蒙皮制成网格壳体；（2）采用短纤维模压制成网格壳体；（3）采用编织工艺制造连续纤维网格结构。这些研究工作中曾应用的模具方案有硅橡胶模具、石膏模具、铝合金模具等。但是这些工艺技术仍有值得探讨的地方，分别存在网格加强筋与蒙皮整体性较差、筋条强度低、制造成本高、筋条几何尺寸精度低、重复性差等缺点。为尽可能地消除上述模具设计带给产品的缺陷，根据国内现有的技术水平和工艺装备，综合考虑了成本、制造周期、装配过程和对产品性能的影响等因素，我们制定了此次模具设计方向为分片式薄壁钢结构网格模成形。该模具应解决研制过程中的以下技术难点：·应能满足网格加强筋、蒙皮以及两端法兰的整体缠绕成型要求；2010年第17期·航空制造技术103技术前沿TECHNOLOGYFRONT堆叠处模具空腔容积的演变过程如下：假设模具空腔容积为V0(图5a)，根据计算，设计圆角过度后，(图5b)交叠处的空腔体积为Vb=1.6V0；进一步修正圆角后，(图5c)交叠处的空腔体积为Vc=1.7V0。由于空腔体积增大，增加了纤维的容量，由于均压板的作用，固化时纤维能均匀地铺展，形成较好的产品表面平整度。复合材料网格承力筒的成形过程是一个热成形过程，由于碳纤维的热胀系数与一般金属材料的热胀系数之间存在显著的差异，特别是对于大型构件来说，这种误差会达到mm级，所以必须考虑因模具热胀带来的影响，设计模具时，应把这部分尺寸预留出来，以便固化成形后，达到产品要求的尺寸。（2）固化成形模具结构（图6）。两端分别用法兰挡板、垫板、均压板联合作用形成网格承力筒的法兰。均压板整体加工后分为6片，便于安装；均压板在安装时，整个纤维处于松驰状态，所以均压板上的安装螺孔设计成腰圆形，使纤维在不断的紧致过程中到达安装位置要求，形成法兰与蒙皮连结处的圆角过渡。2模具的工作过程模具的工作过程：模具清理→按图2工作状态安装模具→将模具安装至缠绕机→纤维缠绕(按工艺过程操作)→将模具从缠绕机上移下→拆卸两端端封头和轴→整理纤维成形法兰→按图3工作状态安装模具→进热压罐固化→脱模。模具组合后安装至大缠绕机上，由缠绕程序控制进行纤维缠绕，整体缠绕完成后，剪断端封头处的纤维，留下足够翻法兰边的余量。将模具从机床上移下来，放置在专用的支架上，卸下一端的轴和端封头，同时按工艺要求安装均压板、垫板和法兰挡板。达到要求后，翻转模具，按同样方法进行另一端的换装。然后按工艺要求，在蒙皮表面覆盖薄形铝合金板，做真空袋置于热压罐固化。出炉后冷却至室温脱模，先将固定芯模和网格模的螺钉和销钉拆除，由于模具的芯模和网格模都具有一个很小的脱模锥度，所有只要有足够的力源，就能从大端将芯模和网格模分离，芯模抽出后，再根据网格模的大小片状况，先将大片用工装中的脱模加强板和螺钉沿筒的圆心方向全部抽出（图3），余下的小片自然分离取出，得到产品毛坯，模具的整个工作过程完成。结束语通过样品(图7）试制，此副模具成功地解决了模具设计中的技术难点，保证了产品研制的顺利完成；为后续的产品发展提供了可行的操作方法和有力的技术支持，为高性能复合材料网格结构得到进一步广泛的应用夯实了基础。（责编侧卫）图4网格槽截面走向图5堆叠处模具空腔容积的演变