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原文传递一种卫星用大转动惯量轻质复合飞轮及其制备方法

专利名称：	一种卫星用大转动惯量轻质复合飞轮及其制备方法
摘要：	本发明提供一种卫星用大转动惯量轻质复合飞轮及其制备方法，涉及复合材料技术领域。本发明应用于金属与复合材料共固化整体成型复合材料构件，是实现卫星用轻质大转动惯量飞轮制备的关键技术。该复合飞轮包括金属环、碳纤维复合材料蒙皮、碳纤维复合材料加强环和泡沫筋条。成型模具为组合阴、阳模具+金属环限位工装组成，阳模具由钢质分瓣阳模块+硅橡胶软模组成，阴模具由整体凹模+硅橡胶软模块组成。复合飞轮的蒙皮、加强环筋条采用连续纤维预浸料实现预制体制作，再将金属环套在其外侧，利用热压工艺实现了复合飞轮的共固化成型。研制出的复合飞轮不仅满足减小轮体重量和离心力的刚度和强度的要求，还满足大转动惯量平衡稳定要求。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	北京;11
申请人：	航天材料及工艺研究所
发明人：	杨智勇;孙宝岗;杨昆晓;孙荣庆;史汉桥;郭鸿俊;程雷;张艺萌
专利状态：	有效
申请日期：	2019-08-12T00:00:00+0800
发布日期：	2019-11-08T00:00:00+0800
申请号：	CN201910740840.4
公开号：	CN110422344A
代理机构：	中国航天科技专利中心
代理人：	庞静
分类号：	B64G1/28(2006.01);B;B64;B64G;B64G1
申请人地址：	100076 北京市丰台区南大红门路1号
主权项：	1.一种卫星用大转动惯量轻质复合飞轮，其特征在于：包括金属环、碳纤维复合材料蒙皮、碳纤维复合材料加强环和泡沫筋条；碳纤维复合材料加强环呈圆环状，金属环位于整个飞轮的最外侧，碳纤维复合材料蒙皮位于所述加强环与金属环之间，泡沫筋条沿所述加强环的外边缘向外辐射且均匀分布在所述加强环与金属环之间用于增加飞轮的刚度。 2.根据权利要求1所述的飞轮，其特征在于：所述的碳纤维复合材料蒙皮包括一平面、一圆环面、一圆柱面和凸出面；所述的平面与碳纤维复合材料加强环的一端面共面，所述的圆环面与所述的平面非共面，所述的圆柱面与金属环的内侧贴合；所述的凸出面在所述平面内侧，泡沫筋条外侧，贴合包覆在泡沫筋条表面；平面、圆环面、圆柱面和泡沫筋条包覆面为连续纤维制备。 3.根据权利要求2所述的飞轮，其特征在于：所述的圆环面与平面之间的角度为110°-160°。 4.根据权利要求2所述的飞轮，其特征在于：所述的金属环的外圆，蒙皮圆柱面的内圆与碳纤维复合材料加强环的内圆共轴，同轴度0.05mm以内。 5.根据权利要求1所述的飞轮，其特征在于：所述的金属环是殷钢、铍铜合金，或钛合金材质，碳纤维复合材料的增强体选用弹性模量不低于280GPa的碳纤维，树脂基体选用满足空间使用的环氧树脂或氰酸酯树脂，树脂的真空质损≤1％，可凝挥发份≤0.1％；泡沫是密度不低于70kg/m3的聚甲基丙烯酰亚胺PMI或聚酰亚胺PI泡沫，优选密度为110kg/m3的泡沫。 6.一种卫星用大转动惯量轻质复合飞轮制备方法，其特征在于，包括以下步骤： 1)设计成型模具，所述的成型模具为阴模具+阳模具+金属环限位工装组成的组合模具，阳模具由钢质分瓣阳模块+硅橡胶软模块组合而成，阴模具由整体凹模+硅橡胶软模块组合而成； 2)在阳模具、阴模具表面分别进行铺层：阴模具表面预浸料向外沿水平面延展至模具上对应金属环内侧位置，阳模具表面预浸料延伸至模具上对应筋条位置或上表面，再而向下延伸至模具上对应的金属环下端面； 3)根据加强环的结构特点和厚度，设计2-6个随型铺叠块，每个随型铺叠块对应一个预设的铺层位置，按铺层顺序[0/+45/-45/90]ns完成每块铺叠块的铺层，并进热压罐吸胶压实； 4)在阳模具表面在预设的铺层位置按顺序放置随型铺叠块，每放置一次随型铺叠块后需进行铺层操作，当阳模具上对应泡沫筋条位置尺寸满足泡沫芯尺寸要求时放置泡沫芯并进行抽真空压实，之后继续铺层，并按照预设的铺层位置将其余随型铺叠块依顺序完成铺层；在第一次放置随型铺叠块之前、泡沫芯放置之前、泡沫芯放置后铺层期间或者泡沫芯放置后铺层完成放置下一随型铺叠块之前进热压罐吸胶压实； 5)将上述完成铺层的阴模具和阳模具通过中心定位的方式完成上下贴合，得到预制体； 6)将金属环套在5)中预制体外侧并利用金属环限位工装进行限位，采用热压工艺共固化成型； 7)通过机械加工采用多次装夹找正、多次加工的方式控制飞轮内外圆同轴度和质心，得到满足要求的复合飞轮。 7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于：其特征在于：所述的吸胶的温度为60℃～80℃，泡沫芯放置前热压罐内压力为0.3-0.4MPa；泡沫芯材放置后热压罐内压力为0.1-0.2MPa。 8.根据权利要求6所述的方法，其特征在于：步骤6)中固化时，对待固化构件不包覆辅助材料，放入热压罐或热压机，进行加热固化，固化温度为120℃～130℃或170℃～180℃，固化时间为2h～6h；所述的待固化构件包括金属环、预制体以及金属环限位工装。 9.根据权利要求6所述的方法，其特征在于：所述的多次加工为：金属环每去除0.01mm金属料就需检测环尺寸，再次装夹找正加工；复合材料层每去除0.01mm-0.03mm料即检测尺寸，再次装夹找正加工；如此重复进行飞轮加工，以减小环的应力集中和切削变形量。 10.根据权利要求6-9任一项提供的制备方法制成的复合飞轮，能够适用于卫星用且转动惯量不低于0.06kg·m2。
所属类别：	发明专利