碳面板铝蜂窝夹层结构成型中模具材料应用问题研究

周传忠 孙宏杰 于雅琳 王乐辰 刘春立

碳面板铝蜂窝夹层结构成型中模具材料应用问题研究

周传忠1孙宏杰2于雅琳2王乐辰2刘春立2

（1. 海装北京局驻北京地区第一代表室，北京 100076；2. 航天材料及工艺研究所，北京 100076）

蜂窝夹层复合材料航天器平台结构具有高定位精度、高平面度的技术需求，模具对成型质量及精度具有重要作用，尤其是组孔精度的关键影响因素。针对碳纤维复合材料面板铝蜂窝夹层结构，研究了模具材料对夹层结构成型孔精度的影响。结果表明，相同模具材料制备的试样组孔偏差随组孔间距理论值增加；不同模具材料因线膨胀系数不同，制备的蜂窝夹层材料组孔偏差由大到小依次为铝模具、钢模具、碳模具。此外，基于夹层结构固化制度建立了组孔偏差的计算模型，得到的不同模具材料制备组孔最大偏差的理论值接近测量结果，验证了组孔偏差分析模型的正确性及可靠性，为航天飞行器的复合材料夹层结构成型精度控制奠定理论基础。

蜂窝夹层结构；模具材料；组孔间距；线膨胀系数

1 引言

碳纤维增强树脂基复合材料具有高比强度、高比模量、良好力学性能、高尺寸稳定性及可设计性等一系列突出的特点，碳面板铝蜂窝夹层结构由轻质铝蜂窝芯材与上下两个薄且刚度高的碳纤维增强树脂基复合材料面板采用胶黏剂粘接而成，具有突出的比刚度和比强度，平整度高，不容易变形，可实现功能化使用要求[1～6]。因此，碳面板铝蜂窝夹层结构广泛应用于航天飞行器结构，可同时满足结构的高刚度和多功能使用要求，有效减轻了结构重量，增加有效载荷，提高结构效率[7～9]。

平台安装结构采用碳纤维面板铝蜂窝夹层、内埋螺纹镶嵌衬套的结构形式，其结构安装精度及平面度影响航天飞行器姿态控制、动力控制及仪器设备运转效果，在飞行器结构中起到重要作用。平台安装结构采用高温固化系列胶粘剂对上下面板、铝蜂窝夹芯、镶嵌件等组装粘接，通过组装固化模连接螺钉的方式定位衬套螺纹孔的位置，并在热压罐内固化成型。针对平台安装结构的高安装精度及平面度需求，开展模具材料对成型组孔精度影响研究，制备不同组孔间距的试样，通过理论计算与试验结果对比分析，建立模具材料与成型偏差的系统关联，为航天飞行器夹层结构产品的制造精度提升奠定理论基础。

2 实验材料及方法

2.1 试验材料

试验使用原材料包括：MT700碳纤维/603B韧性环氧树脂预浸料体系，0.05mm×4mm×28.8mm规格的无孔六边形铝蜂窝夹芯，航天材料及工艺研究所；SJ-2系列胶黏剂及J-60发泡胶，黑龙江省石油化学研究院。

2.2 成型模具设计

不同组孔间距的夹层结构试样成型模具包括组装固化模及定位螺钉。组装固化模为厚度6mm的平板，材料分别选取2A14铝材、45号钢材和碳纤维增强复合材料，模具平面度≤0.2mm，保证试样平面度，在衬套安装对应位置开孔，用于定位连接；定位螺钉由钉头、导向柱段、螺纹段组成，导向柱段既保证螺钉能顺利拧入，又保证衬套的安装垂直度、定位精度，螺纹段保证仪器安装时螺纹的拧入深度。

2.3 试样成型工艺

将预浸料在室温下裁剪及铺层，按照180℃/4h、压力0.6MPa的固化制度，采用热压罐工艺固化制备500mm×500mm碳面板。将碳面板在衬套预埋位置打孔后，按照图1所示连接方式与铝蜂窝芯材组装，按照170℃/4h、压力0.2MPa的固化制度，采用热压罐工艺固化制备500mm×500mm碳面板铝蜂窝夹层结构试样。

图1 碳面板铝蜂窝夹层结构组装连接示意图

2.4 组孔间距测量方法

试样螺纹孔间距的测量方法为：准备与螺纹规格对应的连接螺钉，其中，连接螺钉由钉帽、柱段及螺纹段组成。将连接螺钉的螺纹段全部拧入试样的螺纹孔，保证螺钉在螺孔内不再大幅晃动。采用垫片将游标卡尺在试样表面垫平，保证测量时游标卡尺与环板表面平行。采用游标卡尺分别测量两相邻螺钉柱段的最远距离及最近距离，将最远距离与最近距离取平均值以消除部分测量误差，平均值作为螺纹孔的间距的圆心孔距。

3 结果与讨论

3.1 组孔间距偏差机理分析

图2 衬套定位随温度变化历程

夹层结构成型工艺设计通过组装固化模及定位螺钉实现螺纹孔定位，即螺纹孔定位由模具保证。一般情况下，组装固化模与碳面板铝蜂窝夹层结构试样的线膨胀系数存在差异。在固化过程中，衬套定位的变化过程如图2所示，具体分为如下步骤：

a. 凝胶点温度前：胶膜粘度低，衬套在夹层结构中无刚性约束，未与碳面板粘贴为一体，衬套位置随螺钉及铝制组装固化模的膨胀而发生移动；

b. 凝胶点温度时：当温度升高至胶膜的凝胶点温度，胶膜粘度急剧增加，固化度急剧增大，衬套、铝蜂窝及碳面板粘接为一体，此时衬套与碳面板的相对位置不再发生变化；

c. 凝胶后升温、保温、降温至凝胶温度：胶膜黏度急剧增加并快速固化，衬套与碳面板、铝蜂窝固化为一体，衬套定位随温度变化线性变化，降温至凝胶点时衬套定位与凝胶点温度衬套定位基本无变化；

d. 凝胶点温度降至室温：衬套与夹层结构固化为一体，衬套位置与夹层结构的收缩量一致；

e. 室温脱模：铝制模具的变形得到释放，自由状态下模具的尺寸合格，自由状态下螺孔的偏移量为凝胶点温度下铝制模具与夹层结构的膨胀量差值。

由于组装固化模与夹层结构试样的线膨胀系数不同，在试样固化过程随温度变化二者线膨胀系数不匹配，造成固化后螺纹孔位与理论位置产生偏差，表现为组孔间距偏差。组孔间距的偏差计算公式为：

其中，Δ1为膨胀系数差异造成的偏差量，0为理论孔间距，为热膨胀系数，为温度。

除此以外，模具开孔的孔径偏差Δ2及螺钉导向柱-模具开孔间隙Δ3也会造成组孔间距偏差，三者共同构成了组孔间距的系统最大偏差Δmax。

3.2 组孔间距实测值及偏差分析

为验证模具材料对螺孔间距的影响，分别选取5A02铝材、45号钢材和碳纤维增强复合材料制作组装固化模制备夹层结构试验件，对夹层结构试验件的孔位测量结果如图3所示，试样组孔实测数值与理论值并不一致，不同模具材料制造的试样组孔间距具有差异性。

图3 试验件不同组孔间距测量数据统计

将试样组孔间距实测值减去理论值作为组孔间距偏差值，统计组孔间距偏差情况，结果见图4。不同模具材料制备的试样组孔间距值呈现较大差异。当组孔间距值≤100mm时，不同模具材料制备的试样组孔间距偏差差异不大，基本在±0.2mm范围内；当组孔间距值＞100mm时，组孔间距偏差值呈现铝模具＞钢模具＞碳模具的规律。在100～350mm范围内，铝模具组孔间距偏差范围为0.3～0.8mm，钢模具组孔间距偏差范围为0.06～0.3mm，碳模具组孔间距偏差范围为-0.11～0.08mm。

图4 不同组孔间距偏差与组孔间距理论值关系曲线

相同模具材料制备试样随组孔间距理论值增加，间距偏差呈现线性增加趋势。将组孔间距理论值与组孔间距实测值采用公式=+线性拟合，得到二者关系如表1所示。铝模具的组孔偏差量约为钢模具的2.6倍，碳模具的5.2倍。

表1 组孔间距理论值与实测值拟合公式列表

表2 231mm×340mm组孔偏差测量值汇总表 mm

分别采用三种材料对应模具，选取231mm×340mm组孔批量制备试样，分析组孔间距偏差的离散性，结果见表2及图4。采用铝模具制备的试样231mm组孔间距超中值约0.38～0.63mm，340mm组孔间距超中值约0.64～0.87mm。采用钢模具制备的试样231mm组孔间距超中值约0.04～0.17mm，340mm组孔间距超中值约0.19～0.32mm。采用碳模具制备的试样231mm组孔间距低于中值约-0.29～-0.11mm，340mm组孔间距超中值约0.04～0.09mm。

图5 不同模具材料231mm×340mm组孔偏差数据柱状图

图6 模具材料对夹层结构组孔间距偏差影响

图5为采用不同模具材料231mm×340mm组孔偏差数据柱状图，整体上看组孔偏差排序为铝模具＞钢模具＞碳模具，其中，碳模具成型的试样231mm组孔间距偏差为负值，即成型间距比理论值偏小。对组孔间距偏差进行离散性分析，结果见图6。钢模具和碳模具的组孔间距标准差低于铝模具，成型质量较为稳定。

3.3 理论计算与试验结果对比分析

由于目前没有针对夹层结构热膨胀系数的标准测试方法，采用商用软件Ansys开展有限元分析，模拟计算试样的热膨胀系数。25～170℃碳纤维面板铝蜂窝结构单元变形量见图7，碳纤维面板铝蜂窝结构单元整体的方向热膨胀系数为5.43×10-6/℃，方向热膨胀系数为8.89×10-6/℃。

图7 夹层结构在热载荷下的位移云图

铝制材料2A14线膨胀系数为24×10-6/℃，钢制材料线热膨胀系数为12×10-6/℃，复合材料线膨胀系数为7×10-6/℃，与夹层结构近似。以231mm×340mm螺纹组孔为例，根据3.1节式（1）及式（2）计算组孔间距偏差，并与实际测量值比较，结果见表3、表4。三种模具材料成型的组孔数据中，理论计算得到的系统性最大偏差也呈现铝模具＞钢模具＞碳模具的趋势，且碳模具成型的试样231mm组孔间距最大偏差也为负值。总体上看，计算得到最大偏差绝对值均略大于偏差实测值，该结果验证了组孔偏差分析模型的正确性及可靠性。

表3 不同模具231mm组孔偏差数据汇总表 mm

表4 不同模具340mm组孔偏差数据汇总表 mm

3.4 模具材料使用性分析

复合材料模具成型试样虽然精度较高，但复合材料工装多次使用后通孔会出现磨损，现有技术难以实现高精度修复，且制造成本非常昂贵，因此，复合材料组装固化模适用于数量少、精度高的蜂窝夹层结构制造，难以适应多发次成型、长时间使用条件下的模具精度保证。

铝制材料及钢制材料模具的成本低廉，制造工艺成熟，但因铝材的延展性高，多次使用后模具开孔及位置精度降低，且因线膨胀系数不匹配产生的间距误差较大，难以满足仪器安装孔的精度要求。相比之下钢制模具的尺寸稳定性高，可耐多发次长时间成型使用，线膨胀系数不匹配产生的间距相对较小，也可根据机理分析中的膨胀量计算公式，开展模具热补偿设计以实现螺纹组孔的高精度成型。

经过三种模具材料的对夹层结构成型组孔精度影响研究，结合材料的使用特性，推荐钢材作为蜂窝夹层结构的成型模具材料。

4 结束语

a.相同模具材料制备的碳面板铝蜂窝夹层结构试样随组孔间距理论值增加，间距偏差呈现线性增加趋势；

b. 碳面板铝蜂窝夹层结构成型后的组孔偏差测量值实际从大到小排序为铝模具、钢模具、碳模具；

c.通过模具材料、组孔间距和温度开展理论计算，可得到膨胀系数差异造成的偏差量Δ1，结合模具开孔的孔径偏差Δ2及螺钉导向柱-模具开孔间隙Δ3的测量结果，可得到组孔间距的系统最大偏差Δmax；

d.计算得到最大偏差绝对值均略大于偏差实测值，该结果验证了组孔偏差分析模型的正确性及可靠性；

e.经过三种模具材料的对碳面板铝蜂窝夹层结构成型组孔精度影响研究，结合材料的使用特性，推荐钢材作为碳面板铝蜂窝夹层夹层结构的成型模具材料。

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Application Problems of Mould Material on The Manufacturing of Honeycomb Sandwich Composites Composed of Carbon Panel and Aluminum Honeycomb Core

Zhou Chuanzhong1Sun Hongjie2Yu Yalin2Wang Lechen2Liu Chunli2

(1. The First Military Representative Office of Beijing Bureau of the Ministry of Naval Equipment, Beijing 10076；2. Aerospace Research Institute of Materials & Processing Technology, Beijing 100076)

The instrument installation platform manufactured by honeycomb sandwich composites in spacecraft needs high technical requirements of position and flatness. The mould material is of great importance to the manufacturing quality and accuracy, especially to the manufacturing accuracy of the threaded hole distance. The influences of mold materials on the manufacturing accuracy of the threaded hole distance in the honeycomb sandwich structure were investigated in this study, which was composed of carbon fiber reinforced composite panel and aluminum honeycomb core. The result reveals that the deviation linearly increases with the increase of the threaded hole distance in the specimens manufactured using the same mold materials. The difference between coefficients of thermal expansion of mould materials accounts for the deviation difference of the threaded hole distances in the specimens, which has a descending order of aluminum, steel and composite. Besides, the calculation model for the threaded hole distance deviation is established considering the cure cycle of the honeycomb sandwich structure. The calculation value is consistent with the measurement value, which proves the validity and reliability of the theoretical model. This study has built the theoretical basis for the manufacturing accuracy control of the honeycomb sandwich structure in spacecraft.

honeycomb sandwich structure；mould material；threaded hole distance；coefficient of thermal expansion

430.35

TB3

周传忠（1973），高级工程师，导弹武器系统工程专业；研究方向：导弹武器的生产制造及质量监督。

2021-02-02