本發(fā)明涉及航天材料技術(shù)領(lǐng)域，具體的說，是一種航天彈體防熱結(jié)構(gòu)的制備方法。

背景技術(shù)：

火箭彈以高速通過空氣時，遇到了苛刻的氣動加熱。為保證金屬艙體不被燒毀，須采用防熱材料包覆金屬艙體，使金屬艙體不暴露在高溫空氣下，起到隔熱的作用。通常選用高硅氧玻纖布和酚醛樹脂兩種材料。高硅氧布作為高硅氧/酚醛復(fù)合材料的增強(qiáng)材料，其纖維織物化學(xué)組分中sio2含量達(dá)96％以上。由于組分中sio2含量高，因為具有良好的耐熱及絕熱性能。高硅氧布高溫下可熔融成粘度較大的液體有利于抵抗氣流的剪切力，提高制品的耐熱氣流沖刷的性能。酚醛樹脂廣泛應(yīng)用于宇航工業(yè)，具有良好的力學(xué)性能和耐燒蝕性能，尤其是耐瞬時高溫性能優(yōu)異。目前高硅氧-酚醛成分的耐高溫防熱材料零部件的制造工藝主要是采用預(yù)浸布帶纏繞工藝。

但布帶纏繞需要專門的設(shè)備、場地、參數(shù)設(shè)置和人員培訓(xùn)，成本高，周期長，操作門檻高。一般非成熟專業(yè)單位無法通過此方式制造。

基于此，做出本申請案。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種航天彈體防熱結(jié)構(gòu)的制備方法。

本發(fā)明的目的是通過以下技術(shù)方案來實(shí)現(xiàn)的：

一種航天彈體防熱結(jié)構(gòu)，其包含防熱層本體，高溫結(jié)構(gòu)膠粘層，防熱涂層；通過高溫結(jié)構(gòu)膠粘層將防熱層本體與金屬艙段連接，機(jī)加鉆孔后在防熱層本體外表面噴涂防熱涂層。

一種航天彈體防熱結(jié)構(gòu)的制備方法，首先制造防熱層本體，而后通過高溫結(jié)構(gòu)膠粘層將防熱層本體與金屬艙段連接，機(jī)加鉆孔后在防熱層本體外表面噴涂防熱涂層。

進(jìn)一步的，作為優(yōu)選：

所述的防熱層本體為高硅氧-酚醛復(fù)合材料，在柱狀/錐狀模具上手工鋪貼成型成環(huán)向柱狀/錐狀結(jié)構(gòu)，采用熱壓罐加壓固化，內(nèi)形與金屬艙段配合。其中高硅氧-酚醛復(fù)合材料為編織布，鋪層為±45°和0°/90°交替鋪貼，保證鋪層的對稱與均衡；計算好整發(fā)彈體需要的總長度，直接鋪貼成型，機(jī)加外圓后分切成與艙段長度相匹配的若干部分。

所述的金屬艙段預(yù)先加工成型，材料為2a12鋁、45#鋼、30crmnsia結(jié)構(gòu)鋼中的一種或者幾種，但與防熱結(jié)構(gòu)貫通的孔先不預(yù)加工出來。

所述的高溫結(jié)構(gòu)膠粘層選擇流動性較差，容易凝膠不輕易流走的種類。

所述的防熱涂層分為內(nèi)涂層和外涂層，其中內(nèi)涂層為含有陶瓷粉成分的白色不透明涂層，外涂層為透明清漆，可保證光潔度、也可起到保護(hù)作用。

一種航天彈體防熱結(jié)構(gòu)的制備方法，其特征在于包括如下步驟：

(1)制備防熱層本體：在鋼制開放式陽模的模具上手工鋪設(shè)一定層數(shù)的高硅氧-酚醛編織布預(yù)浸料，第一層鋪放完畢抽真空預(yù)壓實(shí)，之后每4-5層抽真空，保證布層平整緊密的纏在模具上；鋪層可對接，可打剪口，在對接縫＞5mm時可用窄布條填充；在鋪至理論厚度后增加2層鋪層作為機(jī)加余量；之后使用熱壓罐加壓抽真空固化；

(2)車外圓：帶模具對防熱層本體進(jìn)行外圓的車磨，同時以模具邊緣為定位，在模具上將需分段的邊界加工出凹槽；

(3)分切：機(jī)加后，對應(yīng)機(jī)加出的凹槽對防熱層本體進(jìn)行分切，分切成與艙段長度相匹配的若干部分，做好標(biāo)記，與金屬艙段預(yù)裝配，觀察配合間隙是否滿足膠接裝配；

(4)粘接：將防熱層本體和金屬艙段的膠接區(qū)域打磨粗糙，調(diào)制一定數(shù)量的高溫結(jié)構(gòu)膠粘層，分別在防熱層本體和金屬艙段的膠接區(qū)域涂高溫結(jié)構(gòu)膠粘層，放置一段時間等待凝膠，緩慢的將防熱層本體從上方旋轉(zhuǎn)套在金屬艙段外部，注意間隙均勻。在金屬艙段與防熱層本體粘接縫下方使用防護(hù)膠帶封死，使用定位工裝將金屬艙段和防熱層本體固定好，將擠出的高溫結(jié)構(gòu)膠粘層2擦凈，靜置一段時間，在上方補(bǔ)入少量高溫結(jié)構(gòu)膠粘層2，直至目視無縫隙，放入烘箱固化；固化后清理防護(hù)膠帶以及殘膠；

(5)機(jī)加鉆孔：使用數(shù)控設(shè)備進(jìn)行機(jī)加鉆孔，打孔時選擇高轉(zhuǎn)速合金鉆頭，進(jìn)給量低，孔背進(jìn)行支撐，防止孔周圍分層。盡量避免切削液進(jìn)入膠粘區(qū)域。機(jī)加后將艙段(連同防熱結(jié)構(gòu))放入烘箱進(jìn)行干燥，等待噴涂涂層；

(6)噴涂：對孔壁進(jìn)行保護(hù)，對防熱層本體外表面進(jìn)行防熱涂層的噴涂；鑒于涂層的無機(jī)屬性，不能噴涂過厚，否則有開裂風(fēng)險；首先噴涂內(nèi)涂層，分幾次(為1-10次)均勻噴涂，最后一次噴涂后送入烘箱固化。固化后測量外徑是否滿足要求，可打磨或補(bǔ)噴對外徑進(jìn)行微調(diào)。測量合格后噴涂外涂層。完成防熱結(jié)構(gòu)的制作。

在步驟(1)中，所述的高硅氧-酚醛預(yù)浸料固化制度為160℃保溫4h，壓力為1mpa；步驟(4)中所述的高溫結(jié)構(gòu)膠粘層為sy-16結(jié)構(gòu)膠，固化制度為140℃保溫5h；步驟(6)中所述的防熱涂層分為內(nèi)涂層kh-ht-psn和外涂層kh-ht-en203，固化制度為120℃保溫4h。

本發(fā)明的工作原理如下：

在鋼制開放式陽模的模具上手工鋪設(shè)一定層數(shù)的高硅氧-酚醛編織布預(yù)浸料，鋪層方向±45°和0°/90°交替鋪貼，在鋪至理論厚度后增加2層鋪層作為機(jī)加余量；之后使用熱壓罐加壓抽真空固化。加壓的目的是克服固化過程中產(chǎn)生的揮發(fā)份(溶劑、水分、固化物在熱固化中產(chǎn)生的水分和活性甲醛等)在材料中產(chǎn)生的孔隙和增加物料的流動性。完全固化后使用數(shù)控設(shè)備進(jìn)行外圓車磨操作，將外徑車至要求尺寸；脫模，分切成與艙段長度相匹配的若干部分；將每部分與相應(yīng)金屬艙段使用高溫結(jié)構(gòu)膠粘層粘接，使用烘箱進(jìn)行固化；使用數(shù)控設(shè)備將防熱結(jié)構(gòu)與金屬艙段一同鉆孔；鉆孔后對整體零件進(jìn)行防熱涂層的噴涂。

本發(fā)明利用高分子材料的相變吸熱和質(zhì)量交換來達(dá)到防熱目的，并有多重防護(hù)。首先燒蝕防熱涂層，然后燒蝕防熱層本體，防熱層本體在高溫下碳化/熔化吸收大量熱量，阻止熱量傳到彈體內(nèi)部，保證內(nèi)部儀器設(shè)備不受到損壞。

本發(fā)明的有益效果如下：

(1)同布帶纏繞相比，本申請中的手工層鋪方式門檻低、人員掌握熟練、培訓(xùn)容易、無需采購調(diào)試設(shè)備，一般非專業(yè)單位也可進(jìn)行，能夠保證生產(chǎn)周期，也可滿足使用要求。

(2)本申請中在模具上鋪貼之后脫模粘接而不是直接在金屬艙段上鋪貼，能夠保證固化時的壓力不會損壞金屬艙段或使之變形，加工外圓時也不會直接裝卡金屬艙段，防止金屬艙段不必要的損傷和變形。

(3)本申請中將粘接在金屬艙段上的防熱層和金屬艙段一同打孔，能夠保證孔壁無階差，保證裝配精度。

(4)本申請中所采用的防熱涂層與高溫結(jié)構(gòu)膠粘層同樣可以耐高溫，滿足使用要求，對防熱效果有多重保證。

本申請是由高硅氧-酚醛復(fù)合材料制成的防熱層本體，結(jié)構(gòu)簡單，質(zhì)量輕，可滿足強(qiáng)度要求和使用要求，成型方式與布帶纏繞相比，不需采購調(diào)試設(shè)備成本和周期，工藝成熟、門檻低，可批量生產(chǎn)。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的產(chǎn)品形狀示意圖；

圖2為本發(fā)明的防熱結(jié)構(gòu)整體結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3為本發(fā)明中防熱結(jié)構(gòu)的剖面結(jié)構(gòu)示意圖。

圖中標(biāo)號：1.防熱層本體；2.高溫結(jié)構(gòu)膠粘層；3.防熱涂層；4.金屬艙段。

具體實(shí)施方式

以下提供本發(fā)明一種航天彈體防熱結(jié)構(gòu)的制備方法的具體實(shí)施方式。

實(shí)施例1

本實(shí)施例航天彈體防熱結(jié)構(gòu)，結(jié)合圖1，由防熱層本體1、高溫結(jié)構(gòu)膠粘層2、防熱涂層3和金屬艙段4構(gòu)成，防熱層本體1通過高溫結(jié)構(gòu)膠粘層2與金屬艙段4粘接在一起，防熱層本體1外表面噴涂防熱涂層3。

具體到本實(shí)施例中，防熱層本體1層鋪固化成型后，經(jīng)過外圓機(jī)加后分切成段，高溫結(jié)構(gòu)膠粘層2為流動性較差的液體膠粘劑，防熱涂層3分為內(nèi)涂層和外涂層兩部分，金屬艙段4為金屬零件。

結(jié)合圖2，防熱層本體1為環(huán)狀/錐狀薄壁結(jié)構(gòu)，內(nèi)表面為膠接區(qū)域；金屬艙段4外表面為膠接區(qū)域。

上述各部件的具體制造方法如下：

(1)制備防熱層本體1：在鋼制開放式陽模的模具上涂刷美國axel公司的xtend19rss脫模劑，手工鋪設(shè)一定層數(shù)的高硅氧-酚醛編織布預(yù)浸料，鋪層方向為±45°和0°/90°交錯鋪貼，第一層鋪放完畢抽真空預(yù)壓實(shí)，之后每4-5層抽真空，保證布層平整緊密的纏在模具上；鋪層可對接，可打剪口，在對接縫＞5mm時可用窄布條填充；在鋪至理論厚度后增加2層鋪層作為機(jī)加余量；之后使用熱壓罐加壓抽真空固化；固化制度為160℃保溫4h，壓力為1mpa，加壓的目的是克服固化過程中產(chǎn)生的揮發(fā)份(溶劑、水分、固化物在熱固化中產(chǎn)生的水分和活性甲醛等)在材料中產(chǎn)生的孔隙和增加物料的流動性；

(2)車外圓：帶模具對防熱層本體1進(jìn)行外圓的車磨，模具上自帶定位轉(zhuǎn)軸，保證防熱層本體1的圓柱度和內(nèi)外圓的同心度；同時以模具邊緣為定位，在模具上將需分段的邊界加工出凹槽，保證防熱層本體1分切的每段與模具的相對定位；

(3)分切：機(jī)加后，對應(yīng)機(jī)加出的凹槽對防熱層本體1進(jìn)行分切，分切時，制件需固定在雙“v”型夾具上，確保分切面與主軸線垂直，分切工具可使用金剛石鋸線或超薄寶石切割用金剛石鋸片，鋸線直徑或鋸片厚度應(yīng)小于0.7mm。分切成與艙段長度相匹配的若干部分，做好標(biāo)記，與金屬艙段4預(yù)裝配，觀察配合間隙是否滿足膠接裝配；

(4)粘接：將防熱層本體1和金屬艙段4的膠接區(qū)域打磨粗糙，調(diào)制一定數(shù)量的高溫結(jié)構(gòu)膠粘層2，分別在防熱層本體1和金屬艙段4的膠接區(qū)域涂sy-16高溫結(jié)構(gòu)膠粘層2，放置一段時間等待凝膠，緩慢的將防熱層本體1從上方旋轉(zhuǎn)套在金屬艙段4外部，注意間隙均勻。在金屬艙段4與防熱層本體1粘接縫下方使用防護(hù)膠帶封死，使用定位工裝將金屬艙段4和防熱層本體1固定好，將擠出的高溫結(jié)構(gòu)膠粘層2擦凈，靜置一段時間，在上方補(bǔ)入少量高溫結(jié)構(gòu)膠粘層2，直至目視無縫隙，放入烘箱固化。固化制度140℃保溫5h。固化后清理防護(hù)膠帶以及殘膠，使用a掃檢測脫粘率，脫粘面積＜10％為合格產(chǎn)品，等待機(jī)加；

(5)機(jī)加鉆孔：使用數(shù)控設(shè)備進(jìn)行機(jī)加鉆孔，打孔時選擇高轉(zhuǎn)速合金鉆頭，進(jìn)給量低，孔背進(jìn)行支撐，防止孔周圍分層。盡量避免切削液進(jìn)入膠粘區(qū)域。機(jī)加后將艙段(連同防熱結(jié)構(gòu))放入烘箱進(jìn)行干燥，等待噴涂涂層；

(6)噴涂：對孔壁進(jìn)行保護(hù)，對防熱層本體1外表面進(jìn)行防熱涂層3的噴涂；鑒于涂層的無機(jī)屬性，不能噴涂過厚，否則有開裂風(fēng)險。內(nèi)涂層噴涂厚度為200μm，外涂層噴涂厚度為50μm。首先噴涂內(nèi)涂層kh-ht-psn，分幾次均勻噴涂，最后一次噴涂后送入烘箱固化，固化制度為120℃保溫4h。固化后測量外徑是否滿足要求，可打磨或補(bǔ)噴對外徑進(jìn)行微調(diào)。測量合格后噴涂外涂層kh-ht-en203。完成防熱結(jié)構(gòu)的制作。

使用過程中，通過高溫空氣首先對防熱涂層3進(jìn)行燒蝕，涂層燒完后對防熱層本體1進(jìn)行燒蝕；一般防熱涂層可以耐1100℃(百秒級)。防熱層本體1理論厚度4.55mm，可以保證飛行狀態(tài)下彈體內(nèi)部溫度不會影響到設(shè)備和儀器的正常運(yùn)行。

本實(shí)施例中，防熱層本體1采用層鋪方式制造，可有效節(jié)約布帶纏繞機(jī)專業(yè)設(shè)備采購和調(diào)試費(fèi)用，工藝成熟，人員操作簡單，適合非專業(yè)單位生產(chǎn)。

本發(fā)明應(yīng)用于航天彈體防熱結(jié)構(gòu)的制造，具有結(jié)構(gòu)簡單、重量輕、工藝成熟、成本低、操作門檻低等優(yōu)點(diǎn)；經(jīng)過多次飛行試驗驗證，產(chǎn)品結(jié)構(gòu)工作正常，防熱滿足飛行要求。

以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員，在不脫離本發(fā)明構(gòu)思的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和潤飾，這些改進(jìn)和潤飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍內(nèi)。