[发明专利]一种航天弹体防热结构的制备方法

权利要求书

1.一种航天弹体防热结构的制备方法，其特征在于，首先制造防热层本体，而后通过高温结构胶粘层将防热层本体与金属舱段连接，机加钻孔后在防热层本体外表面喷涂防热涂层；

所述的一种航天弹体防热结构的制备方法，包括如下步骤：

（1）制备防热层本体：在钢制开放式阳模的模具上手工铺设一定层数的高硅氧-酚醛编织布预浸料，第一层铺放完毕抽真空预压实，之后每4-5层抽真空，保证布层平整紧密的缠在模具上；铺层对接，打剪口，在对接缝大于5mm时用窄布条填充；在铺至理论厚度后增加层铺层作为机加余量；之后使用热压罐加压抽真空固化；

（2）车外圆：带模具对防热层本体进行外圆的车磨，同时以模具边缘为定位，在模具上将需分段的边界加工出凹槽；

（3）分切：机加后，对应机加出的凹槽对防热层本体进行分切，分切成与舱段长度相匹配的若干部分，做好标记，与金属舱段预装配，观察配合间隙是否满足胶接装配；

（4）粘接：将防热层本体和金属舱段的胶接区域打磨粗糙，调制一定数量的高温结构胶粘层，分别在防热层本体和金属舱段的胶接区域涂高温结构胶粘层，放置一段时间等待凝胶，缓慢的将防热层本体从上方旋转套在金属舱段外部，注意间隙均匀；在金属舱段与防热层本体粘接缝下方使用防护胶带封死，使用定位工装将金属舱段和防热层本体固定好，将挤出的高温结构胶粘层擦净，静置一段时间，在上方补入少量高温结构胶粘层，直至目视无缝隙，放入烘箱固化；固化后清理防护胶带以及残胶；

（5）机加钻孔：使用数控设备进行机加钻孔，打孔时选择高转速合金钻头，进给量低，孔背进行支撑，防止孔周围分层；尽量避免切削液进入胶粘区域；机加后将舱段放入烘箱进行干燥，等待喷涂涂层；

（6）喷涂：对孔壁进行保护，对防热层本体外表面进行防热涂层的喷涂；鉴于涂层的无机属性，不能喷涂过厚，否则有开裂风险；首先喷涂内涂层，分1-10次均匀喷涂，最后一次喷涂后送入烘箱固化；固化后测量外径是否满足要求，打磨或补喷对外径进行微调；测量合格后喷涂外涂层；完成防热结构的制作。

2.如权利要求1所述的一种航天弹体防热结构的制备方法，其特征在于，所述的防热层本体为高硅氧-酚醛复合材料。

3.如权利要求1所述的一种航天弹体防热结构的制备方法，其特征在于，所述的防热层本体在柱状/锥状模具上手工铺贴成型成环向柱状/锥状结构，采用热压罐加压固化，内形与金属舱段配合；其中高硅氧-酚醛复合材料为编织布，铺层为±45°和0°/90°交替铺贴，保证铺层的对称与均衡；计算好整发弹体需要的总长度，直接铺贴成型，机加外圆后分切成与舱段长度相匹配的若干部分。

4.如权利要求1所述的一种航天弹体防热结构的制备方法，其特征在于，所述的金属舱段预先加工成型，材料为2A12铝、45#钢、30CrMnSiA结构钢中的一种或者几种，但与防热结构贯通的孔先不预加工出来。

5.如权利要求1所述的一种航天弹体防热结构的制备方法，其特征在于，所述的防热涂层分为内涂层和外涂层，其中内涂层为含有陶瓷粉成分的白色不透明涂层，外涂层为透明清漆。

6.如权利要求1所述的一种航天弹体防热结构的制备方法，其特征在于，在步骤（1）中，所述的高硅氧-酚醛预浸料固化工艺为160℃保温4h，压力为1MPa。