[发明专利]一种航天弹体防热结构的制备方法

说明书

本发明涉及一种航天弹体防热结构的制备方法，由防热层本体、高温结构胶粘层、防热涂层组成，防热层与金属舱段通过高温结构胶粘层连接，外部涂有防热涂层。所述的防热层本体为高硅氧‑酚醛复合材料层压板。本发明应用于航天弹体防热结构的制造，具有结构简单、重量轻、工艺成熟、成本低、操作门槛低等优点；经过多次飞行试验验证，产品结构工作正常，防热满足飞行要求。

技术领域

本发明涉及航天材料技术领域，具体的说，是一种航天弹体防热结构的制备方法。

背景技术

火箭弹以高速通过空气时，遇到了苛刻的气动加热。为保证金属舱体不被烧毁，须采用防热材料包覆金属舱体，使金属舱体不暴露在高温空气下，起到隔热的作用。通常选用高硅氧玻纤布和酚醛树脂两种材料。高硅氧布作为高硅氧/酚醛复合材料的增强材料，其纤维织物化学组分中SiO2含量达96％以上。由于组分中SiO₂含量高，因为具有良好的耐热及绝热性能。高硅氧布高温下可熔融成粘度较大的液体有利于抵抗气流的剪切力，提高制品的耐热气流冲刷的性能。酚醛树脂广泛应用于宇航工业，具有良好的力学性能和耐烧蚀性能，尤其是耐瞬时高温性能优异。目前高硅氧-酚醛成分的耐高温防热材料零部件的制造工艺主要是采用预浸布带缠绕工艺。

但布带缠绕需要专门的设备、场地、参数设置和人员培训，成本高，周期长，操作门槛高。一般非成熟专业单位无法通过此方式制造。

基于此，做出本申请案。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种航天弹体防热结构的制备方法。

本发明的目的是通过以下技术方案来实现的：

一种航天弹体防热结构，其包含防热层本体，高温结构胶粘层，防热涂层；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。

一种航天弹体防热结构的制备方法，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。

进一步的，作为优选：

所述的防热层本体为高硅氧-酚醛复合材料，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。

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。

所述的高温结构胶粘层选择流动性较差，容易凝胶不轻易流走的种类。

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，可保证光洁度、也可起到保护作用。

一种航天弹体防热结构的制备方法，其特征在于包括如下步骤：

(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；铺层可对接，可打剪口，在对接缝＞5mm时可用窄布条填充；在铺至理论厚度后增加2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；