CN102061372B - 一种石英陶瓷热工装夹具及其制作方法 - Google Patents
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Abstract
一种石英陶瓷热工装夹具及其制作方法。所述的石英陶瓷热工装夹具包括本体和多个插条。在本体的两个长侧边的上表面对称分布有多个插条的插槽；在本体下表面两端边框的内侧有凹槽，在本体上表面两端边框的外侧有凸耳，并且上表面两端边框凸耳与本体下表面两端边框凹槽相配合。多个插条排列本体边框内，两个插条之间的间距为22mm～26mm。插条的两端有安装耳片；插条安装耳片与本体上的插槽过度配合。本发明将配制好的石英陶瓷浆料分别浇注到本体和插条的模具中，经过烘干、烧结和机械加工，得到本体和插条。本发明的使用温度达到1300℃，并具有使用寿命长，反复使用不变形，以及制造成本低的特点。
Description
技术领域
本发明创造涉及一种用于航空机械制造业中的热处理夹具，按国际专利分类表(IPC)划分属于C21D 9/00分类小组的技术领域。
背景技术
目前，航空飞机发动机上的叶片退火、零件消除内应力及零件钎焊等工艺一直采用高温合金来制造专用的热处理夹具进行定位、安装。该类夹具外形都在1000mm左右，使用在真空炉中升温到1100℃的条件，且选用耐高温价格昂贵的高温合金材料，一般为铸造高温合金K3材料，其材料费用为560元/kg。该夹具在高温下存在热变形的问题和热蠕变。因此，该类夹具存在制造成本高、重量大、使用寿命短、最终因变形无法返修而报废等不足。
针对高温合金的热处理夹具的不足，国内目前较成熟的技术为用高纯度石墨替代高温合金来制造大型热处理夹具，石墨具有强度高、抗热性好、抗氧化性强、电阻率低、耐腐蚀等特性，可制作表面有较高要求的热处理夹具，但其存在随着温度的升高抗氧化性降低，而且制造成本也很高，因高纯度石墨一般是进口的，还有其材质较脆，很容易损坏等缺点。
另外，除石墨，陶瓷作为三大工程材料之一，具有耐高温，价格低廉等优点。国内运用陶瓷制作高精度大型件的技术很少，从国内期刊上查询《运用塑压机成形大型件陶瓷产品的研究》(《山东陶瓷》2005年第28卷第3期)和《凝胶铸造一一种大型精密陶瓷件成形新工艺》(《现代科技译从》1997年第3期)等技术文章，目前塑压机成形可制作的大型陶瓷件一般都在600mm以内，对于更大些(如1000mm)成不出，凝胶铸造技术存在内部疏松缺陷等缺点。从资料看，虽现在运用陶瓷新工艺制造大型精密件，但运用领域在航空发动机上的真空炉内的热处理夹具上还没有。
发明内容
为克服现有技术中存在的或者在高温下存在热变形的问题和热蠕变，导致制造成本高、重量大、使用寿命短、最终因变形无法返修而报废；或者制造成本高，材质较脆易损坏的不足，本发明提出了一种石英陶瓷热工装夹具及其制作方法。
本发明包括本体和多个插条。本体是矩形框件，在本体的两个长侧边的上表面对称分布有多个插条的插槽；在本体下表面两端边框的内侧有凹槽，在本体上表面两端边框的外侧有凸耳，并且上表面两端边框凸耳与本体下表面两端边框凹槽相配合。多个插条排列本体边框内，两个插条之间的间距为22mm～26mm。插条的两端有安装耳片；插条安装耳片与本体上的插槽过度配合。
本发明提出的制作石英陶瓷热工装夹具的方法包括以下步骤：
步骤1，制作本体和插条的成型模具；
步骤2，配制石英陶瓷浆料；石英陶瓷浆料是将体积比为80％的石英陶瓷粉和20％的预混液进行球磨而成，球磨时间为20-30h，得到石英陶瓷浆料；预混液是将体积比为5～10％的丙烯酰胺、5～10％的N-亚甲基双丙烯酰胺交联剂与90～80％去离子水混合并充分溶解，配制成浓度为体积比为10％～20％的预混液；
步骤3，制作石英陶瓷坯型；将本体和插条模具分别置于振动平台上，将石英陶瓷浆料装入压力罐内；在石英陶瓷浆料中加入百分比为0.2～2％过硫酸铵溶液引发剂；将添加有过硫酸铵溶液引发剂的石英陶瓷浆料分别浇注到本体和插条的模具中；浇注时边浇注边振动，并且振动平台的振动频率为80Hz，振幅为1mm；浇注完毕再振动10分钟，然后加热到80℃，保温30分钟脱模；坯型自然干燥至水分脱去80％后，置于烘干室内烘干，烘干温度为40℃～120℃；得到本体和插条石英陶瓷坯型；
步骤4，烧结；将制作好的本体坯型和插条坯型分别置于烧结炉内；烧结炉以50℃/小时的速率升温至500℃，保温烧结2h；随炉冷却至20～30℃；得到本体和插条的预制体；
步骤5，机械加工；通过切割、磨削和研磨，对本体和插条的预制体进行精加工，并在本体的边框上加工出插槽、凸耳和凹槽；最终得到本体和插条；
步骤6，装配；将插条两端的安装耳片装入本体边框的插槽内，得到石英陶瓷热工装夹具；相邻的插条之间的间距为22mm；
步骤7，验证石英陶瓷热工装夹具；验证包括理化分析试验和加热试验；理化分析试验是针对石英陶瓷热工装夹具而进行的实验；加热试验是将工件装入石英陶瓷热工装夹具中，一并置于真空炉内，加温至900～1300℃，保温10分钟，随炉冷却至500℃，再加温至900～1300℃，保温10分钟，随炉冷却至500℃；重复该过程多次，完成石英陶瓷热工装夹具的加热试验。
石英陶瓷浆料中石英陶瓷颗粒的粒径为5um。
本发明采用石英陶瓷制作热工装夹具，由于石英陶瓷在1300℃时析晶量达到10％(析晶影响性能)，而后随温度提高迅速增大，至1450℃时到最大约为90％。所以石英陶瓷耐高温性能良好，并且使用温度比现有技术中的高温合金热处理夹具耐温提升200℃，最高使用温度为1300℃。
根据航标要求对石英陶瓷热工装夹具的污染性验证表明，石英陶瓷热工装夹具纯度高，对零件和设备无污染。见图3。
附表为石英陶瓷热工装夹具成分含量理化分析结果
| 元素 | Wt％ | At％ |
| O | 46.33 | 60.25 |
| Si | 53.67 | 39.75 |
经试验验证，石英陶瓷制作的热工装夹具具有使用寿命长，反复使用不变形的特点。而现有技术中的高温合金热处理夹具的使用周期仅为20次。
石英陶瓷材料来源广，价格低廉，制造成本不足现有技术的十分之一。
附图说明
图1是石英陶瓷热工装夹具的结构示意图，其中a是夹具的主视图，b是夹具的俯视图。
图2是石英陶瓷热工装夹具热处理加热曲线。
图3是石英陶瓷夹具成份频谱图。其中，
1.本体2.插条3.叶片
具体实施方式
实施例一
本实施例是一种用于某型飞机发动机叶片的石英陶瓷回火热处理夹具。
如图1所示，本实施例由本体1和插条2组成。本体1是矩形框件，在本体1的两个长侧边的上表面对称分布有10个插条2的插槽；在本体1下表面两端边框的内侧有凹槽，在本体1上表面两端边框的外侧有凸耳，并且上表面两端边框的凸耳与本体1下表面两端边框凹槽相配合，这样可使同样大小的夹具通过该结构可叠放多个，增加进炉量；10个插条2的两端有安装耳片；插条2安装耳片与本体1上的插槽过度配合，两个插条2之间的间距为22mm。该退火夹具的使用方法为把飞机发动机上的叶片的叶身朝下，利用夹具上的两个插条2的槽宽卡住叶片榫部，可以依次摆放许多叶片，摆放完后把夹具和零件放入真空炉中，按工艺要求进行热处理。
本实施例还提出了一种制作石英陶瓷飞机发动机叶片回火热处理夹具的方法，其具体步骤为：
步骤1，制作本体1和插条2的成型模具。该模具为钢制。
步骤2，配制石英陶瓷浆料。石英陶瓷浆料是将体积比为80％的100目的石英陶瓷粉和20％的预混液进行球磨而成，球磨时间为20h，得到石英陶瓷浆料；浆料中石英陶瓷颗粒的粒径为5um。预混液是将体积比为5％的丙烯酰胺、5％的N-亚甲基双丙烯酰胺交联剂与90％去离子水混合并充分溶解，配制成浓度为体积比为10％的预混液。
步骤3，制作石英陶瓷坯型。通过压力浇注制作坯型，将本体1和插条2模具分别置于振动平台上，将石英陶瓷浆料装入压力罐内。在石英陶瓷浆料中加入百分比为0.2％过硫酸铵溶液引发剂；将添加有过硫酸铵溶液引发剂的石英陶瓷浆料分别浇注到本体1和插条2的模具中。浇注时，边浇注边振动，以排除浆料中的气体，并且振动平台的振动频率为80Hz，振幅为1mm；浇注完毕再振动10分钟，然后加热到80℃，保温30分钟脱模；坯型自然干燥至水分脱去80％后，将坯型置于烘室内烘干，烘干温度为40℃；得到本体1和插条2石英陶瓷坯型。
步骤4，烧结。将制作好的本体1和插条2坯型分别置于烧结炉内；烧结炉以50℃/小时的速率升温至500℃，开始保温烧结2h；随炉冷却至20℃；得到本体1和插条2的预制体。
步骤5，机械加工。通过切割、磨削和研磨，对本体1和插条2的预制体进行精加工，并在本体的边框上加工出插槽、凸耳和凹槽；最终得到本体1和插条2。
步骤6，装配。将插条2两端的安装耳片装入本体1边框的插槽内，得到石英陶瓷热工装夹具。相邻的插条之间的间距为22mm。
步骤7，验证石英陶瓷热工装夹具。验证包括理化分析试验和加热试验；理化分析试验是针对石英陶瓷热工装夹具而进行的实验；加热试验是将飞机发动机的叶片3装入石英陶瓷热工装夹具中，一并置于真空炉内，加温至900℃，保温10分钟，随炉冷却至500℃，再加温至900℃，保温10分钟，随炉冷却至500℃；重复该过程10次，完成石英陶瓷热工装夹具的加热试验。
实施例二
本实施例是一种用于某型飞机发动机叶片的石英陶瓷回火热处理夹具。
如图1所示，本实施例由本体1和插条2组成。本体1是矩形框件，在本体1的两个长侧边的上表面对称分布有12个插条2的插槽；在本体1下表面两端边框的内侧有凹槽，在本体1上表面两端边框的外侧有凸耳，并且上表面两端边框的凸耳与本体1下表面两端边框凹槽相配合，这样可使同样大小的夹具通过该结构可叠放多个，增加进炉量；12个插条2的两端有安装耳片；插条2安装耳片与本体1上的插槽过度配合，两个插条2之间的间距为18mm。该退火夹具的使用方法为把飞机发动机上的叶片的叶身朝下，利用夹具上的两个插条2的槽宽卡住叶片榫部，可以依次摆放许多叶片，摆放完后把夹具和零件放入真空炉中，按工艺要求进行热处理。
本实施例还提出了一种制作石英陶瓷飞机发动机叶片回火热处理夹具的方法，其具体步骤为：
步骤1，制作本体1和插条2的成型模具。该模具为钢制。
步骤2，配制石英陶瓷浆料。石英陶瓷浆料是将体积比为80％的100目的石英陶瓷粉和20％的预混液进行球磨而成，球磨时间为22h，得到石英陶瓷浆料；浆料中石英陶瓷颗粒的粒径为5um。预混液是将体积比为6％的丙烯酰胺、6％的N-亚甲基双丙烯酰胺交联剂与88％去离子水混合并充分溶解，配制成浓度为体积比为12％的预混液。
步骤3，制作石英陶瓷坯型。通过压力浇注制作坯型，将本体1和插条2模具分别置于振动平台上，将石英陶瓷浆料装入压力罐内。在石英陶瓷浆料中加入百分比为0.6％过硫酸铵溶液引发剂；将添加有过硫酸铵溶液引发剂的石英陶瓷浆料分别浇注到本体1和插条2的模具中。浇注时，边浇注边振动，以排除浆料中的气体，并且振动平台的振动频率为80Hz，振幅为1mm；浇注完毕再振动10分钟，然后加热到80℃，保温30分钟脱模；坯型自然干燥至水分脱去80％后，将坯型置于烘室内烘干，烘干温度为60℃；得到本体1和插条2石英陶瓷坯型。
步骤4，烧结。将制作好的本体1和插条2坯型分别置于烧结炉内；烧结炉以50℃/小时的速率升温至500℃，开始保温烧结2h；随炉冷却至22℃；得到本体1和插条2的预制体。
步骤5，机械加工。通过切割、磨削和研磨，对本体1和插条2的预制体进行精加工，并在本体的边框上加工出插槽、凸耳和凹槽；最终得到本体1和插条2。
步骤6，装配。将插条2两端的安装耳片装入本体1边框的插槽内，得到石英陶瓷热工装夹具。相邻的插条之间的间距为18mm。
步骤7，验证石英陶瓷热工装夹具。验证包括理化分析试验和加热试验；理化分析试验是针对石英陶瓷热工装夹具而进行的实验；加热试验是将飞机发动机的叶片3装入石英陶瓷热工装夹具中，一并置于真空炉内，加温至1000℃，保温10分钟，随炉冷却至500℃，再加温至1000℃，保温10分钟，随炉冷却至500℃；重复该过程10次，完成石英陶瓷热工装夹具的加热试验。
实施例三
本实施例是一种用于某型飞机发动机叶片的石英陶瓷回火热处理夹具。
如图1所示，本实施例由本体1和插条2组成。本体1是矩形框件，在本体1的两个长侧边的上表面对称分布有14个插条2的插槽；在本体1下表面两端边框的内侧有凹槽，在本体1上表面两端边框的外侧有凸耳，并且上表面两端边框的凸耳与本体1下表面两端边框凹槽相配合，这样可使同样大小的夹具通过该结构可叠放多个，增加进炉量；14个插条2的两端有安装耳片；插条2安装耳片与本体1上的插槽过度配合，两个插条2之间的间距为22mm。该退火夹具的使用方法为把飞机发动机上的叶片的叶身朝下，利用夹具上的两个插条2的槽宽卡住叶片榫部，可以依次摆放许多叶片，摆放完后把夹具和零件放入真空炉中，按工艺要求进行热处理。
本实施例还提出了一种制作石英陶瓷飞机发动机叶片回火热处理夹具的方法，其具体步骤为：
步骤1，制作本体1和插条2的成型模具。该模具为钢制。
步骤2，配制石英陶瓷浆料。石英陶瓷浆料是将体积比为80％的100目的石英陶瓷粉和20％的预混液进行球磨而成，球磨时间为24h，得到石英陶瓷浆料；浆料中石英陶瓷颗粒的粒径为5um。预混液是将体积比为7％的丙烯酰胺、7％的N-亚甲基双丙烯酰胺交联剂与86％去离子水混合并充分溶解，配制成浓度为体积比为14％的预混液。
步骤3，制作石英陶瓷坯型。通过压力浇注制作坯型，将本体1和插条2模具分别置于振动平台上，将石英陶瓷浆料装入压力罐内。在石英陶瓷浆料中加入百分比为1％过硫酸铵溶液引发剂；将添加有过硫酸铵溶液引发剂的石英陶瓷浆料分别浇注到本体1和插条2的模具中。浇注时，边浇注边振动，以排除浆料中的气体，并且振动平台的振动频率为80Hz，振幅为1mm；浇注完毕再振动10分钟，然后加热到80℃，保温30分钟脱模；坯型自然干燥至水分脱去80％后，将坯型置于烘室内烘干，烘干温度为80℃；得到本体1和插条2石英陶瓷坯型。
步骤4，烧结。将制作好的本体1和插条2坯型分别置于烧结炉内；烧结炉以50℃/小时的速率升温至500℃，开始保温烧结2h；随炉冷却至26℃；得到本体1和插条2的预制体。
步骤5，机械加工。通过切割、磨削和研磨，对本体1和插条2的预制体进行精加工，并在本体的边框上加工出插槽、凸耳和凹槽；最终得到本体1和插条2。
步骤6，装配。将插条2两端的安装耳片装入本体1边框的插槽内，得到石英陶瓷热工装夹具。相邻的插条之间的间距为22mm。
步骤7，验证石英陶瓷热工装夹具。验证包括理化分析试验和加热试验；理化分析试验是针对石英陶瓷热工装夹具而进行的实验；加热试验是将飞机发动机的叶片3装入石英陶瓷热工装夹具中，一并置于真空炉内，加温至1100℃，保温10分钟，随炉冷却至500℃，再加温至1100℃，保温10分钟，随炉冷却至500℃；重复该过程10次，完成石英陶瓷热工装夹具的加热试验。
实施例四
本实施例是一种用于某型飞机发动机叶片的石英陶瓷回火热处理夹具。
如图1所示，本实施例由本体1和插条2组成。本体1是矩形框件，在本体1的两个长侧边的上表面对称分布有16个插条2的插槽；在本体1下表面两端边框的内侧有凹槽，在本体1上表面两端边框的外侧有凸耳，并且上表面两端边框的凸耳与本体1下表面两端边框凹槽相配合，这样可使同样大小的夹具通过该结构可叠放多个，增加进炉量；16个插条2的两端有安装耳片；插条2安装耳片与本体1上的插槽过度配合，两个插条2之间的间距为22mm。该退火夹具的使用方法为把飞机发动机上的叶片的叶身朝下，利用夹具上的两个插条2的槽宽卡住叶片榫部，可以依次摆放许多叶片，摆放完后把夹具和零件放入真空炉中，按工艺要求进行热处理。
本实施例还提出了一种制作石英陶瓷飞机发动机叶片回火热处理夹具的方法，其具体步骤为：
步骤1，制作本体1和插条2的成型模具。该模具为钢制。
步骤2，配制石英陶瓷浆料。石英陶瓷浆料是将体积比为80％的100目的石英陶瓷粉和20％的预混液进行球磨而成，球磨时间为26h，得到石英陶瓷浆料；浆料中石英陶瓷颗粒的粒径为5um。预混液是将体积比为8％的丙烯酰胺、8％的N-亚甲基双丙烯酰胺交联剂与84％去离子水混合并充分溶解，配制成浓度为体积比为16％的预混液。
步骤3，制作石英陶瓷坯型。通过压力浇注制作坯型，将本体1和插条2模具分别置于振动平台上，将石英陶瓷浆料装入压力罐内。在石英陶瓷浆料中加入百分比为1.6％过硫酸铵溶液引发剂；将添加有过硫酸铵溶液引发剂的石英陶瓷浆料分别浇注到本体1和插条2的模具中。浇注时，边浇注边振动，以排除浆料中的气体，并且振动平台的振动频率为80Hz，振幅为1mm；浇注完毕再振动10分钟，然后加热到80℃，保温30分钟脱模；坯型自然干燥至水分脱去80％后，将坯型置于烘室内烘干，烘干温度为80℃；得到本体1和插条2石英陶瓷坯型。
步骤4，烧结。将制作好的本体1和插条2坯型分别置于烧结炉内；烧结炉以50℃/小时的速率升温至500℃，开始保温烧结2h；随炉冷却至28℃；得到本体1和插条2的预制体。
步骤5，机械加工。通过切割、磨削和研磨，对本体1和插条2的预制体进行精加工，并在本体的边框上加工出插槽、凸耳和凹槽；最终得到本体1和插条2。
步骤6，装配。将插条2两端的安装耳片装入本体1边框的插槽内，得到石英陶瓷热工装夹具。相邻的插条之间的间距为22mm。
步骤7，验证石英陶瓷热工装夹具。验证包括理化分析试验和加热试验；理化分析试验是针对石英陶瓷热工装夹具而进行的实验；加热试验是将飞机发动机的叶片3装入石英陶瓷热工装夹具中，一并置于真空炉内，加温至1200℃，保温10分钟，随炉冷却至500℃，再加温至1200℃，保温10分钟，随炉冷却至500℃；重复该过程10次，完成石英陶瓷热工装夹具的加热试验。
实施例五
本实施例是一种用于某型飞机发动机叶片的石英陶瓷回火热处理夹具。
如图1所示，本实施例由本体1和插条2组成。本体1是矩形框件，在本体1的两个长侧边的上表面对称分布有16个插条2的插槽；在本体1下表面两端边框的内侧有凹槽，在本体1上表面两端边框的外侧有凸耳，并且上表面两端边框的凸耳与本体1下表面两端边框凹槽相配合，这样可使同样大小的夹具通过该结构可叠放多个，增加进炉量；16个插条2的两端有安装耳片；插条2安装耳片与本体1上的插槽过度配合，两个插条2之间的间距为26mm。该退火夹具的使用方法为把飞机发动机上的叶片的叶身朝下，利用夹具上的两个插条2的槽宽卡住叶片榫部，可以依次摆放许多叶片，摆放完后把夹具和零件放入真空炉中，按工艺要求进行热处理。
本实施例还提出了一种制作石英陶瓷飞机发动机叶片回火热处理夹具的方法，其具体步骤为：
步骤1，制作本体1和插条2的成型模具。该模具为钢制。
步骤2，配制石英陶瓷浆料。石英陶瓷浆料是将体积比为80％的100目的石英陶瓷粉和20％的预混液进行球磨而成，球磨时间为30h，得到石英陶瓷浆料；浆料中石英陶瓷颗粒的粒径为5um。预混液是将体积比为10％的丙烯酰胺、10％的N-亚甲基双丙烯酰胺交联剂与80％去离子水混合并充分溶解，配制成浓度为体积比为20％的预混液。
步骤3，制作石英陶瓷坯型。通过压力浇注制作坯型，将本体1和插条2模具分别置于振动平台上，将石英陶瓷浆料装入压力罐内。在石英陶瓷浆料中加入百分比为2％过硫酸铵溶液引发剂；将添加有过硫酸铵溶液引发剂的石英陶瓷浆料分别浇注到本体1和插条2的模具中。浇注时，边浇注边振动，以排除浆料中的气体，并且振动平台的振动频率为80Hz，振幅为1mm；浇注完毕再振动10分钟，然后加热到80℃，保温30分钟脱模；坯型自然干燥至水分脱去80％后，将坯型置于烘室内烘干，烘干温度为120℃；得到本体1和插条2石英陶瓷坯型。
步骤4，烧结。将制作好的本体1和插条2坯型分别置于烧结炉内；烧结炉以50℃/小时的速率升温至500℃，开始保温烧结2h；随炉冷却至30℃；得到本体1和插条2的预制体。
步骤5，机械加工。通过切割、磨削和研磨，对本体1和插条2的预制体进行精加工，并在本体的边框上加工出插槽、凸耳和凹槽；最终得到本体1和插条2。
步骤6，装配。将插条2两端的安装耳片装入本体1边框的插槽内，得到石英陶瓷热工装夹具。相邻的插条之间的间距为26mm。
步骤7，验证石英陶瓷热工装夹具。验证包括理化分析试验和加热试验；理化分析试验是针对石英陶瓷热工装夹具而进行的实验；加热试验是将飞机发动机的叶片3装入石英陶瓷热工装夹具中，一并置于真空炉内，加温至1300℃，保温10分钟，随炉冷却至500℃，再加温至1300℃，保温10分钟，随炉冷却至500℃；重复该过程10次，完成石英陶瓷热工装夹具的加热试验。
Claims (4)
1.一种用于航空发动机的石英陶瓷热工装夹具，其特征在于，所述的石英陶瓷热工装夹具包括本体(1)和多个插条(2)；本体(1)是矩形框件，在本体(1)的两个长侧边的上表面对称分布有多个插条(2)的插槽；在本体(1)下表面两端边框的内侧有凹槽，在本体(1)上表面两端边框的外侧有凸耳，并且上表面两端边框凸耳与本体(1)下表面两端边框凹槽相配合；多个插条(2)排列本体(1)边框内，两个插条(2)之间的间距为22mm～26mm；插条(2)两端有安装耳片。
2.如权利要求1所述一种用于航空发动机的石英陶瓷热工装夹具，其特征在于，插条(2)的两端有安装耳片；插条(2)安装耳片与本体(1)上的插槽过度配合。
3.一种制作权利要求1所述用于航空发动机的石英陶瓷热工装夹具的方法，其特征在于，制作所述的石英陶瓷热工装夹具的方法包括以下步骤：
步骤1，制作本体(1)和插条(2)的成型模具；
步骤2，配制石英陶瓷浆料；石英陶瓷浆料是将体积比为80％的石英陶瓷粉和20％的预混液进行球磨而成，球磨时间为20-30h，得到石英陶瓷浆料；预混液是将体积比为5～10％的丙烯酰胺、5～10％的N-亚甲基双丙烯酰胺交联剂与90～80％去离子水混合并充分溶解，配制成浓度为体积比为10％～20％的预混液；步骤3，制作石英陶瓷坯型；将本体(1)和插条(2)模具分别置于振动平台上，将石英陶瓷浆料装入压力罐内；在石英陶瓷浆料中加入百分比为0.2～2％过硫酸铵溶液引发剂；将添加有过硫酸铵溶液引发剂的石英陶瓷浆料分别浇注到本体(1)和插条(2)的模具中；浇注时边浇注边振动，并且振动平台的振动频率为80Hz，振幅为1mm；浇注完毕再振动10分钟，然后加热到80℃，保温30分钟脱模；坯型自然干燥至水分脱去80％后，置于烘干室内烘干，烘干温度为40℃～120℃；得到本体(1)和插条(2)石英陶瓷坯型；
步骤4，烧结；将制作好的本体(1)和插条(2)坯型分别置于烧结炉内；烧结炉以50℃/小时的速率升温至500℃，保温烧结2h；随炉冷却至20～30℃；得到本体(1)和插条(2)的预制体；
步骤5，机械加工；通过切割、磨削和研磨，对本体(1)和插条(2)的预制体进行精加工，并在本体的边框上加工出插槽、凸耳和凹槽；最终得到本体(1)和插条(2)；
步骤6，装配；将插条(2)两端的安装耳片装入本体(1)边框的插槽内，得到石英陶瓷热工装夹具；相邻的插条之间的间距为22mm；
步骤7，验证石英陶瓷热工装夹具；验证包括理化分析试验和加热试验；理化分析试验是针对石英陶瓷热工装夹具而进行的实验；加热试验是将工件装入石英陶瓷热工装夹具中，一并置于真空炉内，加温至900～1300℃，保温10分钟，随炉冷却至500℃，再加温至900～1300℃，保温10分钟，随炉冷却至500℃；重复该过程多次，完成石英陶瓷热工装夹具的加热试验。
4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，石英陶瓷浆料中石英陶瓷粉的粒径为5μm。
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