CN103523204B - 一种飞行器多层防隔热壳体的制备方法 - Google Patents

一种飞行器多层防隔热壳体的制备方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种飞行器多层防隔热壳体的制备方法，属于复合材料技术领域。该方法包括防隔热层粘接、喷涂底涂胶、模具装配、配制硅橡胶、注胶、硫化、脱模的步骤。该方法制备出的飞行器外壳可以使飞行器舱段内的温度不超过260℃，有效的保护了飞行器的电子控制系统。

Description

一种飞行器多层防隔热壳体的制备方法
技术领域
本发明属于复合材料技术领域，具体涉及一种飞行器多层防隔热壳体的制备方法。
背景技术
飞行器在大气层内进行大范围机动飞行，其工作环境属于较典型的高温、长航时环境，大面积区域温度在1300℃附近。由于飞行时间长，热量传导非常严重，舱段内部的温度高达1000℃，但由于舱段内部分布有电子控制系统，要求温度不能超过260℃。因此，需要一种能够长时间隔热的飞行器壳体。
发明内容
本发明的目的是解决上述问题而提供了一种能够长时间进行隔热的飞行器多层防隔热壳体。
本发明所采用的技术方案是：
一种飞行器多层防隔热壳体的制备方法，包括以下步骤：
（1）用酒精将防热层和气凝胶的表面清洗干净；
（2）在所述防热层和所述气凝胶的粘接面涂抹耐高温无机胶，然后将两者的粘接面对合粘接在一起，保持30min～35min，形成防隔热层；
（3）将底涂胶在所述防隔热层的内表面喷涂一层，间隔10min～15min，再次喷涂一遍，将底涂胶在飞行器壳体的外表面喷涂一层，间隔10min～15min，再次喷涂一遍；
（4）将步骤（3）得到的防隔热层和飞行器壳体与模具装配在一起，所述模具与RT注胶机相连；
（5）将硅橡胶倒入到RT注胶机内，所述RT注胶机保持室温，在0.1MPa压力条件下进行注胶，将所述硅橡胶注入到所述飞行器壳体和所述防隔热层之间的缝隙；
（6）注胶完成以后，将所述模具与所述RT注胶机分离，对所述模具进行密封；
（7）将步骤（6）得到的模具放入烘箱内进行硫化，所述硫化制度为：从室温升温到100℃，在100℃保温2h；从100℃降温到70℃；
（8）硫化完毕后，待所述模具自然冷却至70℃以下时进行脱模，将所述飞行器壳体取出，并打磨飞边和毛刺，得到所述飞行器多层防隔热壳体。
优选地，所述防热层为耐高温的烧蚀树脂基复合材料。
优选地，所述耐高温无机胶为硅酸盐。
进一步地，所述步骤（4）中将所述防隔热层和所述飞行器壳体与模具装配在一起，要求两者之间间隙均匀，前后端面密封。
进一步地，所述步骤（4）中所述模具与所述RT注胶机通过透明软管进行相连。
优选地，所述透明软管的长度为50cm～100cm。
优选地，所述底涂胶的型号为HS5210，所述硅橡胶的型号为HS1213。
进一步地，所述硅橡胶呈黑色，颜色均匀，无异物。
进一步地，所述步骤（7）中，升温速率为30℃/h，降温时随烘箱降温。
优选地，所述飞行器壳体的材料为钛合金。
本发明具有以下优点：
本发明制备出的飞行器壳体，可以长时间进行隔热，使舱段内的温度保持在260℃之内，有效的保护了舱段内的电子控制系统，使整个飞行器保持一个良好的工作状态。
附图说明
图1为本发明实施例1提供的一种飞行器多层防隔热壳体的制备方法的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施方式对本发明作进一步详细的说明。
实施例1
参照图1，本实施例提供了一种飞行器多层防隔热壳体的制备方法，包括以下步骤：
（1）用酒精将烧蚀树脂基复合材料和气凝胶的表面清洗干净；用酒精清洗烧蚀树脂基复合材料和气凝胶的表面，可以保证后面的步骤中防烧蚀树脂基复合材料和气凝胶的粘结。
（2）在烧蚀树脂基复合材料和气凝胶的粘接面涂抹硅酸盐，然后将两者的粘接面对合粘接在一起，保持30min，形成防隔热层1；将低密度隔热用气凝胶粘接在烧蚀树脂基复合材料内表面，形成整体的防隔热一体结构。
（3）将底涂胶在防隔热层1的内表面喷涂一层，间隔12min，再次喷涂一遍，将底涂胶在飞行器壳体2的外表面喷涂一层，间隔15min，再次喷涂一遍，底涂胶的型号为HS5210，飞行器壳体2的材料为钛合金；喷涂底涂胶可以让防隔热层1与飞行器壳体2在后面与模具连接的更加牢固。
（4）将步骤（3）得到的防隔热层1和飞行器壳体2与模具3装配在一起，两者之间间隙均匀，前后端面密封，模具3与RT注胶机4通过透明软管6相连，透明软管6的长度为50cm；用透明软管6连接模具3与RT注胶机4，可以保证硅橡胶5不对透明软管6产生腐蚀。
（5）将硅橡胶5倒入到RT注胶机4内，RT注胶机4保持室温，在0.1MPa压力条件下进行注胶，将硅橡胶5注入到飞行器壳体2和防隔热层1之间的缝隙；硅橡胶5的型号为HS1213，硅橡胶5呈黑色，颜色均匀，无异物；型号为HS1213的硅橡胶5注入到飞行器壳体2和防隔热层1之间的缝隙，后期就会形成多层防隔热层。
（6）注胶完成以后，将模具3与RT注胶机4分离，对模具3进行密封；对模具3进行密封，可以保证后面的硫化步骤顺利进行。
（7）将步骤（6）得到的模具3放入烘箱内进行硫化，硫化制度为：从室温升温到100℃，在100℃保温2h；从100℃降温到70℃，升温速率为30℃/h，降温时随烘箱降温。
（8）硫化完毕后，待模具3自然冷却至70℃以下时进行脱模，将飞行器壳体2取出，并打磨飞边和毛刺，得到飞行器多层防隔热壳体。
实施例2
本实施例提供了一种飞行器多层防隔热壳体的制备方法，包括以下步骤：
（1）用酒精将烧蚀树脂基复合材料和气凝胶的表面清洗干净；将低密度隔热用气凝胶粘接在烧蚀树脂基复合材料内表面，形成整体的防隔热一体结构。
（2）在烧蚀树脂基复合材料和气凝胶的粘接面涂抹硅酸盐，然后将两者的粘接面对合粘接在一起，保持33min，形成防隔热层1；将低密度隔热用气凝胶粘接在烧蚀树脂基复合材料内表面，形成整体的防隔热一体结构。
（3）将底涂胶在防隔热层1的内表面喷涂一层，间隔15min，再次喷涂一遍，将底涂胶在飞行器壳体2的外表面喷涂一层，间隔10min，再次喷涂一遍，底涂胶的型号为HS5210，飞行器壳体2的材料为钛合金；喷涂底涂胶可以让防隔热层1与飞行器壳体2在后面与模具连接的更加牢固。
（4）将步骤（3）得到的防隔热层1和飞行器壳体2与模具3装配在一起，两者之间间隙均匀，前后端面密封，模具3与RT注胶机4通过透明软管6相连，透明软管6的长度为75cm；用透明软管6连接模具3与RT注胶机4，可以保证硅橡胶5不对透明软管6产生腐蚀。
（5）将硅橡胶5倒入到RT注胶机4内，RT注胶机4保持室温，在0.1MPa压力条件下进行注胶，将硅橡胶5注入到飞行器壳体2和防隔热层1之间的缝隙；硅橡胶5的型号为HS1213，硅橡胶5呈黑色，颜色均匀，无异物；型号为HS1213的硅橡胶5注入到飞行器壳体2和防隔热层1之间的缝隙，后期就会形成多层防隔热层。
（6）注胶完成以后，将模具3与RT注胶机4分离，对模具3进行密封；对模具3进行密封，可以保证后面的硫化步骤顺利进行。
（7）将步骤（6）得到的模具3放入烘箱内进行硫化，硫化制度为：从室温升温到100℃，在100℃保温2h；从100℃降温到70℃，升温速率为30℃/h，降温时随烘箱降温。
（8）硫化完毕后，待模具3自然冷却至70℃以下时进行脱模，将飞行器壳体2取出，并打磨飞边和毛刺，得到飞行器多层防隔热壳体。
实施例3
本实施例提供了一种飞行器多层防隔热壳体的制备方法，包括以下步骤：
（1）用酒精将烧蚀树脂基复合材料和气凝胶的表面清洗干净；将低密度隔热用气凝胶粘接在烧蚀树脂基复合材料内表面，形成整体的防隔热一体结构。
（2）在烧蚀树脂基复合材料和气凝胶的粘接面涂抹硅酸盐，然后将两者的粘接面对合粘接在一起，保持35min，形成防隔热层1；将低密度隔热用气凝胶粘接在烧蚀树脂基复合材料内表面，形成整体的防隔热一体结构。
（3）将底涂胶在防隔热层1的内表面喷涂一层，间隔10min，再次喷涂一遍，将底涂胶在飞行器壳体2的外表面喷涂一层，间隔12min，再次喷涂一遍，底涂胶的型号为HS5210，飞行器壳体2的材料为钛合金；喷涂底涂胶可以让防隔热层1与飞行器壳体2在后面与模具连接的更加牢固。
（4）将步骤（3）得到的防隔热层1和飞行器壳体2与模具3装配在一起，两者之间间隙均匀，前后端面密封，模具3与RT注胶机4通过透明软管6相连，透明软管6的长度为75cm；用透明软管6连接模具3与RT注胶机4，可以保证硅橡胶5不对透明软管6产生腐蚀。
（5）将硅橡胶5倒入到RT注胶机4内，RT注胶机4保持室温，在0.1MPa压力条件下进行注胶，将硅橡胶5注入到飞行器壳体2和防隔热层1之间的缝隙；硅橡胶5的型号为HS1213，硅橡胶5呈黑色，颜色均匀，无异物；型号为HS1213的硅橡胶5注入到飞行器壳体2和防隔热层1之间的缝隙，后期就会形成多层防隔热层。
（6）注胶完成以后，将模具3与RT注胶机4分离，对模具3进行密封；对模具3进行密封，可以保证后面的硫化步骤顺利进行。
（7）将步骤（6）得到的模具3放入烘箱内进行硫化，硫化制度为：从室温升温到100℃，在100℃保温2h；从100℃降温到70℃，升温速率为30℃/h，降温时随烘箱降温。
（8）硫化完毕后，待模具3自然冷却至70℃以下时进行脱模，将飞行器壳体2取出，并打磨飞边和毛刺，得到飞行器多层防隔热壳体。
本发明制备出的多层防隔热壳体，可以长时间进行隔热，使舱段内的温度保持在260℃之内，有效的保护了舱段内的电子控制系统，使整个飞行器保持一个良好的工作状态。
最后所应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (6)

1.一种飞行器多层防隔热壳体的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)用酒精将防热层和气凝胶的表面清洗干净；
(2)在所述防热层和所述气凝胶的粘接面涂抹耐高温无机胶，然后将两者的粘接面对合粘接在一起，保持30min～35min，形成防隔热层；
(3)将底涂胶在所述防隔热层的内表面喷涂一层，间隔10min～15min，再次喷涂一遍，将底涂胶在飞行器壳体的外表面喷涂一层，间隔10min～15min，再次喷涂一遍；
(4)将步骤(3)得到的防隔热层和飞行器壳体与模具装配在一起，要求两者之间间隙均匀，前后端面密封；所述模具与RT注胶机相连；
(5)将硅橡胶倒入到RT注胶机内，所述RT注胶机保持室温，在0.1MPa压力条件下进行注胶，将所述硅橡胶注入到所述飞行器壳体和所述防隔热层之间的缝隙；
(6)注胶完成以后，将所述模具与所述RT注胶机分离，对所述模具进行密封；
(7)将步骤(6)得到的模具放入烘箱内进行硫化，所述硫化制度为：从室温升温到100℃，在100℃保温2h；从100℃降温到70℃；步骤(7)中，升温速率为30℃/h，降温时随烘箱降温；所述步骤(4)中所述模具与所述RT注胶机通过透明软管进行相连；
(8)硫化完毕后，待所述模具自然冷却至70℃以下时进行脱模，将所述飞行器壳体取出，并打磨飞边和毛刺，得到所述飞行器多层防隔热壳体；所述防热层为耐高温的烧蚀树脂基复合材料。
2.根据权利要求1所述的飞行器多层防隔热壳体的制备方法，其特征在于，所述耐高温无机胶为硅酸盐。
3.根据权利要求1所述的飞行器多层防隔热壳体的制备方法，其特征在于，所述透明软管的长度为50cm～100cm。
4.根据权利要求1所述的飞行器多层防隔热壳体的制备方法，其特征在于，所述底涂胶的型号为HS5210，所述硅橡胶的型号为HS1213。
5.根据权利要求4所述的飞行器多层防隔热壳体的制备方法，其特征在于，所述硅橡胶呈黑色，颜色均匀，无异物。
6.根据权利要求1所述的飞行器多层防隔热壳体的制备方法，其特征在于，所述飞行器壳体的材料为钛合金。
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