CN105659755B - 航天器再入体复合防热层 - Google Patents
航天器再入体复合防热层Info
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Abstract
本发明公开了一种航天器再入体复合防热层方案，属航天器热防护技术领域。其目的是提供一种能达到应付剧热环境的一种新型复合结构防热层。其技术方案如下：一种航天器再入体复合防热层，其特点为它由隔热层与烧蚀层组成，烧蚀层由纤维增强材料浸渍酚醛树脂缠绕而成。一种复合结构防热层的成型方法，其特点为它包括如下步骤：隔热层成型，成型的隔热层复合一烧蚀层，对成型的复合结构防热层高温加压固化、机械加工成型。其达到了降低防热构件导热系数和导温系数的目的，构件轻质、其性能优异，能满足当前各种航天器再入体提高防热性能要求，适于工业化生产。<pb pnum="1" />
Description
技术领域
本发明涉及一种航天器再入体复合防热层，具体讲是涉及一种处于剧热环境下被保护物不受热烧蚀损伤的隔热防热复合结构防热层，属于航天器热防护技术领域。
背景技术
在航天工程中，大气层外空间以极高的速度飞行航天器，例如导弹、卫星和航天飞机等，当它们重返大气层时将遭遇极其恶劣的热环境，其特点是：高焓、高热流、高驻点压力、高气动剪切。直接应付这些剧热环境的是航天器再入体外层的防热材料。科技人员提出了很多技术手段，用于解决航天器再入体的防热问题。例如，在题为“航天飞机热防护系统综述”(见NZ880833～4，航空628所)文中，评述了纤维增强复合材料隔热层的应用；在题为“某型号导弹弹头防热层缠绕工艺研究”(见HT-001535，HT-001536，航天707所)文中，涉及到采用金属壳体外缠绕玻璃钢的复合结构，解决弹头壳体耐高温、耐烧蚀的问题；在题为“航天飞机轨道器可重复使用表面隔热层的飞行性能”(见HT954961航天707所)文中，讨论了防热系统(TPS)可多次使用的表面隔热层。这些文献虽然都讨论了航天技术领域的热防护问题，以及现有的热防护系统中都是采用了单层防护层应对热烧蚀现象(有的称防护层为隔热层，实际也是单层防护)但在航天器、导弹武器等向小型化、再入机动化方向发展中，由于飞行时间增长、航天体(如弹头)外形受限、防隔热要求更高等防热问题的出现，以往的单层防热构件已不能满足航天器再入体的性能要求。
发明内容
本发明的目的在于解决航天器再入体飞行时间增长、再入体外形受限、防隔热要求更高的防热问题，提供一种能够满足再入体性能要求，具有质轻、良好耐热性能、能够应付剧热环境的一种航天器再入体复合防热层。
本发明的目的是采用下述方案实现的。一种航天器再入体复合防热层，包括有烧蚀层，其特点是：在烧蚀层与被保护的航天器再入体之间增加隔热层
所述的隔热层或为添加低导热功能材料的玻璃钢，其玻璃钢材料的组份包括高强短切玻璃纤维、树脂与空心玻璃微珠混合形成复合热防护层，其成份的重量份数比为：高强短切玻璃纤维25-35％、树脂50-65％、空心玻璃微珠10-20％；所述树脂选用氨酚醛树脂；
所述的隔热层或为由内层和外层两种形式构成，其隔热层内层为用常规方法制备的普通玻璃钢，其外层为绝热材料，绝热材料选用三元乙丙胶片或丁腈胶片中的一种，构成复合热防护层，玻璃钢与绝热材料用胶粘剂对玻璃钢与绝热材料的各层面进行界面处理，胶粘剂选用或为开姆洛克胶粘剂，或为酚醛-缩醛胶粘剂，最佳选用开姆洛克(chemlok)胶粘剂；
所述的烧蚀层采用在所述的隔热层之上，缠绕浸渍酚醛树脂的纤维增强材料，所述纤维增强材料或为高硅氧玻璃布。
本发明还提供了上述航天器再入体复合防热层的成型方法。
所述的隔热层采用添加低导热功能材料的预混料制成玻璃钢的成型方法包括：
①模具准备；
②隔热层备料
将高强短切玻璃纤维纱、树脂与空心玻璃微珠按其成份重量份数比为：高强短切玻璃纤维25-35％、树脂50-65％、空心玻璃微珠10-20％，进行预混料配制，其中树脂采用氨酚醛树脂；
③预混料捏合，将配制预混料置入捏合机内捏合2-5分钟，各组份搅拌均匀；
④预混料撕松，利用撕松机；
⑤预混料烘干，将撕松过的预混料置于烘箱或烘干炉内，加温至80±5℃烘干，，烘干后自然冷却至室温；
⑥隔热层成型，将烘干后的预混料铺设于预制的模具上成型，采用传统的袋压固化方法；
⑦隔热层排气，将袋内真空度抽到小于或等于0.06MPa；
⑧升温同时加压固化，从室温开始升温，升温速度为20-40℃/h，升温到100℃时先将袋内抽真空至≤0.02MPa，然后开始加压，罐内的压力加到最大5公斤，继续升温至165-185℃，保温2小时，产品固化成型；
⑨自然冷却，取出产品；
⑩产品加工磨削，去毛边，产品达到要求的厚度；
所述的隔热层其上的烧蚀层成型方法
将上述的隔热层采用添加低导热功能材料的预混料制成玻璃钢的成型方法成型的隔热层表面复合一烧蚀层，所述烧蚀层的成型方法包括：
①烧蚀层备料，高硅氧玻璃布、钡酚醛树脂备料，对高硅氧玻璃布进行热处理，其热处理温度为180-220℃；
②浸胶，将高硅氧玻璃布带浸胶，其浸渍液为钡酚醛树脂；
③烘干，将预浸过的玻璃布经烘箱烘干，烘干温度为70-110℃；
④裁条，将烘干过的高硅氧玻璃布裁条卷盘；
⑤烧蚀层成型，用布带缠绕机缠至所述隔热层表面，缠绕的线速度为3-10m/min，根据制品母线与中轴线夹角形成的半锥角及制品厚度确定玻璃布带的宽度和缠绕的重叠余量；
⑥烧蚀层排气，将袋内真空度抽到小于或等于0.06MPa；
⑦升温加压固化，在热压罐或液压釜中升温加压固化，温度升至100℃，保温1.5h后，先将袋内抽真空至≤0.02MPa，然后开始加压，加压力5-15kg；其烧蚀层固化成型的温度为155-175℃，升温速度为20-40℃/h；
⑧自然冷却到室温；
⑨加工磨削，去毛边，产品达到要求的厚度；
⑩检验；
⑩成品。
所述的隔热层由内层和外层构成隔热层的成型方法
①模具准备；
②隔热层材料备料，内层材料采用玻璃布/钡酚醛预浸布带，外层材料采用三元乙丙胶片或丁腈胶片；
③缠绕隔热层内层，将玻璃布/钡酚醛预浸布带缠绕在预制模具外；
④铺设隔热层外层，在玻璃钢表面覆着绝热材料，绝热材料采用导热系数低的弹性体材料，选用三元乙丙胶片或丁腈胶片作绝热材料；
⑤内、外层胶粘处理，在玻璃钢与绝热材料之间用胶粘剂进行处理，使其相互粘结为一体；在绝热材料的外表面再涂刷有相同的胶粘剂，该胶粘剂选用或为开姆洛克胶粘剂，或为酚醛-缩醛胶粘剂，最佳选用开姆洛克(Chemlok)胶粘剂；
下面的工艺同前述隔热层采用添加低导热功能材料的预混料制成玻璃钢的成型方法中⑦～⑩，不再赘述。
在所述的由内层和外层构成隔热层上的烧蚀层成型方法工艺同上述的隔热层其上的烧蚀层成型方法，不再赘述。
本发明采用以上技术方案获得的航天器再入体复合防热层及其成型方法，具有如下技术效果：
采用上述方案隔热层采用添加低导热功能材料的预混料制成玻璃钢的成型方法和隔热层其上的烧蚀层成型方法获得的航天器再入体复合防热层，其隔热层采用预混料高温加压固化成型，预混料的制备采用高强短切玻璃纤维、氨酚醛树脂、空心玻璃微珠的组合；烧蚀层采用高硅氧/酚醛预浸胶布带经过布带缠绕成型为玻璃钢材料；隔热层材料与烧蚀层材料为同一类材料，可以与烧蚀层直接成型。其工艺简便，成本降低，能够保证其防热层的耐烧蚀性能，而且降低隔热层的导热系数，防热层综合导热系数降低到了约0.40W/(m·K)，平均比热容则从1.0×103J/(g·K)提高到了1.17×103J/(g·K)，从此可以看出本发明中通过将部分隔热功能层用导热系数很低的低导热功能材料替换，达到了降低防热构件导热系数和导温系数的目的，很好解决了防热构件轻质和综合防隔热性能的统一，满足了当前各型号武器战术性能提高带来的防热要求，适于工业化生产。
采用上述方案隔热层由内层、外层和烧蚀层获得的航天器再入体复合防热层，隔热层采用低导热的弹性体材料，烧蚀层采用高硅氧/酚醛预浸胶布带，此多层防热构件在保持良好的烧蚀性能的同时，材料的隔热性能也有较大提高，其综合导热系数从纯缠绕玻璃钢的约0.58W/(m·K)降低到了约0.35W/(m·K)，平均比热容则从1.0×103J/(g·K)提高到了1.21×103J/(g·K)。
附图说明
图1本发明航天器再入体复合防热层为两层的层状剖面示意图；
图2本发明航天器再入体复合防热层为三层的层状剖面示意图；
图3本发明航天器再入体复合防热层为两层的成型工艺流程图；
图4本发明航天器再入体复合防热层为三层的成型工艺流程图。
具体实施方式
下面结合实施例和附图对本发明一种航天器再入体复合防热层做详细描述。
图1给出了本发明航天器再入体复合防热层为两层的层状剖面示意图，它包括有烧蚀层1，其特点是：在烧蚀层1与被保护的航天器再入体2增加玻璃钢隔热层3。
所述的隔热层3为添加低导热功能材料的玻璃钢，玻璃钢材料的组份包括高强短切玻璃纤维、树脂与空心玻璃微珠混合形成，其成份的重量份数比为：高强短切玻璃纤维25-35％、树脂50-65％、空心玻璃微珠10-20％，所述树脂选用氨酚醛树脂；
在所述的隔热层3上缠绕浸渍酚醛树脂的纤维增强材料，作为烧蚀层1；所述纤维增强材料为高硅氧玻璃布。
图2给出了本发明航天器再入体复合防热层为三层的层状剖面示意图，它包括有烧蚀层1，其特点是：
所述的隔热层由采用玻璃钢内层4和绝热材料外层5构成，隔热层选用耐烧蚀性能好、工艺上能与烧蚀层2共同固化、导热系数低的材料，其隔热层的玻璃钢内层4为用常规方法制备的普通玻璃钢，其绝热材料外层5的绝热材料选用三元乙丙胶片或丁腈胶片中的一种；由于玻璃钢与绝热材料属两类不同性质的材料，不会自然粘结，因此需要用胶粘剂对玻璃钢与绝热材料的各层面进行界面处理，该胶粘剂选用或为开姆洛克胶粘剂，或为酚醛-缩醛胶粘剂，最佳选用开姆洛克(chemlok)胶粘剂；
在所述的绝热材料外层5上缠绕的烧蚀层1同前，不再赘述。
下面给出四个具体实施例。
实施例一
本实施例的航天器再入体复合防热层包括有烧蚀层1和在烧蚀层1增加的隔热层3，所述的隔热层3采用加有空心玻璃微珠的新型玻璃钢材料，所述的烧蚀层1采用酚醛树脂处理的高硅氧布。
图3给出了本发明航天器再入体复合防热层为两层的成型工艺流程，工艺如下：
所述的隔热层3采用添加低导热功能材料的预混料制成玻璃钢的成型方法
①模具准备，预制与航天器再入体形状吻合的模具；
②隔热层备料
将高强短切玻璃纤维纱、树脂与空心玻璃微珠按其成份重量份数比为：高强短切玻璃纤维纱28％、树脂58％、空心玻璃微珠14％，其中树脂采用氨酚醛树脂；
③预混料捏合，将预混料置入捏合机内捏合2分钟，各组份搅拌均匀；
④预混料撕松，放入撕松机，撕松到无结团；
⑤预混料烘干，将撕松过的预混料置于烘箱或烘干炉中内，加温至80±5℃烘干，自然冷却至室温；
⑥隔热层成型，将烘干后的预混料铺设于预制的模具上成型，其厚度依据产品需要而定，采用传统的热压罐固化成型方法；
⑦隔热层排气，袋套真空度抽到小于或等于0.06MPa；
⑧升温加压固化，将成型的产品置于热压罐内加压升温，升温到100℃时先将袋内抽真空至≤0.02MPa，然后开始加压，罐内的压力加到最大5公斤，继续升温，最高成型温度185℃，升温速度为20℃/h，保温2小时，产品固化成型；
⑨自然冷却，取出产品；
⑩产品加工磨削，去毛边，产品达到要求的厚度；
所述的隔热层3其上的烧蚀层1成型方法
将本实施例的隔热层3表面复合一烧蚀层1，所述烧蚀层1的成型包括：
①烧蚀层1备料，高硅氧玻璃布、钡酚醛树脂备料，对高硅氧玻璃布进行热处理，其热处理温度为180℃；
②浸胶，将高硅氧玻璃布带浸胶，其浸渍液为钡酚醛树脂；
③烘干，将预浸过的玻璃布经烘箱烘干，烘干温度为70℃；
④裁条卷盘，将烘干过的高硅氧玻璃布裁条，高硅氧玻璃布裁条宽度60mm，将高硅氧玻璃布条卷盘；
⑤烧蚀层1成型，用布带缠绕机缠至所述隔热层3表面，缠绕机的热辊温度设定为110℃，热辊推力为80kg，玻璃布带缠绕的线速度为6m/min，形成烧蚀层1，其烧蚀层厚度根据产品性能及客户要求确定，根据制品母线与中轴线夹角形成的半锥角及制品厚度确定玻璃布带的宽度和缠绕的重叠余量；
⑥烧蚀层1排气，将袋内真空度抽到小于或等于0.06MPa；
⑦升温加压固化，在气压罐或液压釜中高温加压固化，温度升至100℃，加压时机100℃时，保温1.5h后先将袋内抽真空至≤0.02MPa，然后开始加压，加压力5kg；其烧蚀层1固化成型的温度为165℃，升温速度为40℃/h；
⑧自然冷却到室温；
⑨加工磨削，去毛边，产品达到要求的厚度；
⑩检验；
⑩成品，检验合格为成品。
其性能指标为：综合导热系数从纯缠绕玻璃钢的约0.58W/(m·K)降低到了0.40W/(m·K)，平均比热容则从1.0×103J/(g·K)提高到了1.17×103J/(g·K)，
本实施例的复合结构防热层通过将部分隔热功能层用导热系数很低的低导热功能材料替换，达到了降低防热构件导热系数和导温系数的目的，很好解决了防热构件轻质和优异的综合防隔热性能的统一，满足了当前各型号武器战术性能提高带来的防热要求。
本实施例的航天器再入体复合防热层由于隔热层3由加有空心玻璃微珠的新型玻璃钢材料形成，玻璃钢改变传统工艺生产玻璃钢的原材料配方，其中加入了低密度、低导热性能的空心玻璃微珠，其与玻璃纤维及树脂组合，成型为新型玻璃钢材料质，该材质为一体成型，省去了粘结工艺。
实施例二
本实施例的航天器再入体复合防热层，其特征是：所述的烧蚀层1采用酚醛树脂预浸胶布带，其它所有步骤与实施例一相同，仅预混料配方不同而已，所述的复合防热层成型工艺同实施例一。不再赘述。
实施例三
本实施例的航天器再入体复合防热层，其特征是：所述的隔热层3为由内层4和外层5构成，其内层4采用常规方法制备的普通玻璃钢，其外层5为绝热材料，绝热材料选用三元乙丙胶片，所述的烧蚀层1采用实施例一的烧蚀层，用料为酚醛树脂处理的高硅氧布。
图4给出了本发明航天器再入体复合防热层为三层的成型工艺流程，工艺如下：
所述的隔热层的内层4和外层5构成隔热层的成型方法
①模具准备；
②隔热层材料备料，内层4材料采用玻璃布/钡酚醛预浸布带，外层5材料采用三元乙丙胶片；
③缠绕隔热层内层4，将玻璃布/钡酚醛预浸布带缠绕在预制模具外；
④铺设隔热层外层5，在玻璃钢表面覆着绝热材料，绝热材料采用导热系数低的弹性体材料，选用三元乙丙胶片作绝热材料；
⑤内、外层胶粘处理，在玻璃钢与绝热材料之间用胶粘剂进行处理，使其相互粘结为一体；在绝热材料的外表面再涂刷有相同的胶粘剂，该胶粘剂选用或为开姆洛克胶粘剂，或为酚醛-缩醛胶粘剂，最佳选用开姆洛克(Chemlok)胶粘剂；
接续的工艺同前述隔热层采用添加低导热功能材料的预混料制成玻璃钢的成型方法步骤中⑦～⑩，不再赘述。
将实施例三的外层5表面复合一烧蚀层1，所述的烧蚀层1成型方法工艺同实施例一中的隔热层其上的烧蚀层成型方法步骤，不再赘述。
实施例四
根据实施例三的航天器再入体复合防热层，其特征是：所述的隔热层3的外层5的绝热材料选用丁腈胶片，其他同实施例三。
本实施例的航天器再入体复合防热层通过将部分隔热功能层用导热系数很低的低导热功能材料替换，达到了降低防热构件导热系数和导温系数的目的，很好解决了防热构件轻质和优异的综合防隔热性能的统一，满足了当前各型号武器战术性能提高带来的防热要求。
上述四个实施例中叙述了两种加工工艺，其中增强材料选择烧蚀性能优越的高硅氧玻璃布。其规格、性能符合GJB1873-94高硅氧玻璃纤维布规范。
树脂基体选用的酚醛树脂，其规格、性能应符合GJB1331-91烧蚀材料用酚醛树脂规范中相应的规定。
按上述方法成型的复合结构防热制品再用传统套装工艺套在航天器的金属壳体上，作为导弹的防热层，以保护壳体内部的仪器设备。
在施例一中，高强短切玻璃纤维纱、树脂与空心玻璃微珠按其成份重量份数比为：高强短切玻璃纤维纱28％、树脂58％、空心玻璃微珠14％，关于高强短切玻璃纤维纱、树脂与空心玻璃微珠的组份的作用是：高强短切玻璃纤维纱组份高则强度高，其缺点是重量增加(航天器对重量搭载要求苛刻)，树脂组份高烧蚀性能好，而过多影响降低强度，空心玻璃微珠组份高隔热性能好，其缺点是影响制品强度和工艺性能。因此，在选其成份比例时应各项性能兼顾。具体实施例不再多叙。
Claims (1)
1.一种航天器再入体复合防热层，包括有烧蚀层(1)，在烧蚀层(1)与被保护的航天器再入体(2)之间增加隔热层(3)，
其特征是：所述的隔热层(3)为高强短切玻璃纤维、树脂与空心玻璃微珠形成混合层，所述的隔热层(3)的材料成份重量份数比为：高强短切玻璃纤维25-35％、树脂50-65％、空心玻璃微珠10-20％，所述的树脂选用氨酚醛树脂，所述的烧蚀层(1)采用在所述的隔热层(3)之上，缠绕浸渍酚醛树脂的纤维增强材料，所述纤维增强材料为高硅氧玻璃布。
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