CN108071897A - 一种防隔热复合材料的制备方法 - Google Patents

一种防隔热复合材料的制备方法 Download PDF

Info

Publication number
CN108071897A
CN108071897A CN201711200928.4A CN201711200928A CN108071897A CN 108071897 A CN108071897 A CN 108071897A CN 201711200928 A CN201711200928 A CN 201711200928A CN 108071897 A CN108071897 A CN 108071897A
Authority
CN
China
Prior art keywords
heat
composite material
insulation composite
preparation
thermal insulation
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201711200928.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108071897B (zh
Inventor
陈娓
冯四伟
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Hubei Sanjiang Aerospace Group Hongyang Electromechanical Co Ltd
Original Assignee
Hubei Sanjiang Aerospace Group Hongyang Electromechanical Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Hubei Sanjiang Aerospace Group Hongyang Electromechanical Co Ltd filed Critical Hubei Sanjiang Aerospace Group Hongyang Electromechanical Co Ltd
Priority to CN201711200928.4A priority Critical patent/CN108071897B/zh
Publication of CN108071897A publication Critical patent/CN108071897A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108071897B publication Critical patent/CN108071897B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16L—PIPES; JOINTS OR FITTINGS FOR PIPES; SUPPORTS FOR PIPES, CABLES OR PROTECTIVE TUBING; MEANS FOR THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16L59/00—Thermal insulation in general
    • F16L59/06—Arrangements using an air layer or vacuum
    • F16L59/065—Arrangements using an air layer or vacuum using vacuum
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B37/00—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding
    • B32B37/12—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding characterised by using adhesives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B38/00—Ancillary operations in connection with laminating processes
    • B32B38/0012—Mechanical treatment, e.g. roughening, deforming, stretching
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B38/00—Ancillary operations in connection with laminating processes
    • B32B38/16—Drying; Softening; Cleaning
    • B32B38/162—Cleaning
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B38/00—Ancillary operations in connection with laminating processes
    • B32B38/0012—Mechanical treatment, e.g. roughening, deforming, stretching
    • B32B2038/002—Sandblasting
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B38/00—Ancillary operations in connection with laminating processes
    • B32B2038/0052—Other operations not otherwise provided for
    • B32B2038/0076—Curing, vulcanising, cross-linking
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2255/00—Coating on the layer surface
    • B32B2255/10—Coating on the layer surface on synthetic resin layer or on natural or synthetic rubber layer
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2255/00—Coating on the layer surface
    • B32B2255/26—Polymeric coating
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2262/00—Composition or structural features of fibres which form a fibrous or filamentary layer or are present as additives
    • B32B2262/10—Inorganic fibres
    • B32B2262/101—Glass fibres
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2264/00—Composition or properties of particles which form a particulate layer or are present as additives
    • B32B2264/10—Inorganic particles
    • B32B2264/101—Glass
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2307/00—Properties of the layers or laminate
    • B32B2307/30—Properties of the layers or laminate having particular thermal properties
    • B32B2307/304—Insulating

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

本发明提供了一种防隔热复合材料的制备方法，包括如下步骤：1)对金属壳体表面进行预处理，所述预处理包括去除氧化层以及提高表面粗糙度；2)对经步骤1)处理后的金属壳体进行表面清洗，在所述金属壳体表面贴胶膜并硫化；3)在经步骤2)处理后的金属壳体表面缠绕内侧隔热层；4)在经步骤3)处理后的金属壳体表面缠绕外侧防热层；5)对所述缠绕内侧隔热层和外侧防热层后的金属壳体进行固化处理，得到防隔热复合材料，所述固化处理包括在真空状态下压力固化。本发明方法将防隔热层一体化成型，简化了工艺，得到了兼顾防热和隔热性能的复合材料。

Description

一种防隔热复合材料的制备方法
技术领域
本发明属于复合材料成型技术领域，尤其涉及一种防隔热复合材料的制备方法。
背景技术
复合结构舱段壳体主要由金属壳体和复合材料层组成。树脂基防热材料在烧蚀过程中带走大量热量，剩余的热量就需要利用高热阻、质量轻的隔热材料来阻滞，从而保证内部结构不致过热。随着产品发展，单一的树脂基防热材料已不能满足产品使用要求，需要防热材料和隔热材料配合使用。
目前复合结构舱段壳体防隔热层主要采用分体成型方案：隔热层在金属壳体上直接缠绕固化成型，机械加工保证外形尺寸；防热层在缠绕芯模上缠绕固化成型脱模后，再与舱体胶接套装成型。防隔热层分体成型，工艺流程相对复杂，生产周期长，且防隔热层分别成型需要不同的工装，生产成本较高。
发明内容
针对现有技术的上述问题，本发明的主要目的在于提供一种防隔热复合材料的制备方法，防隔热一体化成型，简化了工艺，得到了兼顾防热和隔热性能的复合材料。
为了达到上述目的，本发明采用如下技术方案：一种防隔热复合材料的制备方法，包括如下步骤：
1)对金属壳体表面进行预处理，所述预处理包括去除氧化层以及提高表面粗糙度；
2)对经步骤1)处理后的金属壳体进行表面清洗，在所述金属壳体表面贴胶膜并硫化；
3)在经步骤2)处理后的金属壳体表面缠绕内侧隔热层；
4)在经步骤3)处理后的金属壳体表面缠绕外侧防热层；
5)对所述缠绕内侧隔热层和外侧防热层后的金属壳体进行固化处理，得到防隔热复合材料，所述固化处理包括在真空状态下压力固化。
作为进一步的优选，所述步骤5)中，在所述固化处理前，对所述缠绕内侧隔热层和外侧防热层后的金属壳体采用吸胶材料和真空材料包覆处理。
作为进一步的优选，还包括步骤6)：在所述步骤5)得到的防隔热复合材料的表面进行刷胶防护处理。
作为进一步的优选，在进行刷胶防护处理前，去除所述步骤5)的防隔热复合材料表面的吸胶材料和真空材料。
作为进一步的优选，所述步骤6)中，所述刷胶防护处理包括：在所述步骤5)的防隔热复合材料的表面涂刷环氧树脂胶液。
作为进一步的优选，所述步骤1)中，所述预处理包括：采用磨料粒度为20目～60目的石英砂对金属壳体表面进行喷砂处理。
作为进一步的优选，所述步骤2)中，所述贴胶膜并硫化包括：将金属壳体置于70-90℃温度下预热20-50min后，在金属壳体表面粘贴环氧树脂基胶膜，胶膜粘贴完毕后，置于100-120℃温度中硫化10min～20min。
作为进一步的优选，所述步骤3)中，所述内侧隔热层为空心玻璃微珠填充的无碱玻纤网格预浸布，所述预浸布带宽度为140mm-160mm。
作为进一步的优选，所述步骤3)中，所述缠绕为重叠缠绕，所述缠绕后内侧隔热层的厚度为8mm～9mm。
作为进一步的优选，所述步骤4)中，所述外侧防热层为斜切高硅氧玻璃纤维预浸布带，所述预浸布带宽度为60-80mm。
作为进一步的优选，所述步骤4)中，所述缠绕为斜叠缠绕，所述缠绕后外侧防热层的厚度为8mm～9mm。
作为进一步的优选，所述步骤5)中，所述压力固化中压力为1-2Mpa。
本发明的有益效果是：本发明方法包括对金属壳体表面进行预处理，以去除氧化层以及提高表面粗糙度；继而表面清洗后在所述金属壳体表面贴胶膜并硫化，然后缠绕内侧隔热层和外侧防热层；再将上述隔热层和防热层一起固化处理，得到防隔热复合材料。通过上述方法，将防隔热层一体化成型，简化了工艺，得到了兼顾防热和隔热性能的复合材料。
附图说明
图1为本发明实施例方法制备得到的防隔热复合材料的结构示意图。
附图中的标记如下：a-金属壳体、b-胶膜层、c-防隔热层，其中防隔热层c包括内侧隔热层和外侧防热层。
具体实施方式
本发明通过提供一种防隔热复合材料的制备方法，解决了现有技术在金属壳体上成型防隔热层工艺复杂等缺陷。
为了解决上述问题，本发明实施例的主要思路是：
本发明实施例防隔热复合材料的制备方法，包括如下步骤：1)对金属壳体表面进行预处理，所述预处理包括去除氧化层以及提高表面粗糙度；2)对经步骤1)处理后的金属壳体进行表面清洗，在所述金属壳体表面贴胶膜并硫化；3)在经步骤2)处理后的金属壳体表面缠绕内侧隔热层；4)在经步骤3)处理后的金属壳体表面缠绕外侧防热层；5)对所述缠绕内侧隔热层和外侧防热层后的金属壳体进行固化处理，得到防隔热复合材料，所述固化处理包括在真空状态下压力固化。
以下详细描述各步骤：
步骤1)中，对金属壳体表面进行预处理，可以去除金属壳体热处理后的氧化层，提高表面粗糙度，增大树脂胶液与金属壳体的附着力；
步骤2)中，清洗金属壳体表面去除油污，增大胶液与金属壳体的浸润性；因金属壳体与防隔热层热匹配性较差，在金属壳体表面粘贴胶膜，有益于减缓应力作用，防止脱粘；
步骤3)中，隔热层不受气流冲刷作用，采用简单的重叠缠绕方式。在缠绕过程中，因隔热层为净尺寸缠绕，外形不加工，需根据隔热层厚度及固化压缩率精确计算出预浸布带宽度；
步骤4)中，防热层采用斜叠缠绕方式，预浸布缠绕排列方向为顺气流方向，能提高防热层的抗气流剥蚀能力；
步骤5)中，防隔热层缠绕完毕后，对缠绕后的预浸布进行包真空处理，然后对其进行抽真空加1MPa压力固化；
还可包括步骤6)，对固化后的上述防隔热层进行机械加工，车削去除包覆的吸胶材料和真空薄膜，按照工艺要求加工至尺寸后，在外表面涂刷一层环氧树脂胶液，防止被水、油、酸、碱等溶液侵蚀。
本发明实施例提供的树脂基防隔热梯度复合材料一体化成型方法，通过在金属壳体表面喷砂、贴胶膜后直接缠绕防隔热层，选用合适的成型压力共固化，可以缩短产品生产周期并节约成本，同时兼顾防热和隔热性能，形成一种综合性能较好的梯度防隔热材料。
本发明实施例防隔热一体化成型方法相比现有技术分体成型而言，材料整体性能好，不存在界面脱粘情况，能够降低技术风险；成型工艺简化，成本降低；材料性能优异，能够兼顾防热和隔热性能。
为了让本发明之上述和其它目的、特征、和优点能更明显易懂，下文特举数实施例，来说明本发明所述之防隔热复合材料的制备方法。
实施例1
本发明实施例树脂基防隔热梯度复合材料一体化成型方法，具体步骤如下：
(1)采用磨料粒度为60目的石英砂对金属壳体a外表面进行喷砂处理。使用毛刷蘸取酒精清洗金属壳体a表面两遍，每遍清洗完后自然晾干；
(2)将金属壳体a置于80℃烘箱中预热30min后，在金属壳体a外表面粘贴一层环氧树脂基胶膜b，胶膜b允许搭接，搭接部位宽度为10mm，不允许存在缝隙，划破胶膜层b上＞φ5mm的气泡压紧贴实。胶膜b粘贴完毕后，放入110℃烘箱中硫化15min；
(3)采用一定宽度的空心玻璃微珠填充无碱玻纤网格预浸布，重叠缠绕形成内侧隔热层d，其厚度要求为8.5mm，根据隔热层d的厚度及固化压缩率计算预浸布带宽度为150mm；
(4)采用一定宽度的斜切高硅氧玻璃纤维预浸布带，斜叠缠绕形成外侧防热层e，其厚度要求为8.5mm。外侧防热层e留有一定的加工余量，或者在产生褶皱时波谷的厚度能够提供足够的厚度，以便保证外侧防热层外表面加工后无残留吸胶材料。根据上述要求及防热层厚度、固化压缩率计算预浸布带宽度为70mm；
(5)对舱段壳体进行吸胶材料和真空袋包覆处理后，放入热压罐抽真空加1MPa压力共固化；
(6)防隔热层共固化之后，对其外表面进行车削，保证外形尺寸，再在外表面涂刷一层环氧树脂胶液。
通过上述步骤，可以大大缩短产品成型生产周期，由6天缩短至3天；防隔热层共固化成型，不存在界面，可以避免脱粘问题。
实施例2
本发明实施例树脂基防隔热梯度复合材料一体化成型方法，具体步骤如下：
(1)采用磨料粒度为20目的石英砂对金属壳体a外表面进行喷砂处理。使用毛刷蘸取酒精清洗金属壳体a表面两遍，每遍清洗完后自然晾干；
(2)将金属壳体a置于75℃烘箱中预热20min后，在金属壳体a外表面粘贴一层环氧树脂基胶膜b，胶膜b允许搭接，搭接部位宽度为5mm，不允许存在缝隙，划破胶膜层b上＞φ5mm的气泡压紧贴实。胶膜b粘贴完毕后，放入100℃烘箱中硫化10min；
(3)采用一定宽度的空心玻璃微珠填充无碱玻纤网格预浸布，重叠缠绕形成内侧隔热层d，其厚度要求为8mm，根据隔热层d的厚度及固化压缩率计算预浸布带宽度为145mm；
(4)采用一定宽度的斜切高硅氧玻璃纤维预浸布带，斜叠缠绕形成外侧防热层e，其厚度要求为8mm。外侧防热层e留有一定的加工余量，或者在产生褶皱时波谷的厚度能够提供足够的厚度，以便保证外侧防热层外表面加工后无残留吸胶材料。根据上述要求及防热层厚度、固化压缩率计算预浸布带宽度为65mm；
(5)对舱段壳体进行吸胶材料和真空袋包覆处理后，放入热压罐抽真空加1MPa压力共固化；
(6)防隔热层共固化之后，对其外表面进行车削，保证外形尺寸，再在外表面涂刷一层环氧树脂胶液。
通过上述步骤，可以大大缩短产品成型生产周期，由6天缩短至3天；防隔热层共固化成型，不存在界面，可以避免脱粘问题。
防隔热层单独成型时，成型压力分别为3.1MPa(即抽真空加3MPa压力)和0.1MPa(即抽真空)。防隔热层共固化压力对材料性能影响较大。本实施例采用1.1MPa(即抽真空加1MPa)成型压力，隔热层密度由0.8g/cm3升高至0.9g/cm3，防热层密度由1.75g/cm3下降至1.69g/cm3，因成型压力增加，隔热层致密，金属壳体温度略有升高，约10℃左右。整个防隔热层重量增加约2kg，防隔热效果及产品重量增加均在设计允许范围之内，能够满足产品使用要求。
实施例3
本发明实施例树脂基防隔热梯度复合材料一体化成型方法，具体步骤如下：
(1)采用磨料粒度为40目的石英砂对金属壳体a外表面进行喷砂处理。使用毛刷蘸取酒精清洗金属壳体a表面两遍，每遍清洗完后自然晾干；
(2)将金属壳体a置于90℃烘箱中预热40min后，在金属壳体a外表面粘贴一层环氧树脂基胶膜b，胶膜b允许搭接，搭接部位宽度为8mm，不允许存在缝隙，划破胶膜层b上＞φ5mm的气泡压紧贴实。胶膜b粘贴完毕后，放入120℃烘箱中硫化20min；
(3)采用一定宽度的空心玻璃微珠填充无碱玻纤网格预浸布，重叠缠绕形成内侧隔热层d，其厚度要求为9mm，根据隔热层d的厚度及固化压缩率计算预浸布带宽度为160mm；
(4)采用一定宽度的斜切高硅氧玻璃纤维预浸布带，斜叠缠绕形成外侧防热层e，其厚度要求为9mm。外侧防热层e留有一定的加工余量，或者在产生褶皱时波谷的厚度能够提供足够的厚度，以便保证外侧防热层外表面加工后无残留吸胶材料。根据上述要求及防热层厚度、固化压缩率计算预浸布带宽度为80mm；
(5)对舱段壳体进行吸胶材料和真空袋包覆处理后，放入热压罐抽真空加2MPa压力共固化；
(6)防隔热层共固化之后，对其外表面进行车削，保证外形尺寸，再在外表面涂刷一层环氧树脂胶液。
通过上述步骤，可以大大缩短产品成型生产周期，由6天缩短至3天；防隔热层共固化成型，不存在界面，可以避免脱粘问题。
实施例4
本发明实施例树脂基防隔热梯度复合材料一体化成型方法，具体步骤如下：
(1)采用磨料粒度为50目的石英砂对金属壳体a外表面进行喷砂处理。使用毛刷蘸取酒精清洗金属壳体a表面三遍，每遍清洗完后自然晾干；
(2)将金属壳体a置于70℃烘箱中预热50min后，在金属壳体a外表面粘贴一层环氧树脂基胶膜b，胶膜b允许搭接，搭接部位宽度为6mm，不允许存在缝隙，划破胶膜层b上＞φ5mm的气泡压紧贴实。胶膜b粘贴完毕后，放入115℃烘箱中硫化15min；
(3)采用一定宽度的空心玻璃微珠填充无碱玻纤网格预浸布，重叠缠绕形成内侧隔热层d，其厚度要求为8.5mm，根据隔热层d的厚度及固化压缩率计算预浸布带宽度为155mm；
(4)采用一定宽度的斜切高硅氧玻璃纤维预浸布带，斜叠缠绕形成外侧防热层e，其厚度要求为8mm。外侧防热层e留有一定的加工余量，或者在产生褶皱时波谷的厚度能够提供足够的厚度，以便保证外侧防热层外表面加工后无残留吸胶材料。根据上述要求及防热层厚度、固化压缩率计算预浸布带宽度为75mm；
(5)对舱段壳体进行吸胶材料和真空袋包覆处理后，放入热压罐抽真空加1.5MPa压力共固化；
(6)防隔热层共固化之后，对其外表面进行车削，保证外形尺寸，再在外表面涂刷一层环氧树脂胶液。
通过上述步骤，可以大大缩短产品成型生产周期，由6天缩短至3天；防隔热层共固化成型，不存在界面，可以避免脱粘问题。
本实施例复合材料为烧蚀性防热材料，通过氧乙炔线烧蚀率来表征，按照GJB323A-96《烧蚀材料烧蚀试验方法》进行试验，防热材料线烧蚀率≤0.145mm/s。隔热材料的隔热性能通过导热率来表征，按照GB/T10295-2008《绝热材料稳态热阻及有关特性的测定热流计发》进行试验，隔热材料的导热率(室温～200)≤0.2W/(m·k)。
上述本申请实施例中的技术方案，至少具有如下的技术效果或优点：
本发明方法包括对金属壳体表面进行预处理，以去除氧化层以及提高表面粗糙度；继而表面清洗后在所述金属壳体表面贴胶膜并硫化，然后缠绕内侧隔热层和外侧防热层；再将上述隔热层和防热层一起固化处理，得到防隔热复合材料。通过上述方法，将防隔热层一体化成型，简化了工艺，得到了兼顾防热和隔热性能的复合材料。
最后所应说明的是，以上具体实施方式仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照实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 (10)

1.一种防隔热复合材料的制备方法，其特征在于：包括如下步骤：
1)对金属壳体表面进行预处理，所述预处理包括去除氧化层以及提高表面粗糙度；
2)对经步骤1)处理后的金属壳体进行表面清洗，在所述金属壳体表面贴胶膜并硫化；
3)在经步骤2)处理后的金属壳体表面缠绕内侧隔热层；
4)在经步骤3)处理后的金属壳体表面缠绕外侧防热层；
5)对所述缠绕内侧隔热层和外侧防热层后的金属壳体进行固化处理，得到防隔热复合材料，所述固化处理包括在抽真空状态下压力固化。
2.根据权利要求1所述的防隔热复合材料的制备方法，其特征在于：所述步骤5)中，在所述固化处理前，对所述缠绕内侧隔热层和外侧防热层后的金属壳体采用吸胶材料和真空材料包覆处理。
3.根据权利要求1所述的防隔热复合材料的制备方法，其特征在于：还包括步骤6)：在所述步骤5)得到的防隔热复合材料的表面进行刷胶防护处理。
4.根据权利要求3所述的防隔热复合材料的制备方法，其特征在于：在进行刷胶防护处理前，去除所述步骤5)的防隔热复合材料表面的吸胶材料和真空材料。
5.根据权利要求3所述的防隔热复合材料的制备方法，其特征在于：所述步骤6)中，所述刷胶防护处理包括：在所述步骤5)得到的防隔热复合材料的表面涂刷环氧树脂胶液。
6.根据权利要求1-5中任意权利要求所述的防隔热复合材料的制备方法，其特征在于：所述步骤1)中，所述预处理包括：采用磨料粒度为20目～60目的石英砂对金属壳体表面进行喷砂处理。
7.根据权利要求1-5中任意权利要求所述的防隔热复合材料的制备方法，其特征在于：所述步骤2)中，所述贴胶膜并硫化包括：将金属壳体置于70-90℃温度下预热20-50min后，在金属壳体表面粘贴环氧树脂基胶膜，胶膜粘贴完毕后，置于100-120℃温度中硫化10min～20min。
8.根据权利要求1-5中任意权利要求所述的防隔热复合材料的制备方法，其特征在于：所述步骤3)中，所述内侧隔热层为空心玻璃微珠填充的无碱玻纤网格预浸布，所述预浸布带宽度为140mm-160mm；所述步骤4)中，所述外侧防热层为斜切高硅氧玻璃纤维预浸布带，所述预浸布带宽度为60-80mm。
9.根据权利要求8所述的防隔热复合材料的制备方法，其特征在于：所述步骤3)中，所述缠绕为重叠缠绕，所述缠绕后内侧隔热层的厚度为8mm～9mm；所述步骤4)中，所述缠绕为斜叠缠绕，所述缠绕后外侧防热层的厚度为8mm～9mm。
10.根据权利要求1-5中任意权利要求所述的防隔热复合材料的制备方法，其特征在于：所述步骤5)中，所述压力固化中压力为1-2Mpa。
CN201711200928.4A 2017-11-27 2017-11-27 一种防隔热复合材料的制备方法 Active CN108071897B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201711200928.4A CN108071897B (zh) 2017-11-27 2017-11-27 一种防隔热复合材料的制备方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201711200928.4A CN108071897B (zh) 2017-11-27 2017-11-27 一种防隔热复合材料的制备方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108071897A true CN108071897A (zh) 2018-05-25
CN108071897B CN108071897B (zh) 2020-02-21

Family

ID=62157630

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201711200928.4A Active CN108071897B (zh) 2017-11-27 2017-11-27 一种防隔热复合材料的制备方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108071897B (zh)

Cited By (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109177267A (zh) * 2018-08-31 2019-01-11 西安航天动力技术研究所 一种与适配器配合的壳体的成型方法
CN109251340A (zh) * 2018-08-22 2019-01-22 武汉理工大学 一种防隔热一体化复合材料及其制备方法
CN109454894A (zh) * 2018-10-31 2019-03-12 航天特种材料及工艺技术研究所 一种高效隔热复合型耐烧蚀防热层及其制备方法
CN109483919A (zh) * 2018-11-07 2019-03-19 湖北三江航天红阳机电有限公司 一种异形曲面舱段防热层成型方法
CN109572003A (zh) * 2018-11-27 2019-04-05 航天特种材料及工艺技术研究所 一种用于在舱段上原位成型隔热材料构件的成型模具及方法
CN110254605A (zh) * 2019-07-29 2019-09-20 哈尔滨哈玻拓普复合材料有限公司 一种大尺寸潜水器复合材料承载壳体制造工艺
CN110481062A (zh) * 2019-08-02 2019-11-22 湖北三江航天江北机械工程有限公司 一种固体火箭发动机燃烧室壳体外防热层缠绕成型方法
CN110509492A (zh) * 2019-09-05 2019-11-29 航天特种材料及工艺技术研究所 一种隔热材料和金属舱段界面匹配原位成型方法
CN110509572A (zh) * 2019-09-03 2019-11-29 长春长光宇航复合材料有限公司 一种全复合材料喷管及快速成型方法
CN110524915A (zh) * 2019-09-05 2019-12-03 航天特种材料及工艺技术研究所 一种套接成型工装和套接成型方法
CN111674057A (zh) * 2020-06-17 2020-09-18 湖北三江航天红阳机电有限公司 一种舱段的防隔热层成型方法
CN112829337A (zh) * 2020-12-31 2021-05-25 湖北三江航天红阳机电有限公司 一种舱段净尺寸成型方法、成型工装以及舱段
CN113478872A (zh) * 2021-06-30 2021-10-08 北京新风航天装备有限公司 一种高颜基比防隔热涂层的施工方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19612890A1 (de) * 1996-03-30 1997-10-02 Diehl Gmbh & Co Mörsergeschoß
CN101648598A (zh) * 2009-09-10 2010-02-17 国营江北机械厂 一种新型无机热防护结构及其制作方法
CN101850842A (zh) * 2009-03-31 2010-10-06 波音公司 飞行器隔离系统和方法
CN102519318A (zh) * 2011-12-02 2012-06-27 国营红阳机械厂 一种减少复合结构舱段脱粘的成型方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19612890A1 (de) * 1996-03-30 1997-10-02 Diehl Gmbh & Co Mörsergeschoß
CN101850842A (zh) * 2009-03-31 2010-10-06 波音公司 飞行器隔离系统和方法
CN101648598A (zh) * 2009-09-10 2010-02-17 国营江北机械厂 一种新型无机热防护结构及其制作方法
CN102519318A (zh) * 2011-12-02 2012-06-27 国营红阳机械厂 一种减少复合结构舱段脱粘的成型方法

Cited By (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109251340A (zh) * 2018-08-22 2019-01-22 武汉理工大学 一种防隔热一体化复合材料及其制备方法
CN109177267A (zh) * 2018-08-31 2019-01-11 西安航天动力技术研究所 一种与适配器配合的壳体的成型方法
CN109454894A (zh) * 2018-10-31 2019-03-12 航天特种材料及工艺技术研究所 一种高效隔热复合型耐烧蚀防热层及其制备方法
CN109483919A (zh) * 2018-11-07 2019-03-19 湖北三江航天红阳机电有限公司 一种异形曲面舱段防热层成型方法
CN109572003B (zh) * 2018-11-27 2020-12-29 航天特种材料及工艺技术研究所 一种用于在舱段上原位成型隔热材料构件的成型模具及方法
CN109572003A (zh) * 2018-11-27 2019-04-05 航天特种材料及工艺技术研究所 一种用于在舱段上原位成型隔热材料构件的成型模具及方法
CN110254605A (zh) * 2019-07-29 2019-09-20 哈尔滨哈玻拓普复合材料有限公司 一种大尺寸潜水器复合材料承载壳体制造工艺
CN110481062A (zh) * 2019-08-02 2019-11-22 湖北三江航天江北机械工程有限公司 一种固体火箭发动机燃烧室壳体外防热层缠绕成型方法
CN110509572A (zh) * 2019-09-03 2019-11-29 长春长光宇航复合材料有限公司 一种全复合材料喷管及快速成型方法
CN110524915A (zh) * 2019-09-05 2019-12-03 航天特种材料及工艺技术研究所 一种套接成型工装和套接成型方法
CN110509492A (zh) * 2019-09-05 2019-11-29 航天特种材料及工艺技术研究所 一种隔热材料和金属舱段界面匹配原位成型方法
CN111674057A (zh) * 2020-06-17 2020-09-18 湖北三江航天红阳机电有限公司 一种舱段的防隔热层成型方法
CN112829337A (zh) * 2020-12-31 2021-05-25 湖北三江航天红阳机电有限公司 一种舱段净尺寸成型方法、成型工装以及舱段
CN113478872A (zh) * 2021-06-30 2021-10-08 北京新风航天装备有限公司 一种高颜基比防隔热涂层的施工方法
CN113478872B (zh) * 2021-06-30 2023-02-28 北京新风航天装备有限公司 一种高颜基比防隔热涂层的施工方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN108071897B (zh) 2020-02-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108071897A (zh) 一种防隔热复合材料的制备方法
CN109483919B (zh) 一种异形曲面舱段防热层成型方法
CN103407170B (zh) 一种星载天线反射面的制备方法
CN107283871B (zh) 一种热塑性树脂基体碳纤维-钛/钛合金层合板的制备方法
CN106553355A (zh) 一种碳纤维复合材料假脚成型工艺
CN110053279A (zh) 一种环氧加热玻璃钢模具及其制备方法
CN110481059A (zh) 一种复合材料泡沫夹芯结构及其成型方法
CN105398582B (zh) 一种蒙皮、隔框一体化无人机机身及其制备方法
CN101695872A (zh) 一种兆瓦级风轮叶片根部的制作方法
CN102230448A (zh) 一种竹纤维增强复合材料的风力发电机叶片及制造方法
WO2018196514A1 (zh) 复合材料进气道制备方法及复合材料进气道
CN110978559A (zh) 一种碳纤维复合材料零件的制备方法
CN106515170B (zh) 一种双曲面蜂窝芯板的生产工艺和专用模具
CN106273560B (zh) 一种带嵌件复合材料制品的成型方法
CN107081917A (zh) 一种大曲率复合材料泡沫夹层结构成型工艺方法
CN104441689A (zh) 适用于纤维复合材料的rtm成型工艺
CN202954929U (zh) 大型复合材料整体成型叶片
CN104494165A (zh) 一种用于辅助赛艇成型的半软模及赛艇一次成型工艺
CN106863836A (zh) 复合材料整体结构油箱及其制造方法
CN113601765B (zh) 一种高外观需求碳纤维制品及其模压成型方法
CN104934136A (zh) 铠装电缆导体超导母线的绝缘对地屏蔽层的加工工艺
CN115124777A (zh) 一种玻璃纤维增强塑料管及制备方法
CN113715367A (zh) 一种管梁零件制备工艺及管梁零件
CN106696245A (zh) 一种复合材料胶接表面粗化处理的方法
CN104985832A (zh) 一种冲浪板尾鳍的生产工艺

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant