CN116495162B - 一种飞行器用底遮板组件及其制备方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种飞行器用底遮板组件及其制备方法，底遮板组件包括：底遮板本体；所述底遮板本体上设有天线窗口，所述底遮板本体为纤维增强树脂基复合材料；天线盖板，设于所述底遮板本体的所述天线窗口上；压板，设于所述天线盖板上，所述底遮板本体、所述天线盖板、所述压板通过紧固件连接；所述底遮板本体的接触热气流的一面设有防热涂层。底遮板组件具有良好的耐温性和力学性能，可满足防热和强度要求。底遮板本体上设置口框，底遮板本体与口框采取模压净尺寸一体成型，减少了原材料成本、后续加工的时间和不必要的损伤及变形，所获得的底遮板组件具有轻质化、一体化、高强度、耐温等级高等优点。
Description
技术领域
本发明属于复合材料领域，具体涉及一种飞行器用底遮板组件及其制备方法。
背景技术
高超声速飞行器具有速度快、反应时间短、隐蔽性好等特点，在航空领域具备重大应用前景，已成为各国关注的焦点。高超声速飞行器在大气层内高马赫数飞行，气动加热环境残酷，对结构产生一系列不利影响，因而其结构不仅要具备轻质化和热防护功能，同时还要保证在极端复杂气动、高温及噪声等载荷环境下具有足够的强度和刚度，以保证飞行器的安全性和可靠性。
底遮板位于飞行器底部，用来阻止飞行器底部热气流进入飞行器内部，并安装飞行器姿控动力系统发动机、传感器、测控系统设备等。随着高超声速飞行器的不断发展，对底遮板的强度、耐温性、轻质化及一体化提出了更高的要求。
传统底遮板本体采用合金材料，公开号为CN111020322A的中国专利文献公开了一种高强高韧航天用铝锂合金板材及制造方法，提高了铝锂合金底遮板的强度，但是随着高超声速飞行器的不断发展，铝锂合金的力学性能已经不能满足更高强度的需求，并且难以满足轻量化需求。此外，传统底遮板本体不能净尺寸成型，后续加工费时。
基于以上难点，在保证刚度和强度的要求、轻质化要求及隔热设计要求的前提下，提出一种高强度耐高温底遮板组件及其制备是非常必要的。
发明内容
本发明解决的技术问题是提供一种飞行器用底遮板组件及其制备方法以满足飞行器耐温性和轻质高强等要求。
为了解决上述问题，本发明一方面提供一种飞行器用底遮板组件：
包括底遮板本体，所述底遮板本体上设有天线窗口，所述底遮板本体为纤维增强树脂基复合材料；
天线盖板，设于所述底遮板本体的所述天线窗口上；
压板，设于所述天线盖板上，所述底遮板本体、所述天线盖板、所述压板通过紧固件连接；
所述底遮板本体的接触热气流的一面设有防热涂层。
优选地，还包括：口框，设于所述底遮板本体上，与所述底遮板本体一体成型；所述口框上设置所述天线窗口。
优选地，所述天线盖板包括盖板主体和安装板，所述盖板主体的纵截面为倒置半框形，所述安装板为环形，所述安装板与所述盖板主体的外边缘连接，所述盖板主体嵌入所述天线窗口内。
优选地，所述纤维增强树脂基复合材料中，纤维增强材料为碳纤维，所述碳纤维为T700、T800、T1000中的至少一种；所述纤维增强树脂基复合材料中树脂基体为双马树脂、聚酰亚胺树脂中的至少一种。
优选地，所述防热涂层为硅橡胶基耐烧蚀隔热涂层。
本发明的另一方面提供一种制备上述的飞行器用高强度耐高温底遮板组件的方法，包括如下步骤：
S1.制备所述底遮板本体；所述底遮板本体上形成有所述天线窗口；
S2.将所述天线盖板、所述压板依次设置于所述天线窗口上；
S3.将所述天线盖板、所述压板与所述底遮板本体通过紧固件连接；
S4.在所述底遮板本体上设置所述防热涂层。
优选地，步骤S1包括如下步骤：
S101.在模具上铺设纤维增强树脂基复合材料的预浸料；
S102.对所述预浸料进行抽真空压实；
S103.将抽真空后的所述预浸料合模；
S104.将合模后的所述预浸料固化成型；
步骤S101中，所述纤维增强树脂基复合材料的预浸料的铺层采取依次进行0°、90°、45°、-45°的铺层角度循环铺贴，并采取对称铺层。
优选地，步骤S101中，所述纤维增强树脂基复合材料的预浸料的面密度为100~300g/m2，树脂质量含量为30~50%。
优选地，步骤S102中，所述抽真空的时间为20-40min，真空度≤-0.085MPa。
优选地，步骤S104中，采用碳纤维增强双马树脂预浸料时，所述固化成型的制度为：150-250°C的温度范围内梯度升温处理，每个梯度保温2-4h，压力为5-20MPa；采用碳纤维增强聚酰亚胺树脂预浸料时，所述固化成型的制度为：150-400°C的温度范围内梯度升温处理，每个梯度保温2-4h，压力为5-20MPa。
本发明与现有技术相比，具有以下有益效果：
1.本发明提供的一种飞行器用底遮板组件及其制备方法，通过采用耐高温纤维增强树脂基复合材料作为本体，在本体接触热气流一面涂覆防热涂料以制备高强度耐高温底遮板组件，防止热气流进入飞行器内部损伤精密仪器，其具有良好的耐温性和力学性能，可满足防热和强度要求。
2.本发明提供的一种飞行器用底遮板组件及其制备方法，相比合金类底遮板组件具有质量轻、比强度高、抗形变能力强的优点。
3.本发明提供的一种飞行器用底遮板组件及其制备方法，其底遮板本体和口框采取净尺寸一体成型，相比现有需要装配的底遮板组件，提高了强度，同时减少了原材料成本、后续加工的时间和不必要的损伤及变形。
附图说明
图1是本发明实施例所述的飞行器用底遮板组件底遮板本体和口框一体成型的结构示意图；
图2是本发明实施例所述的飞行器用底遮板组件的结构示意图；
图3是本发明实施例所述的飞行器用遮板组件的局部剖面示意图。
其中：1-底遮板本体；2-天线盖板；3-胶黏剂；4-压板；5-平垫圈；6-弹簧垫圈；7-螺钉；8-防热涂层；9-口框；10-天线窗口。
具体实施方式
下面将结合本发明的实施例，对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明提供一种飞行器用底遮板组件：包括底遮板本体，其上设有天线窗口，所述底遮板本体为纤维增强树脂基复合材料；天线盖板，设于底遮板本体的天线窗口上；压板，设于天线盖板上，底遮板本体、天线盖板、压板通过紧固件连接；底遮板本体的接触热气流的一面设有防热涂层。
本发明在底遮板本体上设置天线窗口用来安装天线盖板，压板上设置有与天线窗口位置相对应的开孔，在压板、底遮板本体、天线盖板的对应位置上设置连接孔，连接孔与紧固件之间设有垫圈，通过紧固件连接压板、天线盖板、底遮板本体，构成密封紧实的底遮板组件。既满足了底遮板对飞行器天线的空间需求，又减少了热气流进入飞行器。
本发明采用纤维增强树脂基复合材料作为本体，在底遮板本体接触热气流一面涂覆防热涂料以制备高强度耐高温底遮板组件。其工作原理是：（1）纤维增强树脂基复合材料耐疲劳、寿命长，具有优异的振动衰减功能，热膨胀系数小。（2）防热涂层通过高温下固液气反应所产生的化学吸热效应、相变吸热效应等阻止气动热或燃烧热向材料内部传导，具有烧蚀热效率高和便于施工等特点。因此，本发明可以防止热气流进入飞行器内部损伤精密仪器，具有良好的耐温性和力学性能，可满足防热和强度要求。
优选地，底遮板本体上设有口框，口框上设置天线窗口。底遮板本体及口框采取模压净尺寸一体成型，减少了原材料成本、后续加工的时间和不必要的损伤及变形，所获得的底遮板组件具有轻质化、一体化等优点。
优选地，天线盖板包括盖板主体和安装板，盖板主体的纵截面为倒置半框形，所述安装板为环形，所述安装板与所述盖板主体的外边缘连接，所述盖板主体嵌入所述天线窗口内。嵌入天线窗口内的盖板主体相当于增加了天线盖板与底遮板本体及口框的连接支撑，同时，增加了天线盖板与底遮板本体及口框的接触面，加固了两者的连接。
进一步优选地，天线盖板与底遮板本体及口框的接触面通过胶黏剂粘接。进一步对天线盖板与底遮板本体及口框的连接进行加固。进一步优选地，胶黏剂为GXJ系列硅橡胶胶黏剂。GXJ系列硅橡胶胶黏剂具有较好耐高温热老化性能和高温粘接性能，增强了底遮板组件的耐高温性能。
优选地，纤维增强树脂基复合材料中，纤维增强材料为碳纤维，碳纤维为T700、T800、T1000中的至少一种；纤维增强树脂基复合材料中树脂基体为双马树脂、聚酰亚胺树脂中的至少一种。碳纤维双马树脂复合材料和碳纤维聚酰亚胺树脂复合材料的疲劳强度可达到其静强度的80%，不会有长久变形的情况，安全系数高、稳定性好；摩擦系数接近0，耐磨性好，可以减少部件磨损，提高产品的配合顺畅度；在常温条件下，所述复合材料的膨胀系数为负值，在200至400℃环境下，膨胀系数接近于0，材料尺寸稳定性好。因此，本发明解决了现有技术中合金材料力学性能较差容易发生变形的技术难题，同时，碳纤维密度低，所制得的底遮板组件能满足轻质化要求。
本发明的另一目的是提供一种上述底遮板组件的制备方法，包括以下步骤：
S1.制备底遮板本体及口框，底遮板本体与口框一体成型，底遮板本体及口框上形成有天线窗口；
S2.将天线盖板、压板依次设置于天线窗口上；
S3.将天线盖板、压板与底遮板本体及口框通过紧固件连接；
S4.在底遮板本体上设置防热涂层。
本发明在底遮板本体及口框上设置天线窗口用来安装天线盖板，压板的主要作用是对底遮板本体及口框和天线盖板进行固定，通过紧固件连接压板、底遮板本体、天线窗口来实现紧密连接，构成密封紧实的底遮板组件，既满足了底遮板对飞行器天线的空间需求，又减少了热气流进入飞行器。底遮板本体及口框采取模压净尺寸一体成型，减少了原材料成本、后续加工的时间和不必要的损伤及变形，所获得的底遮板组件具有轻质化、一体化等优点。
优选地，步骤S1包括如下步骤：
S101.在模具上铺设纤维增强树脂基复合材料的预浸料；
S102.对预浸料进行抽真空压实；
S103.将抽真空后的预浸料合模；
S104.将合模后的预浸料固化成型；
进一步优选地，步骤S101中，铺设纤维增强树脂基复合材料的预浸料的铺层采取依次进行0°、90°、45°、-45°的铺层角度循环铺贴，并采取对称铺层。此种铺层角度可以使产品有最优的承载力。
优选地，步骤S101中，纤维增强树脂基复合材料的预浸料的面密度为100-300g/m2，树脂质量含量为30-50%。优选地，纤维增强树脂基复合材料的预浸料的面密度为210-280g/m2，最优选地，纤维增强树脂基复合材料的预浸料的面密度为250g/m2。预浸料的面密度与厚度关联，面密度太小，单层厚度小，浪费人工；面密度太大，单层厚度大，影响铺层效果。优选地，树脂含量为38-45%，最优选地，树脂含量为40%。典型的手工铺层会有大量的过量树脂，过量的树脂会增加脆性并降低整体性能，优选方案是实现最大固化性能的理想选择。
优选地，步骤S102中，抽真空的时间为20-40min，真空度≤-0.085MPa。
优选地，步骤S104中，采用碳纤维增强双马树脂预浸料时，固化成型制度为：150-250°C的温度范围内梯度升温处理，每个梯度保温2-4h，压力为5-20MPa；优选地，室温升温到（160-170）°C，保温2-4 h，加压5-10MPa；由（160-170）°C升温到（200-210）°C，保温2-4 h，加压10-20MPa；由（200-210）°C升温到（230-240）°C，保温2-4 h，压力10-20MPa。最优选地，室温升温到165°C，保温2h，加压5MPa；由165°C升温到205°C，保温2 h，加压10MPa；由205°C升温到235°C，保温2h，压力10MPa；
采用碳纤维增强聚酰亚胺树脂预浸料时，所述固化成型制度为：150-400°C的温度范围内梯度升温处理，每个梯度保温2-4h，压力为5-20MPa。优选地，室温升温到（160-170）°C，保温2-4h，加压5-10MPa；由（160-170）°C升温到（230-240）°C，保温2-4h，压力5-10MPa；由（230-240）°C升温到（370-380）°C，保温2-4h，压力10-20MPa。最优选地，室温升温到165°C，保温2h，加压5MPa；由165°C升温到235°C，保温2h，加压5MPa；由205°C升温到235°C，保温2h，压力10MPa。
固化过程中，温度的加热作用使预浸料树脂产生流动性。随着温度的升高，树脂基体的粘度下降，不但树脂流动性增强，也是固化交联反应的必要条件。压力的作用使层合结构得到巩固，使树脂分布更均匀。在保温阶段，树脂的流动使层与层之间紧密结合而不存在任何缝隙。当温度再次升高后，树脂进入到固化阶段，完成加热固化过程。
实施例1
如图1、图2、图3所示，本实施例的一种飞行器用底遮板组件，包括：底遮板本体1、口框9、天线盖板2、压板4。底遮板本体1与口框9一体成型，底遮板本体1及口框9上设有天线窗口10，天线盖板2设于天线窗口10上，压板4设于天线盖板2上。在压板4、底遮板本体1及口框9、天线盖板2的对应位置上设置连接孔，连接孔与螺钉7之间设有平垫圈5和弹簧垫圈6，底遮板本体1及口框9、天线盖板2、压板4通过螺钉7连接。天线盖板2包括盖板主体和安装板，盖板主体的纵截面为倒置半框形；安装板为环形，安装板与盖板主体的外边缘连接，盖板主体嵌入天线窗口10内。天线盖板2与底遮板本体1及口框9通过胶黏剂3粘接。其中，底遮板本体1及口框9为T800增强双马树脂复合材料，底遮板本体1靠近热气流一面设有防热涂层8。
本实施例的飞行器用底遮板组件的制备方法，包括以下步骤：
S1.在钢制阳模和阴模上分别涂覆脱模剂，并在阳模和阴模上手工铺设一定层数的T800增强双马树脂复合材料的预浸料用以制备底遮板本体1和口框9，铺层方向为依次进行0°、90°、45°、-45°交替循环铺层；第一层铺放完毕后进行抽真空预压实，之后每7-9层进行抽真空，真空示值≤-0.08MPa，保证布层铺平、铺展并压实；安装天线面板2的天线窗口10部位不铺层，模具上设有凸台；待铺至理论厚度后合模并使用压机固化一体成型；固化制度为：室温升温到165°C，保温2h，加压5MPa；由165°C升温到205°C，保温2h，加压10MPa；由205°C升温到235°C，保温2h，压力10MPa。其中，T800增强双马预浸料面密度为250/m2，树脂含量为40%。
S2.将工装固定在弯板上，使用压板4压紧底遮板本体1及口框9法兰处翻边；找正翻边，端面平面度≤0.2，以铺层时0°和90°的标记对应工装位置；使用数控设备进行机加钻孔，打孔时选择碳纤维专用钻头；
S3.将底遮板本体1靠近热气流的一面打磨粗糙，对孔壁周围进行保护，对底遮板本体靠近热气流的一面进行防热涂层的刷涂；首次刷涂后采用手指按压法判断第二次刷涂时间，用干净的手指轻触涂刷区域，观察手指的状态，若手指上无涂料的残留，则可以第二次刷涂；固化后测量厚度是否满足要求，打磨或补喷对厚度进行微调；
S4.将配置好的GXJ硅橡胶胶黏剂3均匀地涂覆在天线盖板2和底遮板本体1及口框9的天线窗口10的粘接面，通过螺钉7和垫圈5、6将压板4压至指定位置，保证其装配到位且有胶液沿间隙均匀挤出，待胶黏剂3固化后将天线盖板2边缘的余胶清理干净。
实施例2
本实施例的一种飞行器用底遮板组件，其余结构、制备方法与实施例1中均相同，区别在于本实施例中底遮板本体及口框的预浸料的面密度为150g/m2，树脂含量为40%。本实施例的一种飞行器用底遮板组件，其余结构、制备方法与实施例1中均相同，区别在于本实施例中底遮板本体及口框的预浸料的面密度为150g/m2，树脂含量为40%。
实施例3
本实施例的一种飞行器用底遮板组件，其余结构、制备方法与实施例1中均相同，区别在于本实施例中底遮板本体及口框的预浸料的面密度为250g/m2，树脂含量为30%。
实施例4
本实施例的一种飞行器用底遮板组件，其余结构、材质与实施例1中均相同，区别在于本实施例中底遮板本体及口框的制备方法中，固化制度为：室温升温到155°C，保温2h，加压5MPa；由155°C升温到215°C，保温2h，加压10MPa；由215°C升温到245°C，保温2h，压力10MPa。
实施例5
本实施例的一种飞行器用底遮板组件，其余结构、制备方法与实施例1中均相同，区别在于本实施例中底遮板本体及口框为T700增强双马树脂复合材料。预浸料的面密度为250g/m2，树脂含量为40%。
实施例6
本实施例的一种飞行器用底遮板组件，其余结构、制备方法与实施例1中均相同，区别在于本实施例中底遮板本体及口框为T800增强聚酰亚胺复合材料，制备方法中，固化制度为：室温升温到165°C，保温2h，加压5MPa；由165°C升温到235°C，保温2h，加压5MPa；由205°C升温到235°C，保温2h，压力10MPa。其中，T800增强聚酰亚胺预浸料的面密度为200g/m2，树脂含量为40%。
实施例7
本实施例的一种飞行器用遮板组件，其余结构、制备方法与实施例6中均相同，区别在于本实施例中底遮板本体及口框的预浸料的面密度为200g/m2，树脂含量为40%。
实施例8
本实施例的一种飞行器用底遮板组件，其余结构、制备方法与实施例6中均相同，区别在于本实施例中底遮板本体及口框的预浸料的面密度为250g/m2，树脂含量为35%。
实施例9
本实施例的一种飞行器用底遮板组件，其余结构、材质与实施例6中均相同，区别在于本实施例中底遮板本体及口框的制备方法中，固化制度为：室温升温到155°C，保温2h，加压5MPa；由155°C升温到225°C，保温2h，加压10MPa；由220°C升温到360°C，保温2h，压力10MPa。
实施例10
本实施例的一种飞行器用底遮板组件，其余结构、制备方法与实施例6中均相同，区别在于本实施例中底遮板本体及口框为T700增强聚酰亚胺复合材料。预浸料的面密度为250g/m2，树脂含量为40%。
对比例
本对比例的底遮板组件本体采用传统的铝锂合金材料，制备方法是传统的金属模具成型方式，其余的结构、尺寸与实施例中的均相同。
底遮板组件性能测试
对上述各实施例及对比例的底遮板组件的性能进行测试，结果见表1，由表1的结果可以看出，与对比例的采用传统的铝锂合金相比，本发明的抗拉强度有了显著提升，密度明显变小，减轻了底遮板组件的重量。实施例1和实施例6为优选实施例，较实施例2-5、实施例7-10抗拉强度更高。
表1
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。
Claims (8)
1.一种飞行器用底遮板组件，其特征在于，包括：
底遮板本体，所述底遮板本体上设有天线窗口，所述底遮板本体为纤维增强树脂基复合材料；
天线盖板，设于所述底遮板本体的所述天线窗口上；所述天线盖板包括盖板主体和安装板，所述盖板主体的纵截面为倒置半框形；所述安装板为环形，所述安装板与所述盖板主体的外边缘连接，所述盖板主体嵌入所述天线窗口内；
压板，设于所述天线盖板上，所述底遮板本体、所述天线盖板、所述压板通过紧固件连接；
口框，设于所述底遮板本体上，与所述底遮板本体一体成型；所述口框上设置所述天线窗口；
所述底遮板本体的接触热气流的一面设有防热涂层。
2.根据权利要求1所述的飞行器用底遮板组件，其特征在于：
所述纤维增强树脂基复合材料中，纤维增强材料为碳纤维，所述碳纤维为T700、T800、T1000中的至少一种；所述纤维增强树脂基复合材料中树脂基体为双马树脂、聚酰亚胺树脂中的至少一种。
3.根据权利要求1所述的飞行器用底遮板组件，其特征在于：所述防热涂层为硅橡胶基耐烧蚀隔热涂层。
4.一种如权利要求1-3任一所述的飞行器用底遮板组件的制备方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1.制备所述底遮板本体，所述底遮板本体上形成有所述天线窗口；
S2.将所述天线盖板、所述压板依次设置于所述天线窗口上；
S3.将所述天线盖板、所述压板与所述底遮板本体通过紧固件连接；
S4.在所述底遮板本体上设置所述防热涂层。
5.根据权利要求4所述的制备方法，其特征在于，步骤S1包括如下步骤：
S101.在模具上铺设纤维增强树脂基复合材料的预浸料；
S102.对所述预浸料进行抽真空压实；
S103.将抽真空后的所述预浸料合模；
S104.将合模后的所述预浸料固化成型；
步骤S101中，所述纤维增强树脂基复合材料的预浸料的铺层采取0°/90°/45°/-45°的铺层角度循环铺贴，并采取对称铺层。
6.根据权利要求5所述的制备方法，其特征在于，步骤S101中，所述纤维增强树脂基复合材料的预浸料的面密度为100~300g/m2，树脂质量含量为30~50%。
7.根据权利要求5所述的制备方法，其特征在于：
步骤S102中，所述抽真空的时间为20-40min，真空度≤-0.085MPa。
8.根据权利要求5所述的制备方法，其特征在于：
步骤S104中，采用碳纤维/双马树脂预浸料时，所述固化成型的制度为：150-250°C的温度范围内梯度升温处理，每个梯度保温2-4h，压力为5-20MPa；采用碳纤维/聚酰亚胺树脂预浸料时，所述固化成型的制度为：150-400°C的温度范围内梯度升温处理，每个梯度保温2-4h，压力为5-20MPa。
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