CN116809361A - 一种发动机壳体外防热涂层的刮涂工艺方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种发动机壳体外防热涂层的刮涂工艺方法，包括步骤1：使用砂纸对发动机壳体外表面进行打磨处理；步骤2：使用溶剂或专用清洗剂对发动机壳体外表面进行脱脂处理；步骤3：漆料配制前确定单遍刮涂厚度和刮涂起始区域；步骤4：确定温湿度范围，进行合适粘度的漆料配制；步骤5：使用刮涂工具进行多遍漆料刮涂以及表面修补；步骤6：刮涂完成后进行测厚、晾置成型。本发明提出的发动机壳体外防热涂层刮涂工艺方法可以实现大厚度涂层刮涂成型，还能很好的适应发动机壳体圆弧面。该刮涂工艺获得的防热涂层不仅表观质量良好，还具有较高的结合强度，壳体与外防护涂层粘接可靠性高。
Description
技术领域
本发明涉及一种发动机壳体外防热涂层的刮涂工艺方法，属于发动机壳体外防热涂层成型技术领域。
背景技术
固体火箭发动机在工作过程中，发动机外表面会与大气剧烈摩擦会产生上千度的高温，为了防止固体火箭发动机壳体发生烧蚀，不因过热而失强，需要在其壳体表面涂覆隔热材料等涂层。目前，发动机壳体的外防热涂层通常使用自动喷涂的方式，但隔热涂层较厚时，为保证喷涂质量，需要多次间歇式喷涂，涂层成型周期长，还难以避免漆雾的危害。且对于固体火箭发动机壳体异形面的涂层成型，喷涂方式难以满足异形面的厚度差异以及平滑过渡。目前，刮涂技术是最多满足当前大厚度涂装生产需求的成型技术，但多应用于建筑装修，路面铺设及路面标识的喷涂方面，针对于固体火箭发动机壳体的刮涂技术却几乎没有。相对于大厚度外防热涂层自动喷涂方式，刮涂方式具有单遍上厚率高、溶剂使用量小、无漆雾影响，能有效缩短大厚度隔热涂层的成型周期，适应未来成组化、批量化的生产节奏，因此亟需开展适合固体火箭发动机外防热涂层的刮涂技术研究。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了一种发动机壳体外防热涂层的刮涂工艺方法，以实现大厚度涂层快速成型并与壳体具有良好的结合强度。
本发明的技术解决方案是：
一种发动机壳体外防热涂层的刮涂工艺方法，包括：
步骤1：使用砂纸对发动机壳体外表面进行打磨处理；
步骤2：使用溶剂对发动机壳体外表面进行脱脂处理；
步骤3：漆料配制前确定刮涂方式及区域；
步骤4：确定温湿度范围，进行合适粘度的漆料配制；
步骤5：使用刮涂工具进行多遍漆料刮涂以及表面修补；
步骤6：刮涂完成后进行测厚、固化成型。
进一步的，所述砂纸为80～120目砂纸。
进一步的，所述溶剂为乙酸乙酯。
进一步的，确定刮涂方式及区域，具体为：确定单遍刮涂厚度和刮涂起始区域；
根据不同的厚度要求及固化收缩率，设计刮涂过程中每一次的厚度，即单遍刮涂厚度；涂层成型区域范围大于实际需要成型的范围，刮涂起始位置从发动机壳体侧下方开始。
进一步的，单次刮涂的厚度的成型结构采用：
“基材+0.5mm+1～1.5mm+0.5mm+0.2mm”，若厚度过大时，可在中间层以1～1.5mm的厚度进行多次刮涂。
进一步的，确定温湿度范围，具体为：温度范围在15℃～35℃之间，湿度范围≤70％。
进一步的，所配制的漆料为防热涂料，分为A、B两种组分，其稀释剂为120#汽油；A组分具体是硅胶、玻璃珠、碳纤维和稀释剂的混合物，B组分为固化剂，具体是增塑剂和催化剂的混合物。
进一步的，刮涂时，漆料与稀释剂的质量比、单次刮涂厚度和用途的关系具体为：
A：B：稀释剂＝100：1.0：30时，厚度为0.5～1.0mm，基材粘接；
A：B：稀释剂＝100：1.0：35时，厚度为1.0～1.5mm，涂层增厚；
A：B：稀释剂＝100：1.0：40时，厚度为0.5～1.2mm，手工刮涂；
A：B：稀释剂＝100：1.0：50时，厚度为0.2～0.3mm，表面浸润。
进一步的，所述刮涂工具为橡胶刮板，首先将橡胶刮板紧贴发动机壳体表面，然后调节刮板与壳体间隙，控制到需要的刮涂厚度；随后启动壳体自动旋转，由放料机构将漆料均匀的释放到刮板上，控制漆料量完全填满橡胶刮板但不流出；涂料积累至满足刮涂时，在刮板与壳体之间即可形成厚度一致、表面平整的涂层；手工刮涂时，将壳体固定，手持刮板向壳体上方匀速移动进行刮涂，刮板与被刮涂壳体表面的倾斜角为50°～60°；
通过调整刮涂力度、角度、时间间隔、单次刮涂厚度完成多遍刮涂，刮涂时顺着一个方向刮涂，不能往返多次刮涂。
进一步的，对刮涂后的涂层进行测厚，在符合厚度要求后，进行室温固化，获得手工刮涂下的壳体外防热涂层。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明提出的发动机壳体外防热涂层刮涂工艺方法可以实现大厚度涂层刮涂成型，还能很好的适应发动机壳体圆弧面。该刮涂工艺获得的防热涂层不仅表观质量良好，还具有较高的结合强度，壳体与外防护涂层粘接可靠性高。
(2)本发明提出的发动机壳体外防热涂层刮涂工艺方法可提高涂层的成型效率，对比喷涂成型单次0.1-0.3mm的厚度，刮涂成型单次成型厚度达1.5mm，且由于稀释剂比例小，可缩小作业的间隔时间。
(3)本发明提出的发动机壳体外防热涂层刮涂工艺方法可提高涂料的利用率，喷涂工艺的主要损耗由于管路损耗和漆雾损耗，刮涂工艺的漆料损耗主要由于设备挂壁导致，进行大规模作业时损耗率越小，涂料利用率越高。
(4)本发明提出的发动机壳体外防热涂层刮涂工艺方法可提高作业过程中的安全性，以120#汽油为稀释剂，稀释剂减小，危险源就越小。
附图说明
图1为刮涂工艺方法流程图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。
本发明经过大量试验研究，对不同配比的漆料成型后的涂层进行力学和防热性能进行正交分析，得出可用的稀释剂比例；同时，对刮涂过程进行多参数的控制变量分析，对不同工况下稀释剂比例的控制方法进行了研究，得到满足不同工艺的漆料配制参数。
参考图1所示，本发明公开了一种发动机壳体外防热涂层的刮涂工艺方法，该刮涂工艺方法包括以下步骤：
步骤1：使用砂纸对发动机壳体外表面进行打磨处理；
步骤2：使用溶剂对发动机壳体外表面进行脱脂处理；
步骤3：漆料配制前确定刮涂方式及区域；
步骤4：确定温湿度范围，进行合适粘度的漆料配制；
步骤5：使用刮涂工具进行多遍漆料刮涂以及表面修补；
步骤6：刮涂完成后进行测厚、固化成型。
进一步的，所述砂纸为80～120目砂纸。
进一步的，所述溶剂为乙酸乙酯。
进一步的，确定刮涂方式及区域，具体为：确定单遍刮涂厚度和刮涂起始区域；
根据不同的厚度要求及固化收缩率，设计刮涂过程中每一次的厚度，即单遍刮涂厚度；涂层成型区域范围大于实际需要成型的范围，刮涂起始位置从发动机壳体侧下方开始。
进一步的，单次刮涂的厚度的成型结构采用：
“基材+0.5mm+1～1.5mm+0.5mm+0.2mm”，若厚度过大时，可在中间层以1～1.5mm的厚度进行多次刮涂。
进一步的，确定温湿度范围，具体为：温度范围在15℃～35℃之间，湿度范围≤70％。
进一步的，所配制的漆料为防热涂料，分为A、B两种组分，其稀释剂为120#汽油；A组分具体是硅胶、玻璃珠、碳纤维和稀释剂的混合物，B组分为固化剂，具体是增塑剂和催化剂的混合物。
进一步的，刮涂时，漆料与稀释剂的质量比、单次刮涂厚度和用途的关系具体为：
A：B：稀释剂＝100：1.0：30时，厚度为0.5～1.0mm，基材粘接；
A：B：稀释剂＝100：1.0：35时，厚度为1.0～1.5mm，涂层增厚；
A：B：稀释剂＝100：1.0：40时，厚度为0.5～1.2mm，手工刮涂；
A：B：稀释剂＝100：1.0：50时，厚度为0.2～0.3mm，表面浸润。
以上四类对应“基材+0.5mm+1～1.5mm+0.5mm+0.2mm”。
进一步的，所述刮涂工具为橡胶刮板，首先将橡胶刮板紧贴发动机壳体表面，然后调节刮板与壳体间隙，控制到需要的刮涂厚度；随后启动壳体自动旋转，由放料机构将漆料均匀的释放到刮板上，控制漆料量完全填满橡胶刮板但不流出；涂料积累至满足刮涂时，在刮板与壳体之间即可形成厚度一致、表面平整的涂层；手工刮涂时，将壳体固定，手持刮板向壳体上方匀速移动进行刮涂，刮板与被刮涂壳体表面的倾斜角为50°～60°；
通过调整刮涂力度、角度、时间间隔、单次刮涂厚度完成多遍刮涂，刮涂时顺着一个方向刮涂，不能往返多次刮涂。
进一步的，对刮涂后的涂层进行测厚，在符合厚度要求后，进行室温固化，获得手工刮涂下的壳体外防热涂层。
以下针对具体实施例对本发明进一步说明。
目前使用大厚度外防热涂层的固体火箭发动机壳体主要包括碳纤维/环氧树脂、芳纶纤维/环氧树脂、碳纤维/聚三唑等复合材料壳体，该类型发动机壳体的具体刮涂工艺方法包括：
步骤1：使用80～120目砂纸对壳体表面进行打磨，打磨处理增加壳体表面粗糙度，在一定程度上可以增加涂层与发动机壳体之间的附着力。
步骤2：使用溶剂对壳体外表面进行脱脂处理，本实施方式中针对复合材料壳体选用脱脂溶剂为乙酸乙酯。
复合材料壳体表面沾上油污、脱模剂或灰尘会影响外防护涂层的附着力。可用乙酸乙酯溶剂擦拭达到表面清洁和脱脂的目的，擦拭完成后等溶剂完全挥发，壳体表面无溶剂擦拭痕迹再进行下一步处理。
步骤3：在发动机壳体刮涂前确定刮涂区域和刮涂厚度。根据不同的厚度要求及固化收缩率，设计刮涂过程中每一次的厚度，单次刮涂的厚度一般采用“基材+0.5mm+1～1.5mm+0.5mm+0.2mm(超低粘度)”的成型结构，若厚度过大时，可在中间层以1～1.5mm的厚度进行多次刮涂；涂层成型区域范围一般要求大于实际需要成型的范围，刮涂起始位置从发动机壳体侧下方开始。
步骤4：配制漆料为防热涂料，120#汽油作为稀释剂，漆料A、B组分与稀释剂的配比为：A组分：B组分：稀释剂＝100：1.0：35。
在15℃～35℃，湿度≤70％范围内，实际称取1000gA组分漆料，350g
稀释剂进行混合并搅拌均匀，观察漆料中无结块、团聚时，加入10g的B组分，继续搅拌均匀，即可获得合适粘度的刮涂漆料。
步骤5：首先将橡胶刮板紧贴发动机壳体表面，然后调节刮板与壳体间隙，控制到需要的刮涂厚度；随后启动壳体自动旋转，由放料机构将漆料均匀的释放到刮板上，控制漆料量完全填满橡胶刮板但不流出；涂料积累至满足刮涂时，在刮板与壳体之间即可形成厚度一致、表面平整的涂层；手工刮涂时，将壳体固定，手持刮板向壳体上方匀速移动进行刮涂，刮板与被刮涂壳体表面的倾斜角为50°～60°。通过调整刮涂力度、角度、时间间隔、单次刮涂厚度完成多遍刮涂，刮涂时顺着一个方向刮涂，不能往返多次刮涂。
首次刮涂可使用0.5mm厚度，以提高基础的粘接性能；一次刮涂厚度未达到设定的要求时，可再次刮涂，当刮涂涂层表面出现气泡、凹陷、褶皱不平、刮痕等情况，应立即进行修补，修补完好后才能进行下一道刮涂施工。一般需刮涂3～7遍，总刮涂厚度为4mm～8mm；在完成指标要求的厚度后，可使用超低粘度的漆料进行0.2mm的刮涂，此道工艺可提升表观质量。
步骤6：对刮涂后的涂层进行湿膜测厚，符合厚度要求后，在室温下固化，涂料完全固化后，即可获得手工刮涂下的发动机壳体外防热涂层。刮涂时刮板压力结合壳体表面打磨，增加了涂层与发动机壳体表面的结合力，使得刮涂后的涂层粘接性很好。
由上述实施方式可以看出，本发明的固体火箭发动机刮涂工艺方法与自动喷涂工艺方法相比，单遍厚度可达1mm左右，上厚率高，溶剂用量少，获得涂层的结合性能好且无污染。
本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。
Claims (10)
1.一种发动机壳体外防热涂层的刮涂工艺方法，其特征在于包括：
步骤1：使用砂纸对发动机壳体外表面进行打磨处理；
步骤2：使用溶剂对发动机壳体外表面进行脱脂处理；
步骤3：漆料配制前确定刮涂方式及区域；
步骤4：确定温湿度范围，进行合适粘度的漆料配制；
步骤5：使用刮涂工具进行多遍漆料刮涂以及表面修补；
步骤6：刮涂完成后进行测厚、固化成型。
2.根据权利要求1所述的一种发动机壳体外防热涂层的刮涂工艺方法，其特征在于：所述砂纸为80～120目砂纸。
3.根据权利要求1所述的一种发动机壳体外防热涂层的刮涂工艺方法，其特征在于：所述溶剂为乙酸乙酯。
4.根据权利要求1所述的一种发动机壳体外防热涂层的刮涂工艺方法，其特征在于：确定刮涂方式及区域，具体为：确定单遍刮涂厚度和刮涂起始区域；
根据不同的厚度要求及固化收缩率，设计刮涂过程中每一次的厚度，即单遍刮涂厚度；涂层成型区域范围大于实际需要成型的范围，刮涂起始位置从发动机壳体侧下方开始。
5.根据权利要求1或4所述的一种发动机壳体外防热涂层的刮涂工艺方法，其特征在于：单次刮涂的厚度的成型结构采用：
“基材+0.5mm+1～1.5mm+0.5mm+0.2mm”，若厚度过大时，可在中间层以1～1.5mm的厚度进行多次刮涂。
6.根据权利要求1所述的一种发动机壳体外防热涂层的刮涂工艺方法，其特征在于：确定温湿度范围，具体为：温度范围在15℃～35℃之间，湿度范围≤70％。
7.根据权利要求1或6所述的一种发动机壳体外防热涂层的刮涂工艺方法，其特征在于：所配制的漆料为防热涂料，分为A、B两种组分，其稀释剂为120#汽油；A组分具体是硅胶、玻璃珠、碳纤维和稀释剂的混合物，B组分为固化剂，具体是增塑剂和催化剂的混合物。
8.根据权利要求7所述的一种发动机壳体外防热涂层的刮涂工艺方法，其特征在于：刮涂时，漆料与稀释剂的质量比、单次刮涂厚度和用途的关系具体为：
A：B：稀释剂＝100：1.0：30时，厚度为0.5～1.0mm，基材粘接；
A：B：稀释剂＝100：1.0：35时，厚度为1.0～1.5mm，涂层增厚；
A：B：稀释剂＝100：1.0：40时，厚度为0.5～1.2mm，手工刮涂；
A：B：稀释剂＝100：1.0：50时，厚度为0.2～0.3mm，表面浸润。
9.根据权利要求1所述的一种发动机壳体外防热涂层的刮涂工艺方法，其特征在于：所述刮涂工具为橡胶刮板，首先将橡胶刮板紧贴发动机壳体表面，然后调节刮板与壳体间隙，控制到需要的刮涂厚度；随后启动壳体自动旋转，由放料机构将漆料均匀的释放到刮板上，控制漆料量完全填满橡胶刮板但不流出；涂料积累至满足刮涂时，在刮板与壳体之间即可形成厚度一致、表面平整的涂层；手工刮涂时，将壳体固定，手持刮板向壳体上方匀速移动进行刮涂，刮板与被刮涂壳体表面的倾斜角为50°～60°；
通过调整刮涂力度、角度、时间间隔、单次刮涂厚度完成多遍刮涂，刮涂时顺着一个方向刮涂，不能往返多次刮涂。
10.根据权利要求1所述的一种发动机壳体外防热涂层的刮涂工艺方法，其特征在于：对刮涂后的涂层进行测厚，在符合厚度要求后，进行室温固化，获得手工刮涂下的壳体外防热涂层。
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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