CN207095417U - 一种航天弹体防热结构 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种航天弹体防热结构，属于航天结构制造技术领域；由防热层本体、高温结构胶粘层、防热涂层组成，防热层与金属舱段通过高温结构胶粘层连接，外部涂有防热涂层。所述的防热层本体为高硅氧‑酚醛复合材料层压板。将本实用新型应用于航天弹体防热结构的制造，具有结构简单、重量轻、工艺成熟、成本低、操作门槛低等优点。经过多次飞行试验验证，产品结构工作正常，防热满足飞行要求。

Description

一种航天弹体防热结构

技术领域

本实用新型涉及航天材料技术领域，具体的说，是一种航天弹体防热结构。

背景技术

火箭弹以高速通过空气时，遇到了苛刻的气动加热。为保证金属舱体不被烧毁，须采用防热材料包覆金属舱体，使金属舱体不暴露在高温空气下，起到隔热的作用。通常选用高硅氧玻纤布和酚醛树脂两种材料。高硅氧布作为高硅氧/酚醛复合材料的增强材料，其纤维织物化学组分中SiO2含量达96％以上。由于组分中SiO₂含量高，因为具有良好的耐热及绝热性能。高硅氧布高温下可熔融成粘度较大的液体有利于抵抗气流的剪切力，提高制品的耐热气流冲刷的性能。酚醛树脂广泛应用于宇航工业，具有良好的力学性能和耐烧蚀性能，尤其是耐瞬时高温性能优异。目前高硅氧-酚醛成分的耐高温防热材料零部件的制造工艺主要是采用预浸布带缠绕工艺。

但布带缠绕需要专门的设备、场地、参数设置和人员培训，成本高，周期长，操作门槛高。一般非成熟专业单位无法通过此方式制造。

基于此，做出本申请案。

实用新型内容

本实用新型的目的在于克服现有技术的不足，提供一种航天弹体防热结构。

本实用新型的目的是通过以下技术方案来实现的：

一种航天弹体防热结构，其包含防热层本体，高温结构胶粘层，防热涂层；通过高温结构胶粘层将防热层本体与金属舱段连接，机加钻孔后在防热层本体外表面喷涂防热涂层。

一种航天弹体防热结构的制备方法，首先制造防热层本体，而后通过高温结构胶粘层将防热层本体与金属舱段连接，机加钻孔后在防热层本体外表面喷涂防热涂层。

进一步的，作为优选：

所述的防热层本体为高硅氧-酚醛复合材料，在柱状/锥状模具上手工铺贴成型成环向柱状/锥状结构，采用热压罐加压固化，内形与金属舱段配合。其中高硅氧-酚醛复合材料为编织布，铺层为±45°和0°/90°交替铺贴，保证铺层的对称与均衡；计算好整发弹体需要的总长度，直接铺贴成型，机加外圆后分切成与舱段长度相匹配的若干部分。

所述的金属舱段预先加工成型，材料为2A12铝、45#钢、30CrMnSiA结构钢中的一种或者几种，但与防热结构贯通的孔先不预加工出来。

所述的高温结构胶粘层选择流动性较差，容易凝胶不轻易流走的种类。

所述的防热涂层分为内涂层和外涂层，其中内涂层为含有陶瓷粉成分的白色不透明涂层，外涂层为透明清漆，可保证光洁度、也可起到保护作用。

一种航天弹体防热结构的制备方法，其特征在于包括如下步骤：

(1)制备防热层本体：在钢制开放式阳模的模具上手工铺设一定层数的高硅氧-酚醛编织布预浸料，第一层铺放完毕抽真空预压实，之后每4-5层抽真空，保证布层平整紧密的缠在模具上；铺层可对接，可打剪口，在对接缝＞5mm时可用窄布条填充；在铺至理论厚度后增加2层铺层作为机加余量；之后使用热压罐加压抽真空固化；

(2)车外圆：带模具对防热层本体进行外圆的车磨，同时以模具边缘为定位，在模具上将需分段的边界加工出凹槽；

(3)分切：机加后，对应机加出的凹槽对防热层本体进行分切，分切成与舱段长度相匹配的若干部分，做好标记，与金属舱段预装配，观察配合间隙是否满足胶接装配；

(4)粘接：将防热层本体和金属舱段的胶接区域打磨粗糙，调制一定数量的高温结构胶粘层，分别在防热层本体和金属舱段的胶接区域涂高温结构胶粘层，放置一段时间等待凝胶，缓慢的将防热层本体从上方旋转套在金属舱段外部，注意间隙均匀。在金属舱段与防热层本体粘接缝下方使用防护胶带封死，使用定位工装将金属舱段和防热层本体固定好，将挤出的高温结构胶粘层2擦净，静置一段时间，在上方补入少量高温结构胶粘层2，直至目视无缝隙，放入烘箱固化；固化后清理防护胶带以及残胶；

(5)机加钻孔：使用数控设备进行机加钻孔，打孔时选择高转速合金钻头，进给量低，孔背进行支撑，防止孔周围分层。尽量避免切削液进入胶粘区域。机加后将舱段(连同防热结构)放入烘箱进行干燥，等待喷涂涂层；

(6)喷涂：对孔壁进行保护，对防热层本体外表面进行防热涂层的喷涂；鉴于涂层的无机属性，不能喷涂过厚，否则有开裂风险。首先喷涂内涂层，分几次均匀喷涂，最后一次喷涂后送入烘箱固化。固化后测量外径是否满足要求，可打磨或补喷对外径进行微调。测量合格后喷涂外涂层。完成防热结构的制作。

在步骤(1)中，所述的高硅氧-酚醛预浸料固化制度为160℃保温4h，压力为1MPa；步骤(4)中所述的高温结构胶粘层为SY-16结构胶，固化制度为140℃保温5h；步骤(6)中所述的防热涂层分为内涂层KH-HT-PSN和外涂层KH-HT-EN203，固化制度为120℃保温4h。

本实用新型的工作原理如下：

在钢制开放式阳模的模具上手工铺设一定层数的高硅氧-酚醛编织布预浸料，铺层方向±45°和0°/90°交替铺贴，在铺至理论厚度后增加2层铺层作为机加余量；之后使用热压罐加压抽真空固化。加压的目的是克服固化过程中产生的挥发份(溶剂、水分、固化物在热固化中产生的水分和活性甲醛等)在材料中产生的孔隙和增加物料的流动性。完全固化后使用数控设备进行外圆车磨操作，将外径车至要求尺寸；脱模，分切成与舱段长度相匹配的若干部分；将每部分与相应金属舱段使用高温结构胶粘层粘接，使用烘箱进行固化；使用数控设备将防热结构与金属舱段一同钻孔；钻孔后对整体零件进行防热涂层的喷涂。

本实用新型利用高分子材料的相变吸热和质量交换来达到防热目的，并有多重防护。首先烧蚀防热涂层，然后烧蚀防热层本体，防热层本体在高温下碳化/熔化吸收大量热量，阻止热量传到弹体内部，保证内部仪器设备不受到损坏。

本实用新型的有益效果如下：

(1)同布带缠绕相比，本申请中的手工层铺方式门槛低、人员掌握熟练、培训容易、无需采购调试设备，一般非专业单位也可进行，能够保证生产周期，也可满足使用要求。

(2)本申请中在模具上铺贴之后脱模粘接而不是直接在金属舱段上铺贴，能够保证固化时的压力不会损坏金属舱段或使之变形，加工外圆时也不会直接装卡金属舱段，防止金属舱段不必要的损伤和变形。

(3)本申请中将粘接在金属舱段上的防热层和金属舱段一同打孔，能够保证孔壁无阶差，保证装配精度。

(4)本申请中所采用的防热涂层与高温结构胶粘层同样可以耐高温，满足使用要求，对防热效果有多重保证。

本申请是由高硅氧-酚醛复合材料制成的防热层本体，结构简单，质量轻，可满足强度要求和使用要求，成型方式与布带缠绕相比，不需采购调试设备成本和周期，工艺成熟、门槛低，可批量生产。

附图说明

图1为本实用新型的产品形状示意图；

图2为本实用新型的防热结构整体结构示意图；

图3为本实用新型中防热结构的剖面结构示意图。

图中标号：1.防热层本体；2.高温结构胶粘层；3.防热涂层；4.金属舱段。

具体实施方式

以下提供本实用新型一种航天弹体防热结构的具体实施方式。

实施例1

本实施例航天弹体防热结构，结合图1，由防热层本体1、高温结构胶粘层2、防热涂层3和金属舱段4构成，防热层本体1通过高温结构胶粘层2与金属舱段4粘接在一起，防热层本体1外表面喷涂防热涂层3。

具体到本实施例中，防热层本体1层铺固化成型后，经过外圆机加后分切成段，高温结构胶粘层2为流动性较差的液体胶粘剂，防热涂层3分为内涂层和外涂层两部分，金属舱段4为金属零件。

结合图2，防热层本体1为环状/锥状薄壁结构，内表面为胶接区域；金属舱段4外表面为胶接区域。

上述各部件的具体制造方法如下：

(1)制备防热层本体1：在钢制开放式阳模的模具上涂刷美国AXEL公司的XTEND19RSS脱模剂，手工铺设一定层数的高硅氧-酚醛编织布预浸料，铺层方向为±45°和0°/90°交错铺贴，第一层铺放完毕抽真空预压实，之后每4-5层抽真空，保证布层平整紧密的缠在模具上；铺层可对接，可打剪口，在对接缝＞5mm时可用窄布条填充；在铺至理论厚度后增加2层铺层作为机加余量；之后使用热压罐加压抽真空固化；固化制度为160℃保温4h，压力为1MPa，加压的目的是克服固化过程中产生的挥发份(溶剂、水分、固化物在热固化中产生的水分和活性甲醛等)在材料中产生的孔隙和增加物料的流动性；

(2)车外圆：带模具对防热层本体1进行外圆的车磨，模具上自带定位转轴，保证防热层本体1的圆柱度和内外圆的同心度；同时以模具边缘为定位，在模具上将需分段的边界加工出凹槽，保证防热层本体1分切的每段与模具的相对定位；

(3)分切：机加后，对应机加出的凹槽对防热层本体1进行分切，分切时，制件需固定在双“V”型夹具上，确保分切面与主轴线垂直，分切工具可使用金刚石锯线或超薄宝石切割用金刚石锯片，锯线直径或锯片厚度应小于0.7mm。分切成与舱段长度相匹配的若干部分，做好标记，与金属舱段4预装配，观察配合间隙是否满足胶接装配；

(4)粘接：将防热层本体1和金属舱段4的胶接区域打磨粗糙，调制一定数量的高温结构胶粘层2，分别在防热层本体1和金属舱段4的胶接区域涂SY-16高温结构胶粘层2，放置一段时间等待凝胶，缓慢的将防热层本体1从上方旋转套在金属舱段4外部，注意间隙均匀。在金属舱段4与防热层本体1粘接缝下方使用防护胶带封死，使用定位工装将金属舱段4和防热层本体1固定好，将挤出的高温结构胶粘层2擦净，静置一段时间，在上方补入少量高温结构胶粘层2，直至目视无缝隙，放入烘箱固化。固化制度140℃保温5h。固化后清理防护胶带以及残胶，使用A扫检测脱粘率，脱粘面积＜10％为合格产品，等待机加；

(5)机加钻孔：使用数控设备进行机加钻孔，打孔时选择高转速合金钻头，进给量低，孔背进行支撑，防止孔周围分层。尽量避免切削液进入胶粘区域。机加后将舱段(连同防热结构)放入烘箱进行干燥，等待喷涂涂层；

(6)喷涂：对孔壁进行保护，对防热层本体1外表面进行防热涂层3的喷涂；鉴于涂层的无机属性，不能喷涂过厚，否则有开裂风险。内涂层喷涂厚度为200μm，外涂层喷涂厚度为50μm。首先喷涂内涂层KH-HT-PSN，分几次均匀喷涂，最后一次喷涂后送入烘箱固化，固化制度为120℃保温4h。固化后测量外径是否满足要求，可打磨或补喷对外径进行微调。测量合格后喷涂外涂层KH-HT-EN203。完成防热结构的制作。

使用过程中，通过高温空气首先对防热涂层3进行烧蚀，涂层烧完后对防热层本体1进行烧蚀；一般防热涂层可以耐1100℃(百秒级)。防热层本体1理论厚度4.55mm，可以保证飞行状态下弹体内部温度不会影响到设备和仪器的正常运行。

本实施例中，防热层本体1采用层铺方式制造，可有效节约布带缠绕机专业设备采购和调试费用，工艺成熟，人员操作简单，适合非专业单位生产。

以上所述仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员，在不脱离本实用新型构思的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本实用新型的保护范围内。

Claims (3)

1.一种航天弹体防热结构，其包含防热层本体，高温结构胶粘层，防热涂层；通过高温结构胶粘层将防热层本体与金属舱段连接，机加钻孔后在防热层本体外表面喷涂防热涂层。

2.如权利要求1所述的一种航天弹体防热结构，其特征在于，所述的防热层本体为高硅氧-酚醛复合材料。

3.如权利要求1所述的一种航天弹体防热结构，其特征在于，所述的防热涂层分为内涂层和外涂层，其中内涂层为含有陶瓷粉成分的白色不透明涂层，外涂层为透明清漆。