一种隔热材料和金属舱段界面匹配原位成型方法技术

本发明专利技术涉及一种隔热材料和金属舱段界面匹配原位成型方法。所述原位成型方法包括如下步骤：(1)表面粗糙化处理的步骤：将欲成型舱段的外部进行表面粗糙化处理；(2)界面处理的步骤：利用界面处理材料对经步骤(1)处理后的预成型舱段的外部进行界面处理；所述界面处理材料包括硅橡胶胶粘剂与柔性薄毡复合而成的复合材料或弹性树脂胶膜，所述界面材料的厚度为0.1‑2mm；(3)复合的步骤；和(4)成型的步骤。该方法通过对界面材料的种类及界面材料的厚度进行优化，使得隔热复合材料能够整体覆盖需防护的舱段表面，解决了隔热材料与金属舱壁间界面匹配问题。

An in-situ forming method of interface matching between thermal insulation material and metal cabin

The invention relates to an in-situ forming method for matching the interface of an insulating material and a metal cabin section. The in-situ forming method comprises the following steps: (1) the steps of surface roughening: the outer part of the cabin to be formed is roughened; (2) the steps of interface treatment: the outer part of the pre formed cabin after the treatment in step (1) is treated with interface treatment materials; the interface treatment materials include the composite material composed of silicone rubber adhesive and flexible felt The thickness of the interface material is 0.1-2mm; (3) the step of composite; and (4) the step of molding. This method optimizes the type and thickness of the interface materials, so that the insulation composite can cover the whole cabin surface to be protected, and solves the interface matching problem between the insulation materials and the metal bulkheads.

【技术实现步骤摘要】
一种隔热材料和金属舱段界面匹配原位成型方法
本专利技术涉及隔热材料
，尤其涉及一种隔热材料和金属舱段界面匹配原位成型方法。
技术介绍
随着超高声速飞行器在大气层中巡航速度的增加、巡航时间的延长，飞行器要承受更加严酷的气、热载荷作用，表面温度超过金属舱体承受极限。为了保证飞行器外形结构完整，内部的元器件正常工作，需要采用兼具耐温隔热和承载功能的外防热隔热材料。传统方式中，采用分块制备隔热材料构件，再将其逐一贴于飞行器舱体外部，每个部件需要依次对齐或单独定位，对于构件和舱体的型面轮廓精度要求较高，装配工序复杂、难度大、周期长，并且需要数量繁多的模具及工装的投入，生产效率不高，成本难以降低。为了解决上述技术问题，专利技术人研发出了一种在舱体上原位成型的成型模具及利用该模具在舱段上原位成型隔热材料构件的成型方法，并将此研发成果申请专利技术专利，申请公布号为CN109572003A。原位成型通过将纤维预制体套装并粘接在舱段的外壁上，并通过注入溶胶前驱体使得隔热材料构件能够一体化成型于舱段上，与传统的装配方法相比，产品材料的性能保持一致，典型的产品研制周期缩短。但上述方成型方法并未关注隔热材料和金属舱段的界面匹配。在成型阶段，金属舱段和隔热复合材料构件容易出现粘接效果差的问题，从而导致产品批次粘接质量不合格。有鉴于此，特提出本专利技术。
技术实现思路
针对现有的隔热材料和金属舱段原位成型过程中存在的界面匹配难题，本专利技术提供了一种隔热材料舱段界面匹配原位成型方法。本专利技术提供了如下技术方案：一种隔热材料和金属舱段界面匹配原位成型方法，所述原位成型方法包括如下步骤：(1)表面粗糙化处理的步骤：将欲成型舱段的外部进行表面粗糙化处理；(2)界面处理的步骤：利用界面处理材料对经步骤(1)处理后的预成型舱段的外部进行界面处理；所述界面处理材料包括硅橡胶胶粘剂与柔性薄毡复合而成的复合材料或弹性树脂胶膜，所述界面材料的厚度为0.1-2mm；(3)复合的步骤：将隔热材料纤维预制体套装于欲成型舱段上，套装过程中通过端面特征和/或型面特征进行定位；(4)成型的步骤：将经步骤(3)处理后的舱体装配到成型模具中，合模后向成型模具中注入树脂，经固化、脱模实现在金属舱段上原位成型得到隔热材料。优选地，所述弹性树脂胶膜选自J245、J272、J261、J78、J47中的任一种或多种。优选地，所述硅橡胶胶粘剂选自CP、SL、RTV-2、RTV-400中的任一种或多种。优选地，所述柔性薄毡选自芳纶毡、玻璃纤维毡、石英毡、莫来石毡中的任一种或多种。优选地，所述树脂选用固化温度为80-200℃的树脂。优选地，在步骤(4)中，在80-200℃下进行所述固化，固化时间控制在12-20小时。优选地，采用砂纸打磨或喷砂的方式进行所述表面粗糙化处理。优选地，采用喷砂的方式进行所述表面粗糙化处理，优选地，喷砂压力为0.2-0.5MPa，砂粒目数30-40目。优选地，所述原位成型方法还包括(5)切割加工的步骤：将步骤(4)制得的产品进行切割加工。优选地，采用使用数控机床或普通加工的方式进行所述切割加工，优选采用数控机床进行所述切割加工。有益效果本专利技术的上述技术方案具有如下优点：(1)本专利技术提供的这一方法通过对界面材料的种类及界面材料的厚度进行优化，使得隔热复合材料能够整体覆盖需防护的舱段表面，解决了隔热材料与金属舱壁间界面匹配问题。经检测，隔热复合材料构件与金属舱段的粘接面积不低于90％，最高可达到100％，实现金属舱段和隔热复合材料构件的完全粘接，并且界面强度不小于0.3MPa。(2)本专利技术提供的这一方法采用现有的成型模具即可实现隔热复合材料和金属舱段的原位成型。(3)本专利技术提供的这一方法可以用于成型规则及非规则形状的舱段隔热材料，在航空航天工业的环境中具有广泛的应用前景。(4)本专利技术提供的这一方法简单、操作简便、对环境污染小。(5)本专利技术提供的这一方法大幅度减少了整个热防护产品生产、装配周期，降低了产品构件单独制备成型、加工、装配、对接、缝隙处理等环节的模具工装、人力及原材料等成本。具体实施方式为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例，对本专利技术的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本专利技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。本专利技术是在之前的隔热材料和金属舱段原位成型的基础上进行改进之后所提出的一种新的隔热材料和金属舱段原位成型方法，新的原位成型方法对如何实现隔热材料和金属舱段的界面匹配进行了研究，并优选出了最佳的界面处理材料以及界面处理工艺，使得隔热复合材料能够整体覆盖需防护的舱段表面，解决了隔热材料与金属舱壁间界面匹配问题。经检测证明，采用新的原位成型方法在金属舱段上复合的隔热复合材料构件与金属舱段的粘接面积不小于90％，最高可达到100％，实现金属舱段和隔热复合材料构件的完全粘接，并且界面强度不小于0.3MPa。具体地，本专利技术提供的这一隔热材料和金属舱段界面匹配原位成型方法包括如下步骤：(1)表面粗糙化处理的步骤：将欲成型舱段的外部进行表面粗糙化处理。表面粗造化处理的目的是提高欲成型的金属舱段的外表面的粗糙度以增强界面结合效果。(2)界面处理的步骤：利用界面处理材料对经步骤(1)处理后的预成型舱段的外部进行界面处理。本专利技术在该步骤中对用于进行界面处理的界面材料的种类以及界面材料的厚度进行了优化。具体地，用于进行界面处理的界面处理材料包括硅橡胶胶粘剂与柔性薄毡复合而成的复合材料或弹性树脂胶膜(界面处理材料可以通过涂刷、喷涂或粘贴等方式复合在金属舱段的外壁上)，所述界面处理材料的厚度为0.1-2mm，可以为该范围内的任意数值，例如，可以为0.1mm、0.2mm、0.3mm、0.4mm、0.5mm、0.6mm、0.7mm、0.8mm、0.9mm、1mm、1.1mm、1.2mm、1.3mm、1.4mm、1.5mm、1.6mm、1.7mm、1.8mm、1.9mm、2mm，更优选为0.3-1.5mm。优化后的界面处理材料种类可以在中低温下(80-200℃)实现固化而将隔热复合材料构件和金属舱段粘接在一起，而0.1-2mm的界面材料厚度可以保证粘接强度使隔热复合材料构件不易从金属舱段上脱落，还能保证隔热复合材料构件和金属舱段的粘接面积达到不小于90％(最高可达到100％)。因为专利技术人在研究中发现，界面处理材料的厚度并非越厚越好。一般受制于产品所需一定厚度以实现其防热功能，而通常情况下外型轮廓受到约束，即已确定外部边界，因此界面层厚度增加则隔热材料厚度相应降低，影响隔热性能。当界面处理材料的厚度超过2mm时，界面处理材料的引入相当于在金属舱段和隔热复合材料构件之间引入新的材料层，新的界面材料层与金属舱段和隔热复合材料构本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种隔热材料和金属舱段界面匹配原位成型方法，其特征在于，所述原位成型方法包括如下步骤：/n(1)表面粗糙化处理的步骤：将欲成型舱段的外部进行表面粗糙化处理；/n(2)界面处理的步骤：利用界面处理材料对经步骤(1)处理后的预成型舱段的外部进行界面处理；所述界面处理材料包括硅橡胶胶粘剂与柔性薄毡复合而成的复合材料或弹性树脂胶膜，所述界面材料的厚度为0.1-2mm；/n(3)复合的步骤：将隔热材料纤维预制体套装于欲成型舱段上，套装过程中通过端面特征和/或型面特征进行定位；/n(4)成型的步骤：将经步骤(3)处理后的舱体装配到成型模具中，合模后向成型模具中注入树脂，经固化、脱模实现在金属舱段上原位成型得到隔热材料。/n

【技术特征摘要】
1.一种隔热材料和金属舱段界面匹配原位成型方法，其特征在于，所述原位成型方法包括如下步骤：
(1)表面粗糙化处理的步骤：将欲成型舱段的外部进行表面粗糙化处理；
(2)界面处理的步骤：利用界面处理材料对经步骤(1)处理后的预成型舱段的外部进行界面处理；所述界面处理材料包括硅橡胶胶粘剂与柔性薄毡复合而成的复合材料或弹性树脂胶膜，所述界面材料的厚度为0.1-2mm；
(3)复合的步骤：将隔热材料纤维预制体套装于欲成型舱段上，套装过程中通过端面特征和/或型面特征进行定位；
(4)成型的步骤：将经步骤(3)处理后的舱体装配到成型模具中，合模后向成型模具中注入树脂，经固化、脱模实现在金属舱段上原位成型得到隔热材料。


2.根据权利要求1所述的原位成型方法，其特征在于，
所述弹性树脂胶膜选自J245、J272、J261、J78、J47中的任一种或多种。


3.根据权利要求1或2所述的原位成型方法，其特征在于，
所述硅橡胶胶粘剂选自CP、SL、RTV-2、RTV-400中的任一种或多种。


4.根据权利要求3所述的原位成型方法，其...

【专利技术属性】
技术研发人员：宋寒，郭慧，孙阔，刘圆圆，徐春晓，刘韬，李文静，赵英民，裴雨辰，
申请(专利权)人：航天特种材料及工艺技术研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11