本发明专利技术涉及一种用于宇航飞行器的大长径比防热层与金属件一体成型防热产品快速压制方法;步骤为制备压制模具;根据防热层预设的厚度进行分区,计算防热层不同分区的预混料装料的重量;将金属件正面喷砂后,放入到下模具中,预热下模具和金属件,采用装填工装装填预混料,在装料工装对应的不同分区装填预混料并预热,预热后的预混料装填至下模具中,采用预热的上模压制、脱模,获得预制件;将预制件置于烘箱中,保温,阶梯降温至室温,获得防热层与金属件一体成型防热产品;上述步骤可以解决现有技术存在的防热层与金属件采用防热层单独成型,再与金属件粘接的方式制备,工艺过程繁杂,生产效率较低的技术问题。生产效率较低的技术问题。生产效率较低的技术问题。
【技术实现步骤摘要】
用于宇航飞行器的大长径比防热层与金属件一体成型防热产品快速压制方法及其产品
[0001]本专利技术涉及防热产品制备
,尤其是涉及一种用于宇航飞行器的大长径比防热层与金属件一体成型防热产品快速压制方法及其产品。
技术介绍
[0002]宇航飞行器再入大气层时,会与空气发生剧激摩擦,表面要承受上千度的高温及高速气流的冲刷,为了保护飞行器免遭烧毁,需要在表面用一层特殊的防热材料来防护。
[0003]为了减缓飞行器在快速飞行过程中与空气发生剧烈摩擦产生的高温向内部传输损伤元器件,需要在飞行器表面制备一层防热层。酚醛材料是一种常用的防热材料,在热流作用下发生分解、熔化、蒸发等多种吸热和散热的物理和化学变化,以自身的质量消耗而带走大量热能,防止热量传入金属件,从而保障金属件正常工作。通常防热层与金属件采用方法为防热层单独成型,再与金属件粘接的方式制备,工艺过程繁杂,费力耗时,生产效率较低。
[0004]因此,针对上述问题本专利技术急需提供一种种用于宇航飞行器的大长径比防热层与金属件一体成型防热产品快速压制方法及其产品。
技术实现思路
[0005]本专利技术的目的在于提供一种用于宇航飞行器的大长径比防热层与金属件一体成型防热产品快速压制方法及其产品,通过大长径比防热层与金属件一体成型防热产品快速压制方法以解决现有技术存在宇航飞行器的防热层与金属件采用防热层单独成型,再与金属件粘接的方式制备,工艺过程繁杂,费力耗时,生产效率较低的技术问题。
[0006]本专利技术提供的一种用于宇航飞行器的大长径比防热层与金属件一体成型防热产品快速压制方法,包括如下制备步骤:制备压制模具,压制模具包括上模和下模,下模的上表面与金属件外形面一致,上模的下表面的弧面半径为92mm
‑
96mm;根据防热层预设的厚度进行分区,计算防热层不同分区的预混料装料的重量;将金属件正面喷砂后,金属件正面朝上放入到下模具中,预热下模具和金属件,采用装填工装装填预混料,在装料工装对应的不同分区装填预混料并预热,预热后的预混料装填至下模具中,采用预热的上模压制、脱模,获得预制件;将预制件置于烘箱中,保温,阶梯降温至室温,获得防热层与金属件一体成型防热产品。
[0007]优选地,金属件为平板、带弧形板或异形板。
[0008]优选地,采用50
‑
80目石英砂进行喷砂;喷砂压力为0.6
±
0.2MPa。
[0009]优选地,上模具和下模具的预热温度为175
±
10℃,保温时间≥30min。
[0010]优选地,金属件的预热温度为175
±
10℃,预热20
‑
30min。
[0011]优选地,预混料为酚醛树脂和增强材料,预混料预热温度为90
±
5℃,预热20
‑
30min。
[0012]优选地,酚醛树脂为氨酚醛树脂、镁酚醛树脂、硼酚醛树脂中的一种或两种混合物;增强材料为高硅氧纤维、石英纤维、无碱玻璃纤维或碳纤维中的一种。
[0013]优选地,上模压制的压力为10
‑
15MPa/m2,压制温度为175
±
10℃,保温20
‑
35min,压制后,在175
±
10℃脱模,获得预制件。
[0014]优选地,将预制件置于烘箱中,在175
±
10℃下保温120
‑
240min;降温至120℃,保温60
‑
120min,降温速度为20
‑
40℃/h;降温至80℃,保温60min, 降温速度为20
‑
40℃/h;降温至室温。
[0015]本专利技术还提供了一种基于如上述所述的用于宇航飞行器的大长径比防热层与金属件一体成型防热产品快速压制方法获得的产品,包括金属件,金属件上增加防热层。
[0016]本专利技术提供的一种用于宇航飞行器的大长径比防热层与金属件一体成型防热产品快速压制方法与现有技术相比具有以下进步:1、本专利技术提供的用于宇航飞行器的大长径比防热层与金属件一体成型防热产品快速压制方法,可以实现防热层与金属件一体成型,保证分区的防热层的厚度均匀性。
[0017]2、本专利技术提供的用于宇航飞行器的大长径比防热层与金属件一体成型防热产品快速压制方法,采用梯度降温方式,削弱了防热层与金属件线膨胀系数差异的影响,避免了因为降温速率过快造成界面脱粘现象。
[0018]3、本专利技术提供的用于宇航飞行器的大长径比防热层与金属件一体成型防热产品快速压制方法,提高了产品的生产效率,防热层和金属件结合力强,界面粘接质量好,防热层内部质量高,而且不需另外增加太多成本,具有良好的应用前景,有利于推广实施。
附图说明
[0019]为了更清楚地说明本专利技术具体实施方式或现有技术中的技术方案,下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍,显而易见地,下面描述中的附图是本专利技术的一些实施方式,对于本领域普通技术人员来讲,在不付出创造性劳动的前提下,还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0020]图1为本专利技术中所述金属件与防热层的结构示意图(立体图)。
[0021]附图标记说明:1、金属件;2、防热层。
具体实施方式
[0022]下面将结合附图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。
[0023]在本专利技术的描述中,需要说明的是,术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系,仅是为了便于描述本专利技术和简化描述,而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作,因此不能理解为对本专利技术的限制。此外,术语“第一”、“第二”、
“
第三”仅用于描述目的,而不能理解为指示或暗示相对重要性。
[0024]在本专利技术的描述中,需要说明的是,除非另有明确的规定和限定,术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解,例如,可以是固定连接,也可以是可拆卸连接,或一体地连接;可以是机械连接,也可以是电连接;可以是直接相连,也可以通过中间媒介间接相连,可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言,可以具体情况理解上述术语在本专利技术中的具体含义。
[0025]本专利技术提供了一种用于宇航飞行器的大长径比防热层与金属件一体成型防热产品快速压制方法,包括如下制备步骤:S1)制备压制模具,压制模具包括上模和下模,下模的上表面与金属件外形面一致,上模的下表面的弧面半径为92mm
‑
96mm;S2)根据防热层预设的厚度进行分区,计算防热层不同分区的预混料装料的重量;S3)将金属件正面本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种用于宇航飞行器的大长径比防热层与金属件一体成型防热产品快速压制方法,其特征在于:包括如下制备步骤:制备压制模具,压制模具包括上模和下模,下模的上表面与金属件外形面一致,上模的下表面的弧面半径为92mm
‑
96mm;根据防热层预设的厚度进行分区,计算防热层不同分区的预混料装料的重量;将金属件正面喷砂后,金属件正面朝上放入到下模具中,预热下模具和金属件,采用装填工装装填预混料,在装料工装对应的不同分区装填预混料并预热,预热后的预混料装填至下模具中,采用预热的上模压制、脱模,获得预制件;将预制件置于烘箱中,保温,阶梯降温至室温,获得防热层与金属件一体成型防热产品。2.根据权利要求1所述的用于宇航飞行器的大长径比防热层与金属件一体成型防热产品快速压制方法,其特征在于:金属件为平板、带弧形板或异形板。3.根据权利要求1所述的用于宇航飞行器的大长径比防热层与金属件一体成型防热产品快速压制方法,其特征在于:采用50
‑
80目石英砂进行喷砂;喷砂压力为0.6
±
0.2MPa。4.根据权利要求1所述的用于宇航飞行器的大长径比防热层与金属件一体成型防热产品快速压制方法,其特征在于:上模具和下模具的预热温度为175
±
10℃,保温时间≥30min。5.根据权利要求1所述的用于宇航飞行器的大长径比防热层与金属件一体成型防热产品快速压制方法,其特征在于:金属件的预热温度为175
±
10℃,预热20
‑
30min。6.根据权利要求1所述的用于宇航飞行器的大长径比防热层与金属...
【专利技术属性】
技术研发人员:张慧娟,宋寒,苗秀银,张薇,梁靖桃,高红成,
申请(专利权)人:北京玻钢院复合材料有限公司,
类型:发明
国别省市:
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