[發明專利]一種耐高溫隔熱夾層材料構件的機床加工方法

有效

• 申請號: 201710121671.7
• 申請日: 2017-03-02
• 公開（公告）號: CN106808247B
• 公開（公告）日: 2019-10-11
• 發明（設計）人: 宋寒;蘇力軍;李文靜;劉云龍;曹杰;李晶
• 申請（專利權）人: 航天特種材料及工藝技術研究所
• 主分類號: B23Q3/06
• 分類號: B23Q3/06
• 代理公司: 北京五洲洋和知識產權代理事務所(普通合伙) 11387
• 代理人: 劉春成

本發明提供了一種耐高溫隔熱夾層材料構件的機床加工方法，所述方法包括如下步驟：(1)將構件材料坯體置于加工工裝；(2)利用定位特征對構件材料坯體進行定位；(3)將定位好的構件材料坯體固定；(4)對構件材料坯體進行邊緣切割加工，得到邊緣切割加工構件；其中，所述構件材料坯體具有異質層結構，并且所述邊緣切割加工通過機床加工方式進行。本發明方法簡單、操作簡便、對環境污染小，能夠大幅度提高構件加工精度和加工效率，主要用于航天航空工業、民用工業等領域。

技術領域

本發明涉及隔熱材料技術領域，具體地說，本發明涉及一種耐高溫隔熱夾層材料構件的加工方法。

背景技術

超高聲速飛行器在大氣層中長時高速巡航的過程中，飛行器要承受嚴酷的氣、熱載荷作用。為了保證飛行器外形結構完整，內部的元器件正常工作，需要兼具耐溫隔熱和承載功能的熱防護系統來保護飛行器避免在氣動加熱環境中燒毀和過熱。

熱防護系統由于需要兼具耐溫、隔熱和承載等多種功能，因此一般都采用具有夾層結構的耐高溫隔熱構件，即耐高溫隔熱夾層材料構件。目前，耐高溫隔熱夾層材料構件的研究主要集中在材料本身以及夾層結構中的各層一體化制備技術上。

例如，CN201320526457.7公開了一種耐高溫一體化剛性隔熱構件，所述耐高溫一體化剛性隔熱構件包括：剛性纖維隔熱層；滲透至所述剛性纖維隔熱層中的氣凝膠滲透層；在所述剛性纖維隔熱層的至少一側上的纖維織物面板增強層，其中通過縫合纖維線將所述剛性纖維隔熱層和所述纖維織物面板增強層縫制在一起，但是該專利沒有公開到最后的邊緣切割加工方法。

然而，耐高溫隔熱夾層材料構件一般裝配在飛行器艙體外部，在使用時需要將多個構件拼接在一起，因此對于單個構件的內外型面及四周輪廓精度的要求是非常高的。另一方面，構件由于由夾層構成，制造時不僅涉及各層的制備工序，還涉及將各層一體化的工序，一體化后得到的坯體的邊緣部分的性能或者外形輪廓經常無法滿足使用要求，因此需要將坯體邊緣進行進一步的加工。

如上所述，目前的研究主要集中在各層材料性能上以及在將各層一體化的技術上，很少研究用于提高耐高溫隔熱夾層結構的外形輪廓精度的加工技術。如果采用現有的加工方式，如車床或銑床等方式，存在定位精度低，自動化程度不高，加工后構件邊緣狀態不佳，影響構件生產制備的進度，甚至部分具有特異形狀的構件無法加工等問題。

因此，非常需要一種用于保障和改善耐高溫隔熱夾層材料構件的外形和精度、提高加工效率的加工方法。這種夾層材料構件的加工方法特點或難點在于如何利用高精度的定位基準以保證加工精度，以及如何確保加工不同性質材料集成為一體的夾層材料結構以保證其夾層材料構件的邊緣狀態滿足使用要求。

發明內容

為了解決一個或多個上述問題，本發明提供了一種夾層結構尤其是例如耐高溫隔熱材料夾層材料構件的加工方法。

具體地說，本發明通過如下技術方案來實現：

1、一種耐高溫隔熱夾層材料構件的機床加工方法，所述方法包括如下步驟：

(1)將構件材料坯體置于加工工裝；

(2)利用定位特征對構件材料坯體進行定位；

(3)將定位好的構件材料坯體固定；

(4)對構件材料坯體進行邊緣切割加工，得到邊緣切割加工構件；

其中，所述構件材料坯體具有異質層結構，并且所述邊緣切割加工通過機床加工方式進行。

2、根據技術方案1所述的方法，所述邊緣切割加工的誤差為不大于0.3％。