[發明專利]一種變錐度防熱層的纏繞成型方法

在審

• 申請號: 201810634462.7
• 申請日: 2018-06-20
• 公開（公告）號: CN108995243A
• 公開（公告）日: 2018-12-14
• 發明（設計）人: 王曉靜;李寅;操亞平;吳文敬;趙宇寧;高玉光;李毅;鄧立松;張朝輝
• 申請（專利權）人: 航天材料及工藝研究所;中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: B29C70/32
• 分類號: B29C70/32
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 張麗娜

本發明涉及一種變錐度防熱層的纏繞成型方法，屬于復合材料成型技術領域。本發明根據產品結構尺寸設計模具外形尺寸；根據產品每個錐段的角度和防熱層厚度，制定大端纏繞角度和各個錐段的布帶寬度；將單個錐段內當做單錐角進行傾斜纏繞，在纏繞至下個錐段前的5?20mm范圍內，更換下個錐段的纏繞布帶，進行過渡；最后，對整個產品毛坯進行隔離材料的包扎、固化成型，經冷卻后脫模得到多錐段防熱產品。該產品具有良好的整體性和抗燒蝕性能。

技術領域

本發明涉及一種變錐度防熱層的纏繞成型方法，屬于復合材料成型技術領域。

背景技術

航天飛行器在飛行過程中會經歷復雜的氣動環境，外部溫度能達到1000-2000℃，甚至更高，為保證飛行器內部儀器設備的正常使用，在金屬殼體的外部均有燒蝕材料層。燒蝕材料在熱流作用下，發生分解、熔化、蒸發、升華等多種物理化學變化，通過材料本身的質量消耗帶走大量熱量，從而起到防隔熱的作用，其具有防熱效率高和工作可靠等優點，是航天器最為常用，且應用范圍很廣的熱防護材料。

航天飛行器一般由多個部段組成，為滿足其氣動要求，其外表面多為錐形結構，且局部存在錐角突變。防熱層位于航天飛行器的外表面，形狀與金屬殼體外表面需一致。為實現錐角突變的要求，通常情況下采用成型為單錐角結構再加工為多錐角形狀的方式，或采用成型為不同錐角的單錐角結構再對接的方式，或利用陰陽組合模具進行模壓成型的方式。在以上方案中，加工方案會造成原材料的浪費；對接方案會增加生產工序，延長生產周期；模壓方案中模具成本高，錐角突變處易缺料，且不適用于薄壁結構。本發明針對整體成型變錐度薄壁防熱層的要求，采用改變纏繞角、保持布層平行的布帶傾斜纏繞成型方式制備變錐度防熱層。

發明內容

本發明的技術解決問題是：克服現有技術的不足，提出一種變錐度防熱層的纏繞成型方法，該方法針對薄壁防熱層的圓滑變錐度要求，在不同錐度段采用不同寬度和纏繞角度的預浸布帶進行傾斜纏繞一次成型工藝，制備整體變錐度防熱層。

本發明的技術解決方案是：

一種變錐度防熱層的纏繞成型方法，該方法的步驟包括：

(1)制備變錐度防熱層的成型陽模；

所述的成型陽模拐角處的外徑計算方式為：

成型陽模拐角處的外徑＝變錐度防熱層小端內徑最大值+變錐度防熱層小端錐段長度最大值×變錐度防熱層小端錐段角度中值的正切值×2；

成型陽模的角度為變錐度防熱層每錐段角度的設計中值；

(2)采用傾斜纏繞方法在步驟(1)制備的成型陽模表面進行布帶纏繞，得到變錐度防熱層的毛坯件；

設定變錐度防熱層包括兩個錐度，外徑小的一端稱為小端，且小端錐角為α，小端纏繞厚度為δ₁；外徑大的一端稱為大端，且大端錐角為β，大端纏繞厚度為δ₂。

進行布帶纏繞時，涉及布寬L和纏繞角θ兩個參數的確定，小端布寬為L₁，小端纏繞角為θ₁，大端布寬為L₂，大端纏繞角為θ₂。布寬需滿足：L₁＝δ₁/sinθ₁，L₂＝δ₂/sinθ₂；為實現布層平行，纏繞角需滿足：α+θ₁＝β+θ₂，且θ₁和θ₂均不宜過大，并根據防熱層使用要求進行限定，比如防熱層要求具有優異的抗氣流沖刷性能時，θ₁和θ₂宜在10°-30°范圍內，防熱層要求具有優異的力學性能時，θ₁和θ₂宜在5°-20°范圍內。