[發明專利]一種返回式飛船側壁防熱層成型工裝

有效

• 申請號: 201910271694.5
• 申請日: 2019-04-04
• 公開（公告）號: CN109955500B
• 公開（公告）日: 2020-12-18
• 發明（設計）人: 孫天峰;賴小明;張明;張玉生;張璇;鄭建虎;張鵬飛;關鑫;楊海濤;宮頊;梁龍;黎昱;陶積柏;雷堯飛;姚雙;王書超
• 申請（專利權）人: 北京衛星制造廠有限公司
• 主分類號: B29C70/44
• 分類號: B29C70/44;B29C70/46;B29C70/54;B29L31/30
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 張歡

一種返回式飛船側壁防熱層成型工裝，包括上模、中模、下模、托盤、起吊環、上模觀察窗、溫度傳感器、注膠管路、真空管路、壓緊框、支撐座、壓緊板、防熱層；沿高度方向，上模、中模、下模；中模、下模用于盛放飛船側壁防熱層；中模、下模間的安裝面處于其內托盤高度方向的中間位置；上模作為上蓋，組裝后，與中模、下模共同形成封閉腔體。本發明克服了纖維增強低密度熱防護材料易變形的難題，實現制備過程中材料的起吊、轉運、翻轉，保證材料成型后直接形成返回式飛船防熱側壁的錐面形狀，并一次制備多件。

技術領域

本發明涉及一種成型工裝，屬于纖維增強低密度熱防護材料成型領域。

背景技術

由于在再入飛行過程需經歷高熱流沖刷，返回式飛船外表面須有可靠、耐沖刷的熱防護系統，以便保護航天器內部的設備、人員。隨著深空探測工程的不斷開展，航天器第二宇宙飛行速度返回再入熱流環境對熱防護系統表面燒蝕層結構強度、結構穩定性、大尺寸整體成型、結構輕量化、成型質量控制提出了更高要求，傳統返回式航天器熱防護材料不能滿足其需要。

大尺寸曲面長纖維針刺結構熱防熱層是針對第二宇宙飛行速度返回再入熱流環境下大型返回式飛船開發的熱防材料，具有高結構強度、大尺寸整體成型、密度小、抗燒蝕能力強等優點，克服了傳統返回式飛船熱防護材料結構強度弱、不能整體成型、密度大、抗燒蝕能力低等不足。返回式飛船側壁防熱層為錐臺面的一段截面形成的弧形結構，弧形結構兩側為平面翻邊結構，其寬度為1300mm，高度為400mm，長度超過2800mm，是大型返回式飛船側壁的熱防護結構。該防熱層在成型過程中需進行真空浸漬、固化、烘干等工序。

現有的成型工裝主要存在以下問題：

(1)常規成型工裝成型防熱層尺寸一般均小于1m，防熱層使用時多塊拼接，達到熱防護區域的整體覆蓋，該方式不能適用于返回式飛船第二宇宙飛行速度返回再入熱流環境對側壁防熱層整體成型的要求。

(2)返回式飛船側壁防熱層因材料強度低、受力易變形，常規的成型工裝在對防熱層轉移、翻轉，無法保證防熱層各處受力均勻，材料局部因受力過大，產生變形。

(3)常規成型工裝無防止防熱層在樹脂浸漬時漂浮的裝置，纖維增強低密度熱防護材料密度低，樹脂浸漬時，材料受液體樹脂浮力的作用，出現漂浮，進而引起材料變形。

(4)常規成型工裝單次成型防熱層數量少，返回式飛船側壁防熱區域面積大，且需多塊組裝，采用單件制備法，制造周期長。

(5)常規成型工裝無法實時監控防熱層在樹脂內的浸漬情況，不便于對樹脂浸漬結果進行判斷。

(6)常規成型工裝均采用樹脂從工裝頂部注入的樹脂浸漬方式，易將空氣阻滯在防熱層內，形成缺陷。

(7)常規成型工裝無脫模保證措施，返回式飛船側壁防熱層為非閉合錐形，受力極易變形，固化后，該結構形式將脫模困難，強行脫模會造成防熱層損傷，甚至破壞。

(8)常規成型工裝為規則內腔，呈曲面結構的返回式飛船側壁防熱層置于其中后，防熱層與工裝間空余大量間隙，樹脂浸漬時，該間隙將被樹脂填滿，浪費大量樹脂，提高了制造成本。

發明內容

本發明要解決的技術問題是：本發明提供了一種返回式飛船側壁防熱層成型工裝，克服了纖維增強低密度熱防護材料易變形的難題，實現制備過程中材料的起吊、轉運、翻轉，保證材料成型后直接形成返回式飛船防熱側壁的錐面形狀，并一次制備多件，通過保障真空浸漬和自下而上逐步浸沒樹脂浸漬工藝的實施，解決了樹脂充分進入基體材料孔隙的難題，通過工裝特定結構，實現了防熱層烘干、固化等加熱過程中的均勻受熱、內部溫度監控及順利脫膜，并最終實現了返回式飛船側壁防熱層的制備。

本發明所采用的技術方案是：一種返回式飛船側壁防熱層成型工裝，包括上模、中模、下模、托盤、起吊環、上模觀察窗、溫度傳感器、注膠管路、真空管路、壓緊框、支撐座、壓緊板、防熱層；