[發明專利]返回式飛船大尺寸扇弧面防熱結構成型工藝方法

在審

• 申請號: 201910271726.1
• 申請日: 2019-04-04
• 公開（公告）號: CN109955501A
• 公開（公告）日: 2019-07-02
• 發明（設計）人: 張璇;張明;韓建超;賴小明;關鑫;張鵬飛;鄭建虎;陶積柏;孫天峰;劉佳;宮頊;張玉生;楊雷;黎昱;徐挺;梁凱;白遠;焦萌
• 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;B29C70/54;B29L31/30
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 徐輝

本發明涉及一種返回式飛船大尺寸扇弧面防熱結構成型工藝方法，通過將熱固性樹脂溶液沉積在增強相纖維表面，得到一個剛性體結構，解決低密度質軟三維纖維結構整體成型易變形難題；再采用酚醛樹脂真空輔助浸漬增強相，得到纖維骨架結構，提高了整體成型防熱結構的力學性能，避免整體成型的大尺寸扇弧面防熱結構失穩風險；最后在整個大尺寸扇弧面防熱結構坯件內生成多孔酚醛樹脂氣凝膠結構，使材料具備隔熱性能，完成整體防熱結構成型。使用本方法制備的防熱側壁結構，剛性模具支撐情況下檢測，尺寸精度優于2mm；密度均勻可控，密度均勻性在±0.02g/cm³；密度值具備可設計性，可設計范圍在0.27～0.40g/cm³。

技術領域

本發明涉及一種返回式飛船大尺寸扇弧面防熱結構成型工藝方法，屬于返回式飛船熱防護技術領域。

背景技術

返回式飛船在再入飛行過程，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，確保對航天器內部的設備、人員的保護。隨著深空探測技術的不斷開展，針對第二宇宙飛行速度的熱流環境，要求熱防護系統表面燒蝕層不能開裂、脫落，對表面的結構穩定性和完整性要求更高，對熱防護系統的輕量化提出更高要求。國外航天飛機多采用大量、低密度、小尺寸(尺寸小于600mm見方)的隔熱瓦拼接而成，這種拼接方式存在結構穩定性差、安全性差、裝配復雜、研制周期長等問題。為解決拼接成型帶來的不足，急需研制低密度、大尺寸、尺寸精度控制性好、整體成型的防熱結構成型工藝方法。

返回式飛船中部為錐體回轉結構的防熱側壁結構(見圖1)，考慮迎風面背風面因素、分區功能模塊化因素和裝配的高效性，返回式飛船熱防護系統側壁結構從母線方向和軸向對防熱結構進行切分，所形成的防熱分塊尺寸包括錐形夾角不小于20°，最大弧長夾角不大于180°，最大寬度尺寸不大于母線通長的扇形弧面。而大曲率、大尺寸、弱剛性的扇弧面防熱結構構型復雜、尺寸大、結構維形困難、高精度一體化成型困難。

發明內容

為了解決第二宇宙速度返回式飛船大尺寸、弱剛性的扇弧面防熱結構整體成型難題，本發明提供一種返回式飛船大尺寸扇弧面防熱結構成型工藝方法，使用返回式飛船大尺寸、弱剛性扇弧面防熱結構成型工藝方法制備的防熱側壁結構，剛性模具支撐情況下檢測，尺寸精度優于2mm；密度均勻可控，密度均勻性在±0.02g/cm³。

本發明目的通過如下技術方案予以實現：

提供一種返回式飛船大尺寸扇弧面防熱結構成型工藝方法，包括如下步驟：

步驟1：配置含膠量2～3％的熱固性樹脂溶液，在每個纖維層表面噴涂樹脂；

步驟2：采用步驟1處理后的纖維層在坯件成型模具完成纖維增強體的三維網絡多孔結構整體成型；坯件成型模具與扇弧面防熱結構坯件凹面形狀匹配；

步驟3：將步驟2所制備的三維網絡多孔結構樹脂涂層完成高溫凝膠反應形成扇弧面防熱結構坯件；

步驟4：在扇弧面維形工裝(1)上放置導氣隔離材料(2)，然后放置扇弧面防熱結構坯件(3)，凹面放置導膠隔離材料(4)并封真空袋(5)；

步驟5：配置含膠量5～50％的酚醛溶液；

步驟6：將步驟4封好的扇弧面維形工裝(1)及真空袋，通過真空軟管接真空泵設備，抽真空，保壓一段時間后，將步驟5配置好的酚醛溶液通導入到扇弧面防熱結構坯件(3)內；

步驟7：關閉進膠通道，真空泵持續抽壓，50～80℃持續加熱，完成溶劑干燥；

步驟8：將真空袋、導膠隔離材料拆除，將扇弧面防熱結構坯件(3) 與扇弧面維形工裝分離；

步驟9：將扇弧面防熱結構坯件(3)放入扇弧面成型工裝內，加熱進行溶液-凝膠反應，完成扇弧面防熱結構的剛性骨架結構成型；