[发明专利]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

说明书

本发明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。

技术领域

本发明涉及防热产品制备技术领域，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。

背景技术

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。

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。

因此，针对上述问题本发明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。

发明内容

本发明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。

本发明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。

优选地，金属件为平板、带弧形板或异形板。

优选地，采用50-80目石英砂进行喷砂；喷砂压力为0.6±0.2MPa。

优选地，上模具和下模具的预热温度为175±10℃，保温时间≥30min。

优选地，金属件的预热温度为175±10℃，预热20-30min。

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。

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。

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。