[发明专利]一种多曲面夹层结构外防热材料成型模具设计方法

说明书

本发明涉及一种多曲面夹层结构外防热材料成型模具及方法，该多曲面夹层结构外防热材料成型模具设计方法包括选择成型模具材料；设计成型模具结构；选取基准面与设置成型模具加工精度；装配模具及测试模具气密性，其中，成型模具由上模、下模以及多块边条组成，上模、下模以及边条具有与外防热材料接触的型面、与其他模具部件接触的配合面以及用于彼此插接固定的定位孔，且上模、下模与边条通过定位孔插接定位，部位边条采用限位块定位。本发明方法简单、操作简便、对环境污染小，能够净尺寸成形产品型面，大幅度提高构件的合格率，在航天航空工业、民用工业等领域具有良好的市场应用前景。

技术领域

本发明涉及航天热防护技术领域，尤其涉及一种多曲面夹层结构外防热材料成型模具设计方法。

背景技术

随着航天技术的发展，航天飞行器的飞行速度不断提高，服役环境越来越恶劣，有效的热防护系统可在飞行器结构面对剧烈的气动加热时为其提供足够的保护，使飞行器免于严酷的气动热环境的伤害而能保持更长时间的安全飞行。可靠的热防护系统是高性能飞行器安全飞行的关键系统之一，而对其防热结构的设计和防热材料的选择是热防护系统设计研制的关键。

根据飞行器飞行任务需求和热环境分析结果，综合考虑加热环境、力学环境、使用次数、成本等因素，飞行器各部位采用不同类型的热防护系统。主要的防热系统可分为被动防热系统、主动防热系统和半被动防热系统三大类，并且各类热防护系统各自又包括若干种防热结构。

防热结构一般包含吸热式结构、辐射式结构、烧蚀式结构以及发汗式结构。吸热式结构又称作热沉式结构，是利用材料自身热容吸热来达到防热目的的一种方式，通常采用比热容大、熔点高、导热率大的结构材料。烧蚀式防热结构是利用材料的相变吸热和质量交换来达到防热目的，通常采用导热系数小、相变温度高的材料。辐射式防热结构由耐热外蒙皮、隔热层和内部结构组成，外蒙皮由高辐射率的耐热材料或表面涂有高辐射涂层的材料构成，受热时以辐射的形式向外散热。发汗式结构是利用气体或者液体发汗剂从多孔表面中挤出并分解和气化，利用固体发热剂在气动加热下的气化来吸收热量。

防热材料是为保证飞行器在特殊的气动热环境下正常工作的一种功能材料，它不仅要使飞行器在气动热环境中免遭损毁破坏，还要使被防护结构保持在指定的工作温度范围内，同时还应保证结构的气动特性。被动热防护系统主要选用抗氧化碳/碳、陶瓷或其相应的金属基复合材料；主动热防护系统中，各种结构多选用金属材料；半被动热防护系统中，热管结构中选用高温金属热管，碳/碳或陶瓷基复合材料面板，烧蚀结构多选用烧蚀材料。

在航天飞行器热防护结构领域中，为解决陶瓷纤维刚性隔热瓦脆性的问题，国内有关专家创新性的提出了夹层结构热防护材料，该类型材料具有高面板强度、高应变协调能力、抗冲刷以及优良的隔热效果等优点。

例如，CN203628151U公开了一种耐高温一体化刚性隔热构件，该耐高温一体化刚性隔热构件包括刚性纤维隔热层；渗透至刚性纤维隔热层中的气凝胶渗透层；和在刚性纤维隔热层的至少一侧上的纤维织物面板增强层，其中，通过缝合纤维线将刚性纤维隔热层和纤维织物面板增强层缝制在一起。

又例如，CN206885331U公开了一种航天器复合防热层，包括承力金属壳体、轻制质泡沫陶瓷块、金属镀层薄膜、聚丙烯树脂层和导气管，承力金属壳体上端面覆盖有无机纤维毡隔热层，且承力金属壳体外围环设有立柱，轻制质泡沫陶瓷块均匀卡合在防热层内，防热层底端设置有空腔，空腔内填充有纯净惰性气体，金属镀层薄膜覆盖在防热层外表面，且金属镀层薄膜上设置有加强筋，聚丙烯树脂层连接在轻制质泡沫陶瓷块与蜂窝缓冲夹层之间，蜂窝缓冲夹层上固定连接有防热网垫，防热网垫与金属镀层薄膜接触面设置有通气孔，导气管安装在空腔一侧。

夹层结构热防护材料通常由芯层隔热材料和上下层陶瓷面板通过一体化缝合制备而成，芯层隔热材料一般由柔性棉毡复合气凝胶隔热填料制备而成，上下面板由连续纤维增强体复合陶瓷基体制备而成，上面板、气凝胶隔热芯层、下面板之间通过陶瓷化缝合线连接而成。