[实用新型]一种SiC/SiC复合材料多筋锥形构件成形模具

说明书

本发明属于复合材料构件制造技术领域，具体涉及一种SiC/SiC复合材料多筋锥形构件成形模具，其中，加工模具包括：第一加工模具(10)和第二加工模具(11)，第一加工模具(10)外表面与锥形加筋构件内表面加工型面一致，且第一加工模具(10)外表面设有筋条；第二加工模具(11)内表面与锥形加筋构件外表面加工型面一致。本发明通过一种SiC/SiC复合材料多筋锥形构件成形模具设计实现锥形加筋纤维预制体整体编织与成型。本发明采用SiC/SiC复合材料多筋锥形构件加工模具实现了SiC/SiC锥形加筋构件加工、致密化和涂层一体化制造，构件内型面无需加工，只需要加工外型面和筋条，最大限度地减低了锥形构件的加工难度、加工损伤和加工成本。

技术领域

本发明属于复合材料构件制造技术领域，具体涉及一种SiC/SiC复合材料多筋锥形构件成形模具。

背景技术

临近空间飞行器的飞行马赫数普遍较高，当高速飞行时，流经飞行器表面的气流由于气动摩擦原因受到阻滞，动能转化为热能，产生气动加热现象，使飞行器表面温度急剧升高，研究表明气动加热是临近空间飞行器在飞行环境中遇到的最苛刻的条件之一，当临近空间飞行器在120Km的高度以4～25Ma的高速载入大气层时，临近空间飞行器要经过约15到90分钟左右的气动加热，机身头部可达到1000℃到1650℃，导致飞行器头部受到严重氧化烧蚀，为提高飞行器的耐温能力，需要一个有效的防热体系。

连续碳化硅纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料(SiC/SiC)由于其轻质、耐高温、抗氧化、抗烧蚀等一系列优点，是临近空间飞行器头部构件理想的热防护材料体系。目前国内、外主要开展C/SiC复合材料在临近空间飞行器热防护领域的应用验证考核，针对SiC/SiC复合材料锥形加筋构件的制备技术未见报道。因此，开展更抗氧化烧蚀的SiC/SiC复合材料锥形构件制备技术研究势在必行。

国内外针对临近空间飞行器锥形加筋构件的研制主要集中在C/SiC复合材料领域，针对SiC/SiC复合材料锥形加筋构件的研制国内未见报道。

发明内容

发明目的

本发明提供一种SiC/SiC复合材料多筋锥形构件制备模具，实现锥形加筋 SiC/SiC复合材料构件的一体化制造。

技术方案

一种SiC/SiC复合材料多筋锥形构件成形模具，包括：

第一锥形外模1、第二锥形外模2、左锥形芯模3、中锥形芯模4和右锥形芯模5；

左锥形芯模3包括直角三角形芯模和底座，右锥形芯模5包括与左锥形芯模3对称的直角三角形芯模和底座，中锥形芯模4包括剑形的芯模和底座；左锥形芯模3螺接在中锥形芯模4左侧，右锥形芯模5螺接在中锥形芯模4右侧；左锥形芯模3、中锥形芯模4和右锥形芯模5共同构成等腰三角形芯模；

第一锥形外模1和第二锥形外模2前后螺接在一起，螺接后的第一锥形外模1和第二锥形外模2下方有开口，内部形成空腔，纤维预制体装入所述空腔；左锥形芯模3、中锥形芯模4和右锥形芯模5共同构成的等腰三角形芯模向上插入所述空腔，第一锥形外模1和第二锥形外模2底部与左锥形芯模3、中锥形芯模4和右锥形芯模5底座上表面螺接。

中锥形芯模4的芯模与纤维预制体贴和面一侧加工与纤维预制体筋条尺寸一致的筋条槽6。

第一锥形外模1、第二锥形外模2外侧开有石墨定位销用通孔7和C/C锁紧螺栓、螺母用通孔8。

第一锥形外模1前表面、第二锥形外模2后表面设有需要浸渍流道的通孔 9。

通孔9开孔大小直径3-5mm，孔间距10-20mm，通孔9开孔位置对准锥形面和筋条棱处。

一种SiC/SiC复合材料多筋锥形构件加工模具，包括：

第一加工模具10和第二加工模具11，