一种耐高温金属热防护组件及制备方法、装配方法

技术领域

本发明涉及飞行器热防护技术领域，特别涉及一种耐高温金属热防护组件及制备方法、装配方法。

背景技术

飞行器外防热方案由于质量轻、有利于机体承载结构设计，是飞行器机体热防护的主选方案。但作为隔热材料的硬脆材料、多孔材料等存在吸水吸潮、受冲击易损伤等问题，环境适应性差，不能满足飞行环境使用要求。

金属材料在环境耐受能力方面具有优势，由于金属本身固有的韧性以及设计灵活性，具有更好的耐久性以及检测维护性，可以利用金属对上述隔热材料进行封装，实现防隔热一体化，解决环境适应性问题。

另外，现有的飞行器舱体和热防护系统之间通常采用螺纹连接，该连接方式形式复杂，空间占用及重量代价大，无法满足热防护系统的热变形匹配，还会引起热短路。

有鉴于此，特提出本发明。

发明内容

本发明的目的在于提供一种耐高温金属热防护组件及制备方法、装配方法，该耐高温金属热防护组件避免了隔热材料存在吸水吸潮、受冲击易损伤等问题，满足了环境适应性要求。

为了达到上述目的，本发明提供以下技术方案：

本发明提供了一种耐高温金属热防护组件，包括面板和耐高温封装壳体；所述封装壳体为敞口一体式盒状结构，所述封装壳体的顶部向外折弯形成法兰面，所述法兰面和面板封装，所述封装壳体的内壁和面板之间形成真空隔热空间，所述真空隔热空间内填充有隔热材料。

进一步地，所述法兰面和面板通过钎焊连接，其中，钎料为箔状或粘胶粉状轧制镍基钎料，钎料厚度为0.05-0.15mm。

进一步地，所述封装壳体的底部为曲面状，且与飞行器舱体形状相适应；所述面板为曲面状，且其曲率与所述封装壳体的底部曲率相匹配。

进一步地，所述隔热材料为隔热毡或纤维增强气凝胶复合材料；

和/或，所述封装壳体由超薄耐高温材质制成，其耐温范围为800-1100℃，材质厚度为0.1-0.5mm；

优选地，所述封装壳体由高温合金或钛铝基金属间化合物制成，更优选地，所述封装壳体由GH3030高温合金制成；

优选地，所述面板由高温合金或钛铝基金属间化合物制成，更优选地，所述面板由GH3030高温合金制成。

除此之外，本发明还提供了一种装配耐高温金属热防护组件的舱体，包括舱体本体、应变隔离垫和上述所述的耐高温金属热防护组件，所述应变隔离垫的一面通过耐高温胶和舱体本体粘接，所述应变隔离垫的另一面通过耐高温胶和所述耐高温金属热防护组件的封装壳体背面粘接。

除此之外，本发明还提供了上述所述的耐高温金属热防护组件的制备方法，包括以下步骤：

S1、耐高温封装壳体成形：选材后进行充液拉深成型，然后经切边工序保留法兰面宽度2-5mm作为封装时的焊合面；

S2、热防护组件的定位、装配：根据封装壳体内型面对隔热材料进行加工，然后封装壳体法兰面和面板之间点焊钎料，再将隔热材料装入封装壳体内，使用点焊机对封装壳体和面板进行定位、装配；

S3、热防护组件进行真空封装：将步骤S2装配好的热防护组件放置于钎焊工装中，然后将放置有热防护组件的钎焊工装在真空钎焊炉内进行钎焊，得到所述的耐高温金属热防护组件。

进一步地，所述步骤S3中，进行所述钎焊过程中，采用离散型压块对法兰面和面板之间形成的焊合面施加压力。

除此之外，本发明还提供了上述耐高温金属热防护组件及上述制备方法制得的耐高温金属热防护组件的装配方法，具体包括以下步骤：

(1)在飞行器舱体表面均匀涂刷耐高温胶，胶层厚度为0.1-0.3mm；

(2)将裁剪好的应变隔离垫通过步骤(1)中涂刷的耐高温胶粘接到舱体上；

(3)在封装壳体背面均匀涂刷耐高温胶，胶层厚度为0.1-0.3mm；

(4)将步骤(3)中涂刷好耐高温胶的封装壳体粘接到应变隔离垫上；

(5)沿垂直于热防护组件、应变隔离垫和舱体面的方向施加压力进行固化，固化后实现热防护组件与舱体之间的粘接装配。

进一步地，所述步骤(1)和(3)中的耐高温胶为RTV-400硅橡胶；

和/或，所述步骤(2)中的应变隔离垫为通过针刺技术制备而成的nomex织物。

进一步地，所述步骤(5)中采用真空袋抽真空方式施加压力，真空度为0.08MPa～0.1MPa；

和/或，所述步骤(5)中固化时间大于24h。

与现有技术相比，本发明的技术方案至少具有以下技术效果：

(1)本发明采用金属壳体对隔热材料进行真空封装，避免了隔热材料存在的吸水吸潮、受冲击易损伤等问题，环境适应性好；

(2)本发明采用耐高温金属薄板材封装隔热材料，实现了耐高温和防隔热一体化功能；

(3)本发明真空封装制备流程短，材料的性能损失小，封装处为面焊合，可靠性高，使用寿命长；

(4)本发明通过优化连接方式，采用应变隔离垫实现热防护结构与舱体之间的粘接装配，改善了金属热防护系统的热变形匹配和热短路。

附图说明

构成本发明的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。其中：

图1为本发明的耐高温金属热防护组件的工艺流程图；

图2为本发明的耐高温金属热防护组件的截面示意图。

附图标记说明：在图2中，部件名称与附图标记的对应关系为：1、面板；2、隔热材料；3、封装壳体；4、应变隔离垫；5、飞行器舱体。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明的实施例，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。本领域技术人员应该明了，所述实施例仅仅是帮助理解本发明，不应视为对本发明的具体限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下列实施例中未注明具体条件的工艺参数，通常按照常规条件。

在本发明中所披露的范围的端点和任何值都不限于该精确的范围或值，这些范围或值应当理解为包含接近这些范围或值的值。对于数值范围来说，各个范围的端点值之间、各个范围的端点值和单独的点值之间，以及单独的点值之间可以彼此组合而得到一个或多个新的数值范围，这些数值范围应被视为在本发明中具体公开。

根据本发明的第一个方面，提供了一种耐高温金属热防护组件，包括面板和耐高温封装壳体；所述封装壳体为敞口一体式盒状结构，所述封装壳体的顶部向外折弯形成法兰面，所述法兰面和面板封装，所述封装壳体的内壁和面板之间形成真空隔热空间，所述真空隔热空间内填充有隔热材料。

在上述方案的基础上，作为一种优选实施方式，所述法兰面和面板通过钎焊，其中，钎料为箔状或粘胶粉状轧制镍基钎料(比如BNi-2)，钎料厚度为0.05-0.15mm。

在上述方案的基础上，作为一种优选实施方式，所述封装壳体的底部为曲面状，且与飞行器舱体形状相适应；所述面板为曲面状，且其曲率与所述封装壳体的底部曲率相匹配。

在上述方案的基础上，作为一种优选实施方式，所述隔热材料为隔热毡或纤维增强气凝胶复合材料；

和/或，所述封装壳体由超薄耐高温材质制成，其耐温范围为800-1100℃，材质厚度为0.1-0.5mm；

优选地，所述封装壳体由高温合金或钛铝基金属间化合物制成，更优选地，所述封装壳体由GH3030高温合金制成；

优选地，所述面板由高温合金或钛铝基金属间化合物制成，更优选地，所述面板由GH3030高温合金制成。

上述技术方案中，相比其他的高温合金材质，GH3030材质在经高温钎焊热循环后，力学性能损失更小。

根据本发明的第二个方面，提供了一种装配耐高温金属热防护组件的舱体，包括舱体本体、应变隔离垫和上述所述的耐高温金属热防护组件，所述应变隔离垫的一面通过耐高温胶和舱体本体粘接，所述应变隔离垫的另一面通过耐高温胶和所述耐高温金属热防护组件的封装壳体背面粘接。

根据本发明的第三个方面，提供了一种如上所述的耐高温金属热防护组件的制备方法，包括以下步骤：

S1、耐高温封装壳体成形：选材后进行充液拉深成型，然后经切边工序保留法兰面宽度2-5mm作为封装时的焊合面；

S2、热防护组件的定位、装配：根据封装壳体内型面对隔热材料进行加工，然后封装壳体法兰面和面板之间点焊钎料，再将隔热材料装入封装壳体内，使用点焊机对封装壳体和面板进行定位、装配；

S3、热防护组件进行真空封装：将步骤S2装配好的热防护组件放置于钎焊工装中，然后将放置有热防护组件的钎焊工装在真空钎焊炉内进行钎焊，得到所述的耐高温金属热防护组件。

上述技术方案中，在真空钎焊炉外先把钎料通过点焊与封装壳体法兰面、面板定位，后续钎焊在真空钎焊炉体中进行，防止钎料、封装壳体法兰面和面板在后续高温钎焊过程中错位。

在上述方案的基础上，作为一种优选实施方式，所述步骤S3中，进行所述钎焊过程中，采用离散型压块对法兰面和面板之间形成的焊合面施加压力。离散型压块上为弹片，弹片上为压紧螺钉，压紧螺钉压紧弹片，弹片压紧离散型压块，离散型压块压紧法兰面和面板，优选地，压紧螺钉的压缩预紧量为0.5mm～1.0mm。

在上述方案的基础上，作为一种优选实施方式，钎焊条件为：钎焊温度900℃-1200℃，保温时间10min-60min，真空度不低于*10

根据本发明的第四个方面，提供了一种如上所述的耐高温金属热防护组件及如上所述的制备方法制得的耐高温金属热防护组件的装配方法，具体包括以下步骤：

(1)在飞行器舱体表面均匀涂刷耐高温胶，胶层厚度为0.1-0.3mm；

(2)将裁剪好的应变隔离垫通过步骤(1)中涂刷的耐高温胶粘接到舱体上；

(3)在封装壳体背面均匀涂刷耐高温胶，胶层厚度为0.1-0.3mm；

(4)将步骤(3)中涂刷好耐高温胶的封装壳体粘接到应变隔离垫上；

(5)沿垂直于热防护组件、应变隔离垫和舱体面的方向施加压力进行固化，固化后实现热防护组件与舱体之间的粘接装配。

上述技术方案中，胶层的厚度尽量薄且均匀，这样可以避免在热防护系统外表面形成阶差，从而影响飞行器的气动性能。另外，和其他复杂的连接形式，比如螺纹连接相比，应变隔离垫的变形协调性好且重量轻。

在上述方案的基础上，作为一种优选实施方式，所述步骤(1)和(3)中的耐高温胶为RTV-400硅橡胶。

在上述方案的基础上，作为一种优选实施方式，所述步骤(2)中的应变隔离垫为通过针刺技术制备而成的nomex织物。

在上述方案的基础上，作为一种优选实施方式，所述步骤(5)中采用真空袋抽真空方式施加压力，真空度为0.08MPa～0.1MPa。

在上述方案的基础上，作为一种优选实施方式，所述步骤(5)中固化时间大于24h。

下面将结合说明书附图和本发明的实施例来详细说明本发明。各个示例通过本发明的解释的方式提供而非限制本发明。实际上，本领域的技术人员将清楚，在不脱离本发明的范围或精神的情况下，可在本发明中进行修改和变型。例如，示为或描述为一个实施例的一部分的特征可用于另一个实施例，以产生又一个实施例。因此，所期望的是，本发明包含归入所附权利要求及其等同物的范围内的此类修改和变型。

实施例1

制备投影尺寸300mm×300mm×12mm、曲率半径R300mm的曲面热防护结构样件。

第一步、超薄壁封装壳体成形

材料选择GH3030高温合金薄板材，厚度0.18mm，封装壳体为带法兰圆角过渡盒形一体化结构，剖面为单曲率凸法兰结构，法兰处的圆角半径为R3mm，盒底处的圆角半径为R5mm。选取矩形带圆角形状坯料，采用1.5kW激光切割机下料，采用350t充液成形设备进行充液拉深，其工作介质压力25MPa。成形工艺参数为：冲压力200t，压边力12t，液压支撑2MPa，专用拉深油进行润滑。经一道次充液拉深，成形出曲面盒形件，最大减薄率控制在10％以内。采用350t油压机进行第二工序切边，切边工艺参数为：切边力200t，压边力0.25t。经切边工序，法兰面宽度保留3mm，制备出曲面封装壳体结构样件，其投影尺寸300mm×300mm×12mm、曲率半径R300mm。

第二步、热防护结构组件定位、装配

热防护结构组件包括面板1、内部隔热材料2及封装壳体3。按照封装壳体3内型面对隔热材料2加工到位，面板1材料选择GH3030高温合金薄板材，厚度0.18mm。在封装壳体3法兰面与面板1之间点焊箔状镍基钎料BNi2，钎料厚度0.1mm，点焊电压5V。将加工到位的隔热材料2装入封装壳体3，采用储能点焊机对面板1和封装壳体3(内含隔热材料2)进行定位、装配，点焊电压6V。

第三步、热防护结构真空封装

将装配好的热防护结构组件放置于钎焊工装中，采用离散型压块对焊合面施加一定压力，将热防护结构组件连同钎焊工装一起放入真空钎焊炉内，加热升温，钎焊温度1050℃，保温时间20min，真空度在10

第四步、热防护结构粘接装配

热防护结构与飞行器舱体5之间通过应变隔离垫4进行粘接装配，首先将舱体5表面均匀涂刷RTV-400硅橡胶，填料与固化剂的质量配比为100:5，均匀涂刷后刮平，胶层厚度0.2mm，将裁减好的应变隔离垫4与舱体5处于紧贴合状态后粘接。然后在热防护结构背温面均匀涂刷RTV-400硅橡胶，填料与固化剂的质量配比为100:5，均匀涂刷后刮平，胶层厚度0.2mm，将热防护结构与应变隔离垫4处于紧贴合状态后粘接。沿热防护结构、应变隔离垫4和舱体5法向施加一定压力进行固化，固化时间大于24h，固化后实现热防护结构与舱体5之间的粘接装配。

该本实施例制得的热防护结构经850℃静热试验验证，热防护结构未产生破坏，未发生热短路，防隔热效果良好。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。