本發明涉及飛行器熱防護技術領域，特別是涉及一種用于飛行器的防熱承載一體化結構及其成型方法。
背景技術：
防熱承載一體化結構是當今航空航天領域高速飛行器結構設計及應用的一大趨勢，采用防熱承載一體化結構可使飛行器結構兼具防隔熱性能和承載性能，同時大幅降低飛行器結構的系統重量，提高有效載荷比，從而確保飛行器具有先進性、可靠性與經濟性。
通過飛行器的外殼骨架與防熱承載一體化結構的結合，是飛行器艙段常用的結構形式。高速飛行中的飛行器的防熱承載一體化結構除了要承受氣動壓力載荷之外，還要承受嚴酷氣動熱載荷，因此，防熱承載一體化結構通常由具有防隔熱功能結構和高承載結構構成，在承力結構選材方面，由于復合材料具有高比強度、高比剛度性能優勢，是目前應用及技術發展的主流。在熱防護結構材料應用方面，傳統燒蝕熱防護材料依然是國內外多類高速飛行器上普遍采用的成熟技術。
在實際的產品設計、生產過程中，在成型工藝選擇上通常采用整體共固化、二次共固化、共膠接、二次膠接或二次裝配等工藝。相比其他工藝，共固化或二次共固化工藝具有更好的界面性能，內部成型質量高，且減少了連接等裝配環節帶來的結構不可靠因素。但是當飛行器艙段的形狀并非完整的回轉體結構，而是異形的回轉體結構時，若直接采用現有技術的共固化或者二次共固化的工藝進行防熱承載一體化結構的成型處理，則會導致最后的產品的成型精度較低，產品的尺寸穩定性差，界面應力大，產品成型質量低等問題。
因此，為了克服現有技術存在的技術缺陷，需要提供一種新的用于飛行器的防熱承載一體化結構及其成型方法。
技術實現要素：
本發明的目的在于提供一種用于飛行器的防熱承載一體化結構及其成型方法，以解決現有技術存在的問題中的至少一個。
為了達到上述目的之一，本發明第一方面提供一種用于飛行器的防熱承載一體化結構，包括本體部；所述本體部由內至外依次設置有承力層、膠層和防熱層，所述承力層、防熱層通過膠層相連接；所述本體部包括有軸向對稱的第一半體部和第二半體部；所述第一半體部和第二半體部分別包括有若干個以不同斜率的母線形成的回轉體段。
在一種實施例中，每個所述回轉體段為半圓柱狀或半圓錐臺狀。
在一種實施例中，相鄰的回轉體段為以不同斜率的母線形成的回轉體段。
在一種實施例中，所述膠層為耐高溫的環氧樹脂膠膜。
在一種實施例中，所述承力層為碳纖維/雙馬樹脂復合材料。
在一種實施例中，所述防熱層包括玻璃鋼蜂窩網格和填充在玻璃鋼蜂窩網格內的燒蝕材料。
本發明第二方面提供一種如上所述的防熱承載一體化結構的成型方法，包括以下步驟：
s1、將增強材料在裝有基體樹脂的膠槽中進行浸潤后烘干，收卷得到連續預浸布；
s2、將連續預浸布裁切得到預浸布布帶，粘合后連續收卷得到預浸布帶；
s3、將所述預浸布帶鋪層后得到半開口層合結構蒙皮；
s4、將所述半開口層合結構蒙皮放置于第一成型工裝固化得到承力層；
s5、將所述承力層、防熱層通過膠層相連接；
s6、將所述防熱層連同承力層、膠層放置于第二成型工裝固化；
s7、對所述防熱層進行機械加工；
s8、對承力層、防熱層和膠層進行整體熱處理。
在一種實施例中，所述步驟s4進一步包括：
s41、在室溫下抽真空，以10-1.5℃/min的升溫速率，升溫至110±2℃，恒溫1±1小時；
s42、以1.0～1.5℃/min的升溫速率，升溫至120±2℃，恒溫1±0.1小時；
s43、以1.0～1.5℃/min的升溫速率，升溫至130±2℃，恒溫1±0.1小時；
s44、加壓0.5～0.7mpa，以1.0～1.5℃/min的升溫速率，升溫至180±5℃，恒溫2±0.1小時；
s45、以1.0～1.5℃/min的升溫速率，升溫至200±5℃，恒溫2±0.1小時；
s46、以1.0～1.5℃/min的升溫速率，升溫至250～255℃，恒溫6～6.5小時；
s47、以不大于3℃/min的冷卻速率，冷卻至60℃以下后，卸罐壓和真空。
在一種實施例中，步驟s3中所述預浸布帶的鋪層方式為[45/0/0/-45/0/0/45/0/90]s。
在一種實施例中，步驟s8中的熱處理的溫度范圍為20-120℃。
在一種實施例中，步驟s4中所述第一成型工裝呈半圓柱狀或半圓錐臺狀。
在一種實施例中，步驟s6中所述第二成型工裝呈半圓柱狀或半圓錐臺狀。
本發明的有益效果如下：
本發明針對目前現有技術中存在的問題，提供一種用于飛行器的防熱承載一體化結構及其成型方法。首先，通過選材優化設計，承力層選擇國產m40j高模高強碳纖維/雙馬樹脂復合材料，防熱層選擇玻璃鋼蜂窩+空心微珠填充改性酚醛樹脂低密度燒蝕材料(密度≤0.5)，進一步提高防熱承載一體化結構的輕質化、高剛度結構性能；
另外，通過本發明提供的防熱承載一體化結構的成型方法，從而解決防熱承載一體化結構產品的成型精度較低，產品的尺寸穩定性差，界面應力大，產品成型質量低等問題。另外，相比整體成型后再從中間切割成對開蒙皮結構，通過直接成型半開口層合結構蒙皮，可以減少整體成型完整回轉體再切艙所可能導致結構回彈變形過大的問題，顯著提高防熱承載一體化結構的成型精度及成型質量；
另外，通過對承力層的特殊鋪層方式，從而減少承力層固化過程中的回彈變形，提高防熱承載一體化結構的尺寸穩定性；
再者，通過對承力層、防熱層和膠層進行整體熱處理，可有效控制防熱承載一體化結構最終尺寸精度，使得防熱承載一體化結構的內徑盡可能地接近理論值，提高防熱承載一體化結構產品的成型精度；而且還可以穩定防熱承載一體化結構的尺寸，以避免防熱承載一體化結構的內徑在后續存放或使用過程中由于持續釋放應力，從而導致產生較大的變形。
附圖說明
為了更清楚地說明本發明實施例中的技術方案，下面將對實施例描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發明的一些實施例，對于本領域普通技術人員來講，在不付出創造性勞動的前提下，還可以根據這些附圖獲得其他的附圖。
圖1示出本發明的一個實施例的防熱承載一體化結構的第一半體部的截面圖。
圖2示出本發明的一個實施例的防熱承載一體化結構的第一半體部的結構示意圖。
圖3示出現有技術中的異形的防熱承載一體化結構的固化變形示意圖。
圖4示出現有技術中的異形的防熱承載一體化結構的固化變形機理圖。
圖5示出本發明的一個實施例的防熱承載一體化結構的成型方法的半開口層合結構蒙皮的固化工藝示意圖。
圖6示出整體成型、半體成型、整體成型后切開的承力層經固化工藝后的變形示意圖。
圖7示出本發明的一個實施例的防熱承載一體化結構的成型方法的流程圖。
具體實施方式
為了更清楚地說明本發明，下面結合優選實施例和附圖對本發明做進一步的說明。附圖中相似的部件以相同的附圖標記進行表示。本領域技術人員應當理解的是，下面所具體描述的內容是說明性的而非限制性的，不應以此限制本發明的保護范圍。
需要說明的是，異形的回轉體結構，指的是不完全符合完整回轉體件全部條件的結構，即如圖2所示的結構，異形回轉體結構可包括若干回轉體段，而相鄰的回轉體段的母線的斜率不同。
針對現有技術中存在的技術問題，本發明提供一種用于飛行器的防熱承載一體化結構，如圖1-2所示，該防熱承載一體化結構包括本體部：該本體部由內至外依次設置有承力層20、膠層30和防熱層40，其中，承力層20、防熱層40通過膠層30相連接；本體部包括有軸向對稱的第一半體部和第二半體部；第一半體部和第二半體部分別包括有若干個以不同斜率的母線形成的回轉體段。
在一種具體的實施方式中，每個所述回轉體段為半圓柱狀或半圓錐臺狀。在一種進一步的實施方式中，相鄰的回轉體段為以不同斜率的母線形成的回轉體段，即相鄰的回轉體段的母線的斜率互不相同。具體地，如圖1-2所示的防熱承載一體化結構，該防熱承載一體化結構包括有第一回轉體段11、第二回轉體段12和第三回轉體段13，其中，第一回轉體段11為半圓錐臺狀，第二回轉體段12為半圓柱狀，第三回轉體段13為半圓錐臺狀，其中，第一回轉體段11、第二回轉體段12和第三回轉體段13的母線的斜率均不同。可理解的是，第一回轉體段、第二回轉體段、第三回轉體段也可分別為母線斜率不同的半圓錐臺狀，或者為第一回轉體段為半圓柱狀，第二回轉體段為半圓錐臺狀，第三回轉體為半圓柱狀。本發明對此不作進一步的限定。
在一種實施方式中，膠層30為環氧樹脂膠膜。在一種具體的實施方式中，膠層30采用耐高溫環氧樹脂膠膜j131，一方面可起到粘接防熱層40與承力層20的作用，另一方面由于環氧樹脂膠膜的柔性特性，可以有效緩解防熱層40與承力層20之間的內部應力，減少工藝過程中的變形，有利于提高防熱承載一體化結構產品的尺寸穩定性。
在一種具體的實施方式中，該承力層20為碳纖維/雙馬樹脂復合材料，承力層20主要起到支撐和承力的作用。具體地，承力層20可采用國產m40j高模高強碳纖維增強ht280雙馬樹脂復合材料，相比采用t300碳纖維復合材料，采用國產m40j高模高強碳纖維增強ht280雙馬樹脂復合材料的防熱承載一體化結構的剛度可提高50％以上，而且承力層結構在250℃時的力學性能保持率在90％以上。
在一種具體的實施方式中，如圖1所示，防熱層40包括玻璃鋼蜂窩網格40和填充在玻璃鋼蜂窩網格40內的燒蝕材料41。在一種具體的實施方式中，防熱層40的材料選擇h206蜂窩增強低密度燒蝕材料，防熱層40主要起到燒蝕防熱，阻擋熱量向內流入的作用。其中，防熱層中的燒蝕材料及空心微珠密度的選擇，可結合具體熱環境不同進行不同優化選擇。
本發明的另一個實施例中提供一種防熱承載一體化結構的成型方法，如圖7所示，包括以下步驟：
s1、將增強材料在裝有基體樹脂的膠槽中進行浸潤后烘干，收卷得到連續預浸布；
s2、將連續預浸布裁切得到預浸布布帶，粘合后連續收卷得到預浸布帶；
s3、將所述預浸布帶鋪層后得到半開口層合結構蒙皮；
s4、將所述半開口層合結構蒙皮放置于第一成型工裝固化得到承力層；
具體地，申請人發現在半開口層合結構蒙皮的固化過程中，由于復合材料層在不同主軸方向具有不同的熱膨脹系數，從而導致復合材料具有各向異性的熱膨脹特征。具體地，復合材料層的橫向熱膨脹要遠遠大于軸向熱膨脹，而復合材料層的橫向剛度則遠遠小于軸向剛度。而且，由于復合材料層面內主要以纖維受力為主，而復合材料層厚度方向主要以樹脂受力為主。因此，半開口層合結構蒙皮在成形過程中復合材料因溫度變化而產生的應變在各方向并非一致。具體地如圖3-4所示，半開口層合結構蒙皮的徑向應變εr會大于其周向應變εθ，而這一應變力的差異會導致半開口層合結構蒙皮的回彈變形。如圖3-4所示的一種對稱鋪層的彎曲零件在固化過程中，受到δt作用，零件的拐角會θ從變為θ+δθ。而且高溫復合材料的熱變形會比普通中低溫復合材料的變形更明顯。
在一種具體的實施方式中，步驟s4中所述預浸布帶的鋪層方式為[45/0/0/-45/0/0/45/0/90]s。相比于[45/-45/0/0/0/90/0/0/45]s、[45/0/0/45/-45/0/0/90/0]s、[45/0/-45/0/0/45/0/90/0]s等鋪層方式，該實施例對承力層的特殊鋪層方式，使得連續纏繞布帶對稱均衡，從而減少承力層在固化過程中的回彈變形，提高防熱承載一體化結構的尺寸穩定性。
在另一種具體的實施方式中，如圖5所示，所述步驟s4進一步包括：
s41、在室溫下抽真空，以10-1.5℃/min的升溫速率，升溫至110±2℃，恒溫1±1小時；
s42、以1.0～1.5℃/min的升溫速率，升溫至120±2℃，恒溫1±0.1小時；
s43、以1.0～1.5℃/min的升溫速率，升溫至130±2℃，恒溫1±0.1小時；
s44、加壓0.5～0.7mpa，以1.0～1.5℃/min的升溫速率，升溫至180±5℃，恒溫2±0.1小時；
s45、以1.0～1.5℃/min的升溫速率，升溫至200±5℃，恒溫2±0.1小時；
s46、以1.0～1.5℃/min的升溫速率，升溫至250～255℃，恒溫6～6.5小時；
s47、以不大于3℃/min的冷卻速率，冷卻至60℃以下后，卸罐壓和真空。
在另一種具體的實施方式中，如圖6所示，其中，圖6左邊示出整體成型、半體成型、整體成型后切開的承力層經固化工藝后的結構示意圖，右邊示出整體成型后切開和半體成型的承力層的變形情況對比圖，其中右圖中的δ1為半體成型與整體成型的承力層的變形距離，而δ2為整體成型后切開的承力層與整體成型的承力層的變形距離，由此可見，整體成型或者整體成型后切開的防熱承載一體化結構由于防熱層和承力層內的應力釋放，從而產生較大的變形，與理論值的偏離較大。因此，在一種具體的實施方式中，步驟s4中所述第一成型工裝呈半圓柱狀或半圓錐臺狀，通過直接成型半開口層合結構蒙皮，再在半圓柱狀或半圓錐臺狀的第一成型工裝上固化成型，可以減少整體成型完整回轉體再切艙所可能導致結構回彈變形過大的問題，顯著提高防熱承載一體化結構的尺寸穩定性、成型精度及成型質量。
s5、將所述承力層、防熱層通過膠層相連接；
s6、將所述防熱層連同承力層、膠層放置于第二成型工裝固化；
在一種具體的實施方式中，防熱層選擇h206蜂窩增強低密度燒蝕材料，通過采用蜂窩增強體來增強自身的結構強度，膠層采用耐高溫環氧樹脂膠膜j131，承力層可采用國產m40j高模高強碳纖維增強ht280雙馬樹脂復合材料，通過膠層將承力層和防熱層粘接固化工藝后，可有效提高承力層與防熱層之間的界面強度。具體地，防熱層與承力層的拉剪強度可達2.99mpa(∥蜂窩條帶方向)和2.81mpa(⊥蜂窩條帶方向)，滿足產品的技術要求(≥2.00mpa)。
在另一種具體的實施方式中，步驟s6中所述第二成型工裝呈半圓柱狀或半圓錐臺狀，從而使得形成的防熱承載一體化結構為半圓柱狀或半圓錐臺狀，從而減少防熱層、承力層和膠層在固化過程中的變形，提高防熱承載一體化結構的尺寸穩定性。
s7、對所述防熱層進行機械加工；
s8、對承力層、防熱層和膠層進行整體熱處理。
具體地，申請人針對防熱承載一體化結構的固化變形進行研究，發現變形僅發生在防熱承載一體化結構的周向開口方向的尺寸上，即只對防熱承載一體化結構的內徑有影響，防熱承載一體化結構并未發生扭曲、長度方向上變形等其他情況。通過變形情況結果可知，變形的規律為承力層成型完畢后，呈收口狀態；將承力層與防熱層粘接后，呈張口狀態(直徑值大于理論值)；防熱層成型固化后，呈張口狀態(直徑值大于理論值，但小于承力層與防熱層粘接后的直徑值)。
因此，為了進一步降低防熱承載一體化結構的內應力，提高防熱承載一體化結構產品的尺寸的穩定性，在一種具體的實施方式中，對承力層、防熱層和膠層進行整體熱處理，可有效控制防熱承載一體化結構的最終尺寸，使得防熱承載一體化結構的內徑盡可能地接近理論值，提高防熱承載一體化結構產品的成型精度；而且還可以穩定防熱承載一體化結構的尺寸，以避免防熱承載一體化結構的內徑在后續存放或使用過程中由于持續釋放應力，從而導致產生較大的變形。在進一步的實施方式中，步驟s8中的熱處理的溫度范圍為20-120℃。
下面通過實施例1對本發明進行進一步闡述。
實施例1
本發明的一種實施例為如圖2所示的防熱承載一體化結構的成型方法，該防熱承載一體化結構包括有第一回轉體段11、第二回轉體段12和第三回轉體段13，其中，第一回轉體段11為半圓錐臺狀，第二回轉體段12為半圓柱狀，第三回轉體段13為半錐臺狀，第二回轉體段12的直徑為φ390mm。
s1、將增強材料在裝有基體樹脂的膠槽中進行浸潤后烘干，收卷得到連續預浸布；
s2、將連續預浸布裁切得到預浸布布帶，粘合后連續收卷得到預浸布帶；
s3、將所述預浸布帶鋪層后得到半開口層合結構蒙皮；
s4、將所述半開口層合結構蒙皮放置于第一成型工裝固化得到承力層；
承力層20固化后，各處的內徑值均小于理論值。其中，第一回轉體段11的前端內徑縮小8.8mm，回縮率為3.0％，第二回轉體段12的柱段內徑縮小16mm，回縮率為4.1％，第三回轉體段13的后端內徑縮小12.8mm，回縮率為2.4％。這種變形規律是由于承力層固化后，由于承力層內部的殘余應力的部分釋放，從而導致各個回轉體段的直徑都有所縮小，回縮率在2％-4％之間。回縮率的不同既與回轉體段的結構自身有關，也與測量的回轉體段的鋪層方式有關。
s5、將所述承力層20、防熱層40通過膠層30相連接；
將承力層20、防熱層40連接后，各處的直徑值都有所變大。第一回轉體段11的前端內徑增加4mm，擴張率為1.3％(相對理論值)，第二回轉體段12的柱段內徑增加17.9mm，擴張率為4.6％(相對理論值)，第三回轉體段13的后端內徑增加20.7mm，擴張率為3.8％(相對理論值)。主要是由于在采用膠層30將承力層20與防熱層40粘接時，防熱層40連帶膠層30會有一定程度的收縮。與此同時，高溫下承力層20內的應力也有一定程度的釋放，強度也會略微降低，更容易受外力影響、產生變形。第一回轉體段11、第二回轉體段12、第三回轉體段13的擴張率不同也是由于測量處的回轉體段自身和鋪層方式不同所導致的。例如，第一回轉體段11的前端為收口狀態，其變形受到第二回轉體段12的結構約束較大；第三回轉體段13的后端為張口狀態，其變形受到的約束較小。因此第一回轉體段11的前端變形尺寸小，第三回轉體段13的后端變形尺寸大。該步驟在一定程度上降低了承力層20的內應力，但引入了防熱層40與承力層20之間的內應力，因此需要進一步降低該部分應力。
s6、將所述防熱層40連同承力層20、膠層30放置于第二成型工裝固化；
固化后，第一回轉體段11的前端內徑未變，第二回轉體段12的柱段內徑增加2.6mm，擴張率為0.7％(相對理論值)，第三回轉體段13的后端內徑增加4.8mm，擴張率為0.9％(相對理論值)。可見，將防熱層連同承力層、膠層固化對防熱承載一體化結構整體變形影響較小。第一回轉體段、第二回轉體段、第三回轉體段的擴張率不同，同樣是因為回轉體段的結構自身和鋪層方式不同所導致的。同時，防熱層主要成分包括酚醛樹脂，酚醛樹脂在固化時會有一定程度的收縮，因此導致防熱承載一體化結構偏向防熱層收縮，一定程度上增加了防熱承載一體化結構的應力。
s7、對所述防熱層40進行機械加工；
對防熱層40完成機械加工后，第一回轉體段11、第二回轉體段12、第三回轉體段13的直徑尺寸都有所減小。第一回轉體段11的前端內徑縮小2.7mm，回縮率為0.9％(相對理論值)，第二回轉體段12的柱段內徑縮小6.5mm，回縮率為1.7％(相對理論值)，第三回轉體段13的后端內徑縮小11.2mm，回縮率為2.1％(相對理論值)。通過將防熱層40的厚度減小，剛度減小，減小了防熱承載一體化結構的內應力，同時相應減小由于前面工序(將所述承力層、防熱層相連接和防熱層毛坯固化)而增加的內應力。
s8、對承力層20、防熱層40和膠層30進行整體熱處理。
表1為通過采用本實施方式的防熱承載一體化結構成型方法過程中防熱承載一體化結構的第一回轉體段、第二回轉體段、第三回轉體段的尺寸對比圖。
由表1中數據可以看出，最終熱處理后防熱承載一體化結構的各個回轉體段的直徑非常接近理論值，第一回轉體段11的前端內徑為295.6mm，與理論值相差-0.40％，第二回轉體段12的柱段內徑為388.0mm，與理論值相差-0.51％，第三回轉體段13的后端內徑為540.8mm，與理論值相差0.09％，由此可見，經過最終熱處理后的防熱承載一體化結構產品的回轉體段的內徑的尺寸變形率在-0.51％-0.09％之間，滿足防熱承載一體化結構的產品成型精度要求。由此可見，通過本實施例提供的防熱承載一體化結構成型方法，可有效解決防熱承載一體化結構產品的成型精度較低，產品的尺寸穩定性差，界面應力大，產品成型質量低等問題，顯著減小防熱承載一體化結構內的界面內應力，提高防熱承載一體化結構的成型精度及成型質量。
表1采用本實施方式的防熱承載一體化結構成型方法過程中各回轉體段的尺寸對比圖。
顯然，本發明的上述實施例僅僅是為清楚地說明本發明所作的舉例，而并非是對本發明的實施方式的限定，對于所屬領域的普通技術人員來說，在上述說明的基礎上還可以做出其它不同形式的變化或變動，這里無法對所有的實施方式予以窮舉，凡是屬于本發明的技術方案所引伸出的顯而易見的變化或變動仍處于本發明的保護范圍之列。