一种钛基复合材料热防护蒙皮结构的制备方法
阅读说明：本技术 一种钛基复合材料热防护蒙皮结构的制备方法 (A kind of preparation method of titanium composite material thermal protection stressed-skin construction ) 是由 刘文祎 曲海涛 苏亚东 侯红亮 赵冰 王耀奇 张瑞 于 2019-10-16 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种钛基复合材料热防护蒙皮结构的制备方法,是将SiC纤维布、钛合金箔材与钛合金板材进行铺层制得预制坯,由上至下依次为SiC纤维布与钛合金箔材交替排布,已涂覆止焊剂的钛合金芯板和钛合金下板,将预制坯置于真空热压炉进行高温高压处理后,通入氩气,在成形温度870-940℃,最大气压3.6MPa,时间80-120min条件下进行超塑成形,最后将隔热材料填充入钛合金夹层结构中,制得成品。本发明制得的钛基复合材料热防护蒙皮结构耐受温度高,其中的夹层结构有利于蒙皮结构的减重和后续隔热材料的填充,气凝胶的填充有利于提高其隔热效果。(The present invention provides a kind of preparation methods of titanium composite material thermal protection stressed-skin construction, it is by SiC fiber cloth, titanium alloy foil and titanium alloy plate carry out laying and prefabricated blank are made, SiC fiber cloth is from top to bottom followed successively by be arranged alternately with titanium alloy foil, have been coated with the titanium alloy core plate and titanium alloy lower plate of only solder flux, after prefabricated blank is placed in vacuum hotpressing stove progress high temperature high pressure process, it is passed through argon gas, at 870-940 DEG C of forming temperature, maximum gas pressure 3.6MPa, superplastic forming is carried out under the conditions of time 80-120min, finally heat-barrier material is packed into titanium alloy sandwich, finished product.Titanium composite material thermal protection stressed-skin construction tolerable temperature produced by the present invention is high, and sandwich therein is conducive to the filling of the loss of weight and subsequent heat-barrier material of stressed-skin construction, and being filled with for aeroge is conducive to improve its heat insulation.)
技术领域
本发明涉及热防护结构及制备方法领域，具体涉及一种钛基复合材料热防护蒙皮结构的制备方法。
背景技术
高超声速飞行器的热防护系统的主要作用，是在高超声速气动热力的环境下保证飞行器的内部结构温度维持在一定的范围内，确保结构的安全。
根据防热方式进行分类，热防护系统可以分为被动热防护系统、半主动热防护系统和主动热防护系统三类。主动式热防护系统是大部分热量由工质或者冷却流带走的一种防热方式，可以采用三种方式进行降温，分别是薄膜冷却、发汗冷却以及对流冷却。被动式热防护系统中，不需要通过工作流体带走热量，结构热量主要通过热结构的高温表面以热辐射散热的方式把热量发散到周围环境，或者通过热沉结构吸收热量，被动式热防护结构中一般还会包含隔热结构来减缓热量向内的传递。半主动式的热防护系统是介于被动和主动热防护方案之间的防热系统，包括热管结构和烧蚀结构两种结构形式。由于被动热防护系统不需要工作流体来排除热量，其结构形式相对简单，技术可靠，相比于主动热防护系统更易于实现。
目前常用的被动热防护系统有刚性防热瓦防热结构及材料，柔性毡防热结构及材料，薄壳式防热结构及材料和盖板式防热结构及材料。盖板式防热结构及材料中的金属盖板结构和材料由于具有与主结构同等的热膨胀特性，高强韧性和良好的耐冲击性，高度可重复使用性等优点，成为可重复使用的航天器，尤其是空间作战飞行器首选的防热系统。
目前的金属热防护系统发展主要经历了金属支架结构、钛合金多层壁板结构、超合金蜂窝夹层结构和改进金属防热结构等四个阶段。在可适用于金属盖板式防热结构的材料中，飞行速度在5马赫及以上时，全机表面均无法使用钛合金作为蒙皮。仅从温度承受能力看，高温合金、金属间化合物、陶瓷类材料、钛基复合材料等的服役环境均可超过600℃。金属热防护系统虽具有潜在优势，但目前较成熟的几种金属热防护系统仍存在一定的问题，如可适用于高温区(迎风面)的高温合金复合防热系统，密度过大，为蒙皮付出的重量代价是飞机研制无法承受的；可适用于较低温区(背风面)的钛合金多层壁板，可承受温度较低；目前的金属热防护结构如高温合金蜂窝结构等制备工艺较为复杂；金属间化合物技术成熟度较低，其强度、断裂伸长率和断裂韧性等关键性能指标均无法满足蒙皮的使用要求。
发明内容
针对上述现有技术问题，本发明的目的是提供一种钛基复合材料热防护蒙皮结构的制备方法，制备工艺简单，隔热效果良好，可承受更高的载荷状态。
本发明采用以下的技术方案：
一种钛基复合材料热防护蒙皮结构的制备方法，是将SiC纤维布、钛合金箔材与钛合金板材进行铺层制得预制坯，钛合金板材包括钛合金芯板和钛合金下板，由上至下依次为SiC纤维布与钛合金箔材交替排布，已涂覆止焊剂的钛合金芯板和钛合金下板，将预制坯置于真空热压炉进行高温高压处理后，通入氩气，在成形温度870-940℃，最大气压3.6MPa，时间80-120min的条件下进行超塑成形，最后将隔热材料填充入钛合金夹层结构中，制得成品。
进一步的，所述预制坯采用以下方法制成：
(1)将钛合金箔材置于超声波清洗仪中，加入丙酮进行清洗，除去表面污渍，之后置于酒精中，去除残留的丙酮；
(2)将钛合金板材进行酸洗除油；
(3)在钛合金板材的工艺止焊区涂覆止焊剂；
(4)将SiC纤维按制定间距均匀编织成布，通过压缩空气将聚甲基丙烯酸甲脂的丙酮溶液喷洒于混杂纤维布上，将纤维固定；
(5)最后将纤维布、钛合金箔材与板材进行铺层，制得预制坯。
进一步的，上述步骤(2)中，钛合金板材进行酸洗除油采用浸渍酸洗法，所用酸液的成分如下：氢氟酸100-150mL/L，硫酸200-250mL/L，双氧水200-230mL/L，双氧水稳定剂40-50g/L，酸洗缓蚀剂0.4-0.6g/L，表面活性剂1-3g/L。
进一步的，所述双氧水稳定剂为硅酸镁，所述酸洗缓蚀剂为2-甲基吡啶，所述表面活性剂为十二烷基苯磺酸钠。
进一步的，上述止焊剂按质量分数计，由18％聚乙烯、7％聚丙烯、6％石蜡、4％树脂、5％植物油和60％二氧化钛制备而成，本发明提供的止焊剂为固体带状止焊剂，涂覆形状规则，容易涂覆，同时厚度易于控制，可以重复涂覆，因此涂覆精度高。
进一步的，上述聚甲基丙烯酸甲脂的丙酮溶液采用以下方法制成：将甲基丙烯酸甲脂和丙酮按照体积比为3:2的比例混合后，超声辅助溶解，制得聚甲基丙烯酸甲脂的丙酮溶液。
进一步的，上述预制坯置于真空热压炉进行高温高压处理的具体操作为：
将预制坯置于真空热压炉中，以3℃/min升温至350-450℃，真空加热2h进行除胶，除胶后，以10℃/min升温至830℃，加压至50MPa，保温保压2h。
进一步的，所述钛合金夹层结构为微桁架结构、四面体点阵结构、金字塔点阵结构中的任意一种。
进一步的，所述隔热材料为气凝胶，优选的，气凝胶为掺入二氧化钛的硅气凝胶，此气凝胶具有更低的密度以及更为优异的隔热隔音的效果。
与以往技术相比，本发明的有益效果包括如下部分。
(1)本发明制备的钛基复合材料蒙皮结构的钛基复合材料上面板提高了蒙皮耐受温度，夹层结构有利于蒙皮结构的减重和后续隔热材料的填充，气凝胶的填充有利于提高其隔热效果；
(2)本发明提出的钛基复合材料蒙皮结构制备方法，采用超塑成形扩散连接工艺成形钛基复合材料夹层结构，钛基复合材料制备的同时完成蒙皮多层结构中上下板与芯板的扩散，简化工序，工艺简单。
附图说明
图1为实施例1钛基复合材料热防护蒙皮结构示意图。
具体实施方式
以下实施例用于说明本发明，但不能用来限制本发明的范围。实施例中采用的实施条件可以根据厂家的条件作进一步调整，未说明的实施条件通常为常规实验条件。
实施例1
一种钛基复合材料热防护蒙皮结构，如图1所示，包含钛基复合材料上面板1，钛合金下面板2，及钛合金夹层结构3，其中夹层中填充的隔热材料4。
钛基复合材料热防护蒙皮结构制备方法，包括以下操作步骤：
(1)将钛合金箔材置于超声波清洗仪中，加入丙酮进行清洗，除去表面污渍，之后置于酒精中，去除残留的丙酮；
(2)将钛合金板材进行酸洗除油，钛合金板材包括钛合金芯板和钛合金下板，所用酸液的成分如下：氢氟酸130mL/L，硫酸230mL/L，双氧水220mL/L，硅酸镁45g/L，2-甲基吡啶0.5g/L，十二烷基苯磺酸钠2g/L；
(3)在钛合金板材的工艺止焊区涂覆止焊剂，其中止焊剂按质量分数计，由18％聚乙烯、7％聚丙烯、6％石蜡、4％树脂、5％植物油和60％二氧化钛制备而成，此止焊剂为固体带状止焊剂，涂覆形状规则，容易涂覆，同时厚度易于控制，可以重复涂覆，因此涂覆精度高；
(4)将SiC纤维按制定间距均匀编织成布，通过压缩空气将聚甲基丙烯酸甲脂的丙酮溶液喷洒于混杂纤维布上，将纤维固定，聚甲基丙烯酸甲脂的丙酮溶液采用以下方法制成：将甲基丙烯酸甲脂和丙酮按照体积比为3:2的比例混合后，超声辅助溶解，制得聚甲基丙烯酸甲脂的丙酮溶液；
(5)最后将纤维布、钛合金箔材与板材进行铺层，由上至下依次为SiC纤维布与钛合金箔材交替排布，已涂覆止焊剂的钛合金芯板和钛合金下板，制得预制坯；
(6)将预制坯置于真空热压炉中，以3℃/min升温至400℃，真空加热2h进行除胶，除胶后，以10℃/min升温至830℃，加压至50MPa，保温保压2h后，通入氩气，在成形温度900℃，最大气压3.6MPa，时间100min的条件下进行超塑成形，最后将掺入二氧化钛的硅气凝胶填充入微桁架结构钛合金夹层结构中，制得成品。
需要说明的是，在具体实践中，本发明实施例中的钛合金可以是TC4型钛合金，或者是TB8型的钛合金，本发明的技术方案还可以拓展应用于航空、航天器的其他钛合金材质。
本实施例中，SiC纤维增强钛基复合材料是在钛合金基体中加入高性能SiC纤维，使其获得了优良的综合性能，既具有优良的耐高温、抗氧化性，又具有优良的力学性能，在获得高性能的同时还大大降低了结构的重量，具有其它结构材料所不具有的优异的综合性能，SiC纤维增强钛基复合材料的耐温范围和力学性能均与航空高马赫数飞行器的服役环境需求吻合，是要求重复使用的航空高马赫数飞行器用蒙皮材料的理想选择。
当然，上述说明并非是对本发明的限制，本发明也并不仅限于上述举例，本技术领域的技术人员在本发明的实质范围内所做出的变化、改型、添加或替换，也应属于本发明的保护范围。