本發(fā)明涉及一種飛行器異型艙段防熱層的成型方法及防熱層,屬于
復(fù)合材料成型工藝技術(shù)領(lǐng)域,解決了現(xiàn)有技術(shù)中制造異型結(jié)構(gòu)防熱層的工藝方法加工出來的防熱層存在抗燒蝕性能和力學(xué)性能差的技術(shù)問題。該成型方法包括獲得RTM成型模具,RTM成型模具具有與防熱層匹配的型腔;將耐高溫織物裝入型腔中,直至耐高溫織物將型腔填充滿;對充滿耐高溫織物的型腔進(jìn)行封裝以及抽真空;利用RTM注膠機將樹脂注入充滿耐高溫織物的型腔中;注入型腔中的樹脂固化成型,獲得防熱層。通過該方法,可獲得抗燒蝕性能和力學(xué)性能均更好的飛行器異型艙段防熱層。該防熱層通過上述成型方法制造而來。
聲明:
“飛行器異型艙段防熱層的成型方法及防熱層” 該技術(shù)專利(論文)所有權(quán)利歸屬于技術(shù)(論文)所有人。僅供學(xué)習(xí)研究,如用于商業(yè)用途,請聯(lián)系該技術(shù)所有人。
我是此專利(論文)的發(fā)明人(作者)