一种复合材料弹翼及其成型方法与流程

本发明涉及弹翼成型领域，尤其是一种复合材料弹翼及其成型方法。

背景技术：

飞航导弹的发展趋势包括射程远、速度快、机动性好等特性，这就决定了导弹必须走轻型化的道路。目前弹翼主要有全金属、金属与复合材料混合等结构形式，存在重量大、承载小等问题。与其他材料相比，复合材料具有很高的比强度、比模量。因而采用复合材料，是飞航导弹轻型化的重要途径之一。国外，复合材料在航空器与航天器上的应用已经十分广泛，并且发展的较为成熟，形成整套设计、制造、试验评价体系。因此，提高复合材料在国产导弹上的使用水平显得十分必要。

技术实现要素：

鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种复合材料弹翼及其成型方法，用于解决现有技术中成型的弹翼导致飞航导弹重量大、承载小等问题。

为实现上述目的及其他相关目的，本发明提供一种复合材料弹翼，复合材料弹翼包括翼体和涂层，所述翼体包括基材和包裹基材的防烧蚀层，所述基材为玻璃纤维预浸料，所述防烧蚀层为高硅氧短切纤维预浸料；所述翼体的外表面喷涂有耐高温隔热涂层和耐高温抗氧化涂层。

可选的，所述玻璃纤维预浸料中树脂含量为30-40％。

优选的，所述玻璃纤维预浸料中树脂含量为35％。

可选的，所述高硅氧短切纤维预浸料中树脂含量为40-50％。

优选的，所述高硅氧短切纤维预浸料中树脂含量为45％。

优选的，所述耐高温隔热涂层的材料是以耐高温含硅聚合物为主体的树脂材料。

优选的，所述耐高温抗氧化涂层的材料是以无机硅聚合物为主体的树脂材料。

优选的，所述防烧蚀层的厚度为1-2mm。

本发明中的复合材料弹翼具有重量轻(全金属材料弹翼重量的20％左右)、耐高温等优点，且具有本发明复合材料弹翼的导弹射程和有效载荷明显增大。

本发明的另一方面是提供一种复合材料弹翼的成型方法，包括下列步骤：

(1)用树脂基体浸渍玻璃纤维，制成玻璃纤维预浸料，铺覆所述玻璃纤维预浸料制备基材；

(2)用树脂基体浸渍高硅氧短切纤维，制成高硅氧短切纤维预浸料，在所述基材外表面包裹所述高硅氧短切纤维预浸料制得防烧蚀层，翼体成型；

(3)把所述翼体放入模具中合模置于压机内，热压所述翼体固化完成；

(4)在所述翼体外表面喷涂耐高温隔热涂层和耐高温抗氧化涂层。

为保证所述玻璃纤维预浸料层与层之间压实，在所述铺层过程还可增加抽真空压实工艺。

如上所述，本发明具有以下有益效果：本发明提供的弹翼采用复合材料替代原全金属或混合结构，有效降低总重量，增大了射程和有效载荷，成型方法为整体化制造工艺，成本较低。同时，还可通过控制预浸料组成中树脂含量来提高翼体的强度，增强安全性能。所以，本发明有效克服了现有技术中的一些实际问题从而有很高的利用价值和使用意义。

附图说明

图1为本发明一个实施中复合材料弹翼的结构图；

图中：1、基材，2、防烧蚀层，3、涂层

具体实施方式

说明书附图所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明可实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容所能涵盖的范围内。同时，本说明书中所引用的如“上”、“下”、“前”、“后”、“中间”等用语，亦仅为便于叙述的明了，而非用以限定本发明可实施的范围，其相对关系的改变或调整，在无实质变更技术内容下，当亦视为本发明可实施的范畴。

如图1所示，本实施例提供一种复合材料弹翼，包括翼体和涂层，翼体包括基材1和防烧蚀层2。基材1选用玻璃纤维预浸料。由于玻璃纤维预浸料具有低导热系数、高强度可作为弹翼的结构部分起到承载作用。基材1表面包裹防烧蚀层2，防烧蚀层2选用高硅氧短切纤维预浸料(含二氧化硅质量含量高达96％以上)，用于提高产品的抗烧蚀性能。翼体的外表面喷涂有耐高温隔热涂层和耐高温抗氧化涂层，对翼体材料起保护作用。耐高温隔热涂层可选用以耐高温含硅聚合物为主体树脂复合材料，并通过复配无机纳米氧化物、陶瓷空心微珠等耐高温隔热填料，形成耐高温隔热涂层。耐高温抗氧化涂层可选以无机硅聚合物为主体树脂复合材料。

本发明中的复合材料弹翼具有重量轻(全金属材料弹翼重量的20％左右)、耐高温等优点，且具有本发明复合材料弹翼的导弹射程和有效载荷明显增大。

本实施例中复合材料弹翼的成型方法，包括下列步骤：

(1)用树脂基体浸渍玻璃纤维(树脂基体质量含量可选为35％)，制成玻璃纤维预浸料。根据弹翼铺层设计要求，铺覆玻璃纤维预浸料制备基材1。

(2)用树脂基体浸渍高硅氧短切纤维(树脂基体质量含量可选为45％)，制成高硅氧短切纤维预浸料。在基材1外表面包裹耐烧蚀的高硅氧短切纤维预浸料，制得厚度1～2mm的防烧蚀层2，翼体成型。

(3)把所述翼体放入模具中合模置于压机内，按照树脂的固化曲线设置温度和压力制度，热压完成翼体固化。

(4)所述翼体喷涂耐高温隔热涂层和耐高温抗氧化涂层3，即得弹翼产品。

为了铺覆过程中保证所述玻璃纤维预浸料层与层之间压实，铺层过程中还可增加抽真空压实工艺。

本发明提供的复合材料弹翼采用复合材料替代原全金属或混合结构，有效降低总重量，增大了射程和有效载荷，成型方法为整体化制造工艺，成本更低。同时，还可通过控制预浸料组成中树脂含量来提高翼体的强度，增强安全性能。所以，本发明有效克服了现有技术中的一些实际问题从而有很高的利用价值和使用意义。

上述实施方式仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。本发明还有许多方面可以在不违背总体思想的前提下进行改进，对于熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，可对上述实施例进行修饰或改变。因此，举凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。

技术特征：

技术总结
本发明提供一种复合材料弹翼及其成型方法，用于解决现有技术中弹翼产品存在重量大、承载小等问题。本发明复合材料弹翼包括翼体和涂层；所述翼体包括基材和包裹基材的防烧蚀层，所述基材为玻璃纤维预浸料，所述防烧蚀层为高硅氧短切纤维预浸料；所述翼体的外表面喷涂有耐高温隔热涂层和耐高温抗氧化涂层。一种复合材料弹翼的成型方法，用树脂基体浸渍玻璃纤维，制成玻璃纤维预浸料，铺覆玻璃纤维预浸料制备基材；用树脂基体浸渍高硅氧短切纤维，制成高硅氧短切纤维预浸料，在基材外表面包裹高硅氧短切纤维预浸料制得防烧蚀层，翼体成型；把翼体放入模具中合模置于压机内，热压翼体固化完成；在翼体外表面喷涂耐高温隔热涂层和耐高温抗氧化涂层。

技术研发人员：刘朝晖;王嫚;姚建美
受保护的技术使用者：山东双一科技股份有限公司
技术研发日：2018.11.23
技术公布日：2019.04.12