[发明专利]一种耐高温隔热三明治结构陶瓷复合材料及其制备方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种耐高温隔热陶瓷复合材料及其制备方法，尤其是涉及一种耐高温隔热三明治结构陶瓷复合材料及其制备方法。

背景技术

宇宙飞船或返回式卫星等高速飞行器，在大气中高速长时间飞行，其大面积的温度超过600℃，部分达到1400℃。这里所指的“大面积”一般占飞行器外层面积的80％以上。陶瓷隔热瓦在美国航天飞机中发挥了重要作用，似乎发展成熟，但具固有的脆性(韧性一般为1-5MPa×m^1/2)、低强度(弯曲强度一般小于5MPa)、热导率偏高（一般大于0.06W/m×k）以及单件面积小（一般为200×200mm）等问题，未能很好适应高速飞行器大面积隔热的高可靠和高效率的需求。刚性陶瓷瓦的脆性使生产、运输、安装及飞行过程中，容易产生脆性破坏，存在较大安全隐患；低强度也是刚性陶瓷瓦发生破坏的重要因素之一；脆性加低强度，容易导致刚性陶瓷瓦与粘接基体之间产生应力破坏，这是刚性陶瓷瓦单件面积较小的重要因素；小的单件面积又使安装的难度加大，并留下众多难以处理的缝隙；刚性陶瓷瓦的热导率较大，势必增大陶瓷瓦厚度，降低飞行器有效容积和有效载荷。

“盖板＋隔热层”的防隔热方案在航天飞机等飞行器中也有应用报道，尤其在温度较高的部位起到重要作用。该结构在国内存在多个尚未解决的难题，一是耐高温的热桥阻断连接结构尚未解决，二是面板热膨胀会产生严重的热应力以及由此产生的诸多问题难以解决，三是超薄面板难以精确控制面型精度。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是，提供一种韧性好，强度高的耐高温隔热三明治结构陶瓷复合材料及其制备方法。

本发明解决其技术问题采用的技术方案是：

本发明之耐高温隔热三明治结构陶瓷复合材料，芯层为耐高温无机纤维增强的气凝胶复合材料层，芯层上下表面复合有耐高温无机纤维增强氧化物陶瓷复合材料表面板；所述芯层的厚度≥2mm，上下表面板的厚度分别为0.1-3.0mm。

进一步，所述芯层的厚度≥20mm。

进一步，所述耐高温无机纤维可为石英纤维、氧化铝纤维、莫来石纤维或碳化硅纤维。

进一步，所述芯层材料的密度宜为0.2-0.6g/cm³，热导率≤0.05W/m×K。

进一步，所述气凝胶可为氧化硅气凝胶、氧化铝气凝胶、或二氧化硅和氧化铝二元气凝胶。

本发明之耐高温隔热三明治结构陶瓷复合材料的制备方法，包括以下步骤：

（1）选用耐高温无机纤维增强的气凝胶复合材料为芯层材料，所述芯层材料采用超临界干燥的方法，芯层的厚度为≥2mm（优选≥20mm）； 

（2）在芯层上下表面平铺耐高温无机纤维布或薄层织物，然后进行针刺、穿刺或缝合处理，以使无机纤维布或薄层织物与芯层相结合，形成织物“蒙皮”；

（3）将步骤（2）制得的织物“蒙皮”用模具夹紧后置于真空容器中，真空吸入溶胶，然后在30-200℃（优选60-90℃）的温度下使其凝胶化，反复浸渍和凝胶化5-15次；

（4）将经步骤（3）处理后的织物“蒙皮”置于高温炉中进行热处理，热处理温度为400-1000℃（优选700-800℃），处理时间为10-200分钟（优选30-60分钟）；

（5）冷却至室温，即成。

进一步，步骤（1）中，所述芯层材料的密度宜为0.2-0.6g/cm³，热导率≤0.05W/m×K。

进一步，步骤（2）中，所述耐高温无机纤维布或薄层织物，以及针刺、穿刺或缝合所采用的纤维包括但不限于石英纤维、氧化铝纤维、莫来石纤维、碳化硅纤维。

进一步，步骤（2）中，所述耐高温无机纤维布或薄层织物的厚度宜为0.1-3.0mm(优选0.5-2mm)，针刺、穿刺或缝合间距宜为5-40mm（优选15-25mm）。

进一步，步骤（3）中，所述溶胶可为二氧化硅溶胶、氧化铝溶胶或莫来石溶胶。

本发明在气凝胶复合材料及无机纤维增强氧化物陶瓷复合材料基础上，利用前者低导热、高韧性的优点，以及后者高强度、高韧性、耐烧蚀的特点，在气凝胶复合材料正反两面，一体化地复合上耐高温无机纤维增强氧化物陶瓷复合材料薄层，研制出新一代三明治结构陶瓷复合材料，使其韧性、面板强度、导热率、单件尺寸、安装方式等多方面得到显著提高。

本发明耐高温隔热三明治结构陶瓷复合材料兼具隔热、承载、透波等功能于一体。这样可以显著提高陶瓷复合材料的隔热效果，改善飞行器的安全性能。