[发明专利]一种热防护结构

说明书

技术领域

本发明涉及一种复合材料领域，特别是涉及一种热防护结构。

背景技术

快速打击是军用航空装备的重要发展方向，发展高马赫数飞机是实现快速打击的主要手段。在高马赫数飞机的研制过程中，热防护结构作为防护气动热的主要手段，是决定飞机研制成败的关键。防热结构及防热材料至今已经历了几代飞行器的发展，常用的热防护结构有热沉式防热、辐射式防热、烧蚀式防热、发汗冷却、表面隔热防热和热管等六种形式。

申请号为201120379523.3的中国专利中公开了一种飞行器尾段热防护结构，包括飞行器的发动机喷管和套装在其外部的尾段壳体，所述尾段壳体内壁凹槽中嵌置有隔热密封圈，所述隔热密封圈与发动机喷管外壁过盈配合，所述尾段壳体的端面嵌置有挡圈。本实用新型结构简单、安装简便，能有效保护尾段壳体。

申请号为200910112588.9的中国专利中公开了一种降低飞行器内核温度的热防护涂层结构，设有外涂敷层、中涂敷层和内涂敷层，外涂敷层采用介电常数为n₁的耐高温材料，中涂敷层采用介电常数为n₂的透波材料，内涂敷层采用介电常数为n₃的耐高温材料，可防止飞行器内核温度受电磁波辐射的影响，保持飞行器内核温度稳定。

然而上述专利中所提到的热防护结构存在热防护结构过于简单，功能单一，热防护材料耐温等级低，隔热效果差等问题，因此，探索一种集多种防热形式为一体的热防护结构成为现今的一个研究热点。

发明内容

本发明旨在克服现有隔热领域的不足，提供了一种热防护结构。该种热防护结构集烧蚀式防热、发汗冷却、表面隔热防热等多种隔热形式的特性为一体，是一种新型高效的热防护方式，采用高性能热防护材料，具有十分优异的隔热能力。

针对上述问题，本发明提供一种热防护结构，由表层、中间层和内层材料组成，其特征在于表层为碳纤维增强酚醛树脂基复合材料，中间层为炭泡沫骨架填充气凝胶材料，内层为C／C复合材料和C／SiC陶瓷基复合材料。

所述的表层材料是碳纤维立体织物增强的酚醛树脂基复合材料，碳纤维布增强的酚醛树脂基复合材料，一方面依靠酚醛树脂基复合材料受热分解和氧化燃烧带走热量，从而获得热防护效果，它安全、可靠、适应流场变化能力强；另一方面，碳纤维增强酚醛树脂基复合材料具有较高的隔热性能，提高了整体的防热效率。

所述的中间层材料是以炭泡沫骨架为结构加强体，以气凝胶为离散单元填充于炭泡沫骨架中。炭泡沫作为多孔材料，本身就具备优异的隔热性能，同时存在于孔隙中的气凝胶是高效的隔热材料，阻断了在高温下孔隙间的热辐射，是该复合材料最重要的绝热屏障。

所述的内层材料是C／C复合材和C／SiC陶瓷基复合材料，其气孔率为3～8％，具有耐烧蚀、密度低、高温强度高、耐热震及机械冲击等优点，能够抵挡高速热气流的冲击，是高性能的承力构件，内层材料作为良好的过渡层使得机身与隔热层形成统一的整体。

所述的表层材料与中间层材料采用高温胶粘剂粘结，包括聚苯并噻唑、聚酰亚胺、聚喹噁啉及聚硅氧烷等等，所述的中间层材料与内层材料采用酚醛树脂胶粘剂或无机胶粘剂粘结。

所述的热防护结构可以用于1000～3300℃温度范围内的航天器高温防护。

本发明的主要优点是：①该热防护结构质轻；②热导率低，绝热性能优异；③具有高温稳定性；④优良的耐腐蚀、耐磨损性能；⑤隔热层与机身形成有机统一的整体。

附图说明

图1为本发明的结构示意图，其中10为表层碳纤维增强的酚醛树脂基复合材料，20为中间层炭泡沫骨架填充气凝胶材料，30为内层C／C复合材料和C／SiC陶瓷基复合材料。

具体实施方式

下面结合具体实施例，进一步阐明本发明，应理解这些实施例仅用于说明本发明而不用于限制本发明的范围，在阅读了本发明之后，本领域技术人员对本发明的各种等价形式的修改均落于本申请所附权利要求所限定。

实施例1

一种热防护结构，包括表层、中间层和内层三层材料，表层为碳纤维立体织物增强的酚醛树脂基复合材料，中间层为炭泡沫骨架填充气凝胶材料，内层为C／C复合材料，表层材料与中间层材料采用聚苯并噻唑高温胶粘剂粘结，中间层材料与内层材料采用酚醛树脂胶粘剂粘结。

实施例2