[发明专利]一种防热-隔热-吸热型热防护材料及其制备方法

说明书

本发明涉及一种防热‑隔热‑吸热型热防护材料及其制备方法，属无机功能材料领域，该方法通过梯度结构一体化碳纤维织物成型、织物定型和碳纤维界面层制备、内部氧化防护、局部致密化、高温防护层制备和相变吸热层制备等过程，形成由高温防护层、梯度应力缓释层、低密度隔热层、相变吸热层构成的一体化多功能热防护材料，同时解决了1600℃以上高温有氧热环境中防热、隔热和背面温度可控的问题；本发明提供的热防护材料结构简单，无需机械连接，可靠性高。

技术领域

本发明涉及一种防热-隔热-吸热型热防护材料及其制备方法，属无机高温热防护材料领域。

背景技术

飞行器的高超声速化和轻量化对耐高温非烧蚀型热防护材料提出了越来越苛刻的要求。飞行器服役过程中热防护材料大面积温度逐渐由1200℃左右向更高温度(如1600℃左右或更高)方向发展，防热、隔热和防热系统重量问题比较突出，现有的热防护材料逐渐不能满足使用要求。飞行器的长航程化发展，要求防隔热材料的高性能化，一方面需要耐受长时间气动热流冲刷，另一方面持续向内的热量传递需要被隔热材料阻断，以达到背面温度被内部仪器能够接受的程度。传统的热防护系统设计通常将防热、隔热物理分割开来，然后通过粘接或连接实现热防护，这种分立式防热、隔热方案显然会增加装配难度和复杂度，并降低热防护系统的结构可靠性。此外，服役过程中飞行器可以看作是外部不断加热的封闭结构，热量持续向内部扩散，并在舱内累积，造成舱内温度持续升高。长时间飞行过程中，内部的热量累积可能会超过仪器设备所允许的温度，而造成电子器件的损坏，进而影响飞行器的正常服役。采用加大隔热材料厚度的方法虽然能够在一定程度上延缓舱内温度的上升，但这势必会增加飞行器热防护系统的体积和减少内部的有效空间，从而降低飞行器的有效载荷。因此，传统分立式防热隔热方案已经不能满足航天飞行器发展的需要，急需背温可控的一体化热防护材料来解决防热、隔热和内部温度有效控制的问题。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种防热-隔热-吸热型热防护材料，该防护材料通过梯度结构一体化碳纤维织物成型、织物定型和碳纤维界面层制备、内部氧化防护、局部致密化、高温防护层制备和相变吸热层制备等过程制备获得，同时解决了防热、隔热和内部温度有效控制的问题。

本发明的另外一个目的在于提供一种防热-隔热-吸热型热防护材料的制备方法。

本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：

一种防热-隔热-吸热型热防护材料的制备方法，包括如下步骤：

(1)、制备一体化碳纤维织物，所述一体化碳纤维织物的一个表面为高力学性能碳纤维形成的高纤维含量层、另一个表面为低热导率碳纤维形成的低纤维含量层、中间为碳纤维含量梯度过渡层；

(2)、在所述一体化碳纤维织物中纤维表面和纤维搭接点处制备连续碳包覆层，得到稳定化碳纤维织物；

(3)、在所述稳定化碳纤维织物的碳包覆层表面制备连续的抗氧化陶瓷防护层，得到内氧化防护多孔骨架；

(4)、在所述内氧化防护多孔骨架中高纤维含量层对应的区域进行局部致密化，并在局部致密化后的区域表面制备高温防护层，得到防热-隔热一体化热防护材料；

(5)、在所述防热-隔热一体化热防护材料低纤维含量层对应的表层一定深度范围内制备相变吸热层，形成防热-隔热-吸热型热防护材料。

在上述热防护材料的制备方法中，所述步骤(1)中高力学性能碳纤维为拉伸强度超过2GPa的碳纤维，低热导率碳纤维为经过1500℃热处理后热导率小于10W/(m.K)的碳纤维；所述高纤维含量层的密度为0.5～1.2g/cm³，厚度为2～10mm；低纤维含量层的密度为0.15～0.3g/cm³，厚度为10～50mm；过渡层的厚度为3～10mm，密度由高纤维含量层的密度逐渐降低到低纤维含量层的密度。