[发明专利]防热/隔热/承载一体化陶瓷基轻质夹芯结构及其制备方法

说明书

本发明提供了一种防热/隔热/承载一体化陶瓷基轻质夹芯结构，结构包括上面板、下面板、波纹板和夹心层；所述上面板、下面板和波纹板各自独立地为选自C/SiC、石英/石英、Al₂O₃/莫来石、Al₂O₃/Al₂O₃、SiC/SiC中的一种或多种的陶瓷基复合材料板；所述波纹板连接上面板和下面板形成点阵结构，作为防热或承载的轻质化结构；所述夹心层填充于所述波纹板与上面板和下面板之间的空隙，所述夹芯层为选自SiO₂、Al₂O₃、SiOC、ZrO₂和碳中的一种或多种的气凝胶复合材料，且气凝胶复合材料中有体积分数占4％的硅酸铝、莫来石或高硅氧纤维棉毡中的一种或多种作为增强体。

技术领域

本发明属于复合材料技术领域，尤其涉及一种防/隔热/承载一体化陶瓷基轻质夹心结构复合材料轻质夹芯结构和其制备方法。

背景技术

高超声速飞行器高速飞行或再入过程中要承受气动载荷和热载荷的共同作用，为了保证飞行器外形结构完整，同时飞行器内部的元器件能够正常工作，热防护系统需要满足热防护、隔热和结构承载的需求。高超声速飞行器的大面积热防护系统表面温度高达1200℃，因此传统的防热材料如高温隔热瓦、柔性隔热毡、金属TPS结构等不能满足使用要求。

陶瓷盖板是一种新型的热防护系统，它是通过高温连接件将陶瓷盖板与机身主结构相连接，盖板与机身主结构之间填充柔性隔热毡达到隔热的效果。与隔热瓦或毡相比，这种结构将防隔热系统的承载和传热功能分开。承载和传递载荷的功能主要由飞行器表面的陶瓷盖板来承担，而隔热功能由内部的绝热毡来实现。

欧洲和美国研究C/SiC复合材料TPS方面研究较多。近年来，相关超声速或高超声速研究计划的试飞器上均不同程度的采用C/SiC复合材料盖板式热防护系统。如欧洲超声速飞行计划(Pre-X)中飞行器大面积热防护系统采用C/SiC 复合材料作为陶瓷盖板及结构(ActaAstronautica,2005,56(4):453-464)，如附图 1为Pre－X迎风面采用C/SiC复合材料TPS的示意，图中深灰色部位为C/SiC复合材料盖板式热防护系统，结构面板采用C/SiC复合材料，高温连接件和紧固件采用Inconel系列高温合金，面板最大尺寸为0.8m×0.5m，主要进行的测试包括力学性能测试、噪声测试、模拟PRE-X再入热流环境的热、力耦合测试等等，试验共进行了13次，时间超过11000s，试验结果显示表面C/SiC复合材料面板具有优异的性能；图2为Pre－X上C/SiC复合材料TPS结构示意图和实物。

另外，意大利的USV-X再入飞行器的迎风面大面积热防护系统也采用C/SiC 复合材料盖板式结构。除飞行器迎风面外，USV-X再入飞行器的鼻锥以及背风面的前端防热均采用C/SiC复合材料，C/SiC复合材料面板厚3mm，TPS结构的总重量仅105.5kg。

轻质的防/隔热/承载一体化陶瓷基复合材料夹芯结构是高超声速飞行器热防护系统的发展方向，但目前只是实现了防/隔热一体化，单纯的陶瓷面板加隔热材料的组合尚不能承受飞行器内集中载荷，因此需要设计改进轻质防/隔热材料的结构来实现承载功能，点阵夹芯结构是一个研究方向。