[发明专利]一种陶瓷基复合材料点阵结构的组合式制备方法

说明书

本发明提供了一种陶瓷基复合材料点阵结构的组合式制备方法，包括模具加工、预制体分别成型、致密化、数控加工、高温连接、后致密化6个步骤，所得陶瓷基复合材料点阵结构中以C/SiC、石英/石英、Al₂O₃/莫来石、Al₂O₃/Al₂O₃、SiC/SiC中的一个或多种作为复合材料基体，以纤维作增强体，具有防热或承载、轻质化优点。该点阵结构通过先驱体转化结合工艺过程中的配件连接获得。本发明方法能够实现陶瓷基复合材料面板与波纹板的分别成型和连接，具有方法简便、外形尺寸可设计且控制精度高等优点，制备得到的C/SiC陶瓷基复合材料点阵结构能够承受高达1650℃高温，且重量轻、抗氧化性能和承载性能优异。

技术领域

本发明总体地于耐高温热防护技术领域，尤其涉及一种陶瓷基复合材料点阵结构的组合式制备方法。

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(Acta Astronautica,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/承载一体化结构是高超声速飞行器热防护系统的发展方向，能够承受1200℃以上的被动热防护系统大多采用C/SiC等陶瓷面板，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，因此需要进一步设计改进轻质防/隔热材料的结构来实现承载功能。