[发明专利]一种柔性气凝胶隔热材料及其制备方法

说明书

本发明公开了一种柔性气凝胶隔热材料，包括隔热层和包覆在隔热层外的和包覆层；其中包覆层为耐高温纤维织物；隔热层是由气凝胶粉、短切纤维、二氧化钛、六钛酸钾晶须、SiC微粉及粘结剂压制成气凝胶型材。隔热层和包覆层通过耐火纤维线缝纫结合成一体化材料。本发明制备的气凝胶隔热材料具有较低的密度、导热系数，良好的隔热性能，用纤维织物将气凝胶板材包覆后，用耐火纤维线缝合，气凝胶隔热材料包覆层和隔热层结合良好，解决了气凝胶掉粉，掉渣的缺点；另外，气凝胶隔热材料具有一定的柔性，能弯折成圆形或圆弧形，可绕成圆筒状粘贴于发动机壳体作为隔热防护材料，用于航天飞行器发动机的隔热防护材料，对于发动机的减重增效有重要意义。

技术领域

本发明涉及一种超级隔热材料，尤其涉及一种柔性气凝胶隔热材料及其制备方法，主要用于航天飞行器发动机的隔热防护，属于功能材料领域。

背景技术

气凝胶作为一种超级隔热材料，在航天飞行器热防护系统有极大应用前景。无机氧化物气凝胶的脆性及极低的力学性能使其在实际使用过程中容易碎裂，并出现掉粉掉渣现象，极大的限制了它在航天飞行器热防护系统的应用。目前航天飞行器所用的气凝胶材料多为通过溶胶-凝胶法原位复合气凝胶和纤维毡的气凝胶毡产品，虽有效的解决了气凝胶脆性大，容易断裂的问题，但仍存在掉渣，粉尘大等问题，适合用作填充材料和夹层结构的隔热材料，难以用于发动机外部壳体的热防护，并且工艺复杂，制备周期较长缺点。目前发动机结构材料外层仍使用三元乙丙橡胶及热障涂层材料，虽具有良好的耐高温烧蚀性能，但隔热性能较低，难以满足航天飞行器发动机的隔热防护需求。

发明内容

本发明的目的是提供一种柔性气凝胶隔热材料及其制备方法。

本发明的柔性气凝胶隔热材料，包括隔热层和包覆在隔热层外的和包覆层；其中包覆层为耐高温纤维织物；隔热层是由气凝胶粉、短切纤维、二氧化钛、六钛酸钾晶须、SiC微粉及粘结剂压制成的气凝胶型材。

所述隔热层中，气凝胶粉为氧化硅气凝胶粉、氧化铝气凝胶粉、掺杂改性的氧化铝、掺杂改性的氧化硅气凝胶粉中的至少一种；短切纤维为玻璃纤维、高硅氧纤维、硅酸铝纤维、莫来石纤维、氧化铝纤维、石英纤维中的至少一种；且短切纤维的直径为2~100um，长度为2~10mm；二氧化钛的粒径为50~200um；SiC微粉的粒度为50~200um；粘结剂为无机粘结剂硅溶胶、硅酸铝溶胶、磷酸铝溶胶的任意一种。隔热层的各原料按以下质量份进行组分：气凝胶粉20~50份，短切纤维40~60份，二氧化钛1~10份，六钛酸钾晶须1~10份，SiC微粉1~10份，粘结剂4~15份。

所述耐高温纤维织物为无碱玻璃纤维布、高硅氧玻璃纤维布、石英纤维布、玄武岩纤维布中的一种或两种。耐高温纤维织物厚度为0.05~1mm，优选0.1~0.3mm。

本发明薄层气凝胶隔热材料的制备方法：是将气凝胶粉、短切纤维、二氧化钛、六钛酸钾晶须、SiC微粉及粘结剂搅拌混合均匀后放入模具压制成型，干燥；按气凝胶型材的形状尺寸裁切耐高温纤维织物，并包覆气凝胶型材，然后通过耐火纤维线缝纫，使包覆层和隔热层材料结合成一体化材料。

上述模具压制成型中，压力控制在0.5~3.5MPa，保压时间为5~20min。

经检测，本发明柔性气凝胶气凝胶隔热材料的隔热层的密度为0.25~0.45g/cm³，导热系数为0.032~0.048W/m.K。

本发明的气凝胶隔热材料具有以下优点：

1、气凝胶隔热材料具有较低的密度、导热系数，良好的隔热性能，用纤维织物将气凝胶板材包覆后，用耐火纤维线缝合，气凝胶隔热材料包覆层和隔热层结合良好，解决了气凝胶掉粉，掉渣的缺点；

2、气凝胶隔热材料具有一定的柔性，能弯折成圆形或圆弧形，可绕成圆筒状粘贴于发动机壳体作为隔热防护材料，用于航天飞行器发动机的隔热防护材料，对于发动机的减重增效，降低成本有重要意义；