[发明专利]一种轻质高效防隔热一体化热防护材料及制备方法

说明书

本发明公开了一种轻质高效防隔热一体化热防护材料及制备方法，所述热防护材料通过有机气凝胶浸渍隔热基体制备，其中隔热基体为耐高温纤维隔热瓦。所述耐高温纤维隔热瓦的组成材料包括石英纤维、莫来石、氧化铝纤维或其组合。所述有机气凝胶包括间苯二酚+甲醛、三聚腈胺+甲醛、酚醛树脂+甲醛或混甲酚+甲醛。本发明通过在隔热基体中加入有机气凝胶，在常温下提高隔热材料的力学强度，并保证材料在加工及运输过程不发生脆性断裂导致材料失效，在低温应用环境下提高材料隔热性能，高温阶段通过烧蚀挥发带走热量，保证热防护材料在服役环境下的正常使用。

技术领域

本发明涉及耐高温隔热材料技术领域，具体提供一种轻质高效防隔热一体化热防护材料及制备方法，应用于飞行器表面或短时间气动加热严重、热流密度大的环境中。

背景技术

高速航天飞行器在大气层中飞行或再入大气层时，由于严酷的气动加热环境，必须使用轻质、维形、高效的热防护材料来阻止热量向飞行器内部传递，以保证飞行器的安全。除密度低和导热系数低之外，隔热材料的拉伸强度、压缩强度、高温线收缩率和可重复使用性能也是材料选择时需要考虑的重要因素。

美国在研制航天飞机的过程中，相继开发了多种陶瓷隔热瓦，用于航天飞机外表面的热防护。第一代刚性陶瓷隔热瓦(Lockheed Insulation，LI)采用硅溶胶粘接熔融石英玻璃纤维，最高使用温度1260℃，密度为0.14g/cm³的LI-900和密度为0.35g/cm³的LI-2200应用于第一架航天飞机哥伦比亚号上。美国专利3952083号揭示了洛克希德隔热材料的制备工艺。第二代刚性陶瓷隔热瓦-耐火纤维复合材料隔热瓦(Fibrous RefractoryComposite Insulation，FRCI)由85％的石英纤维和15％的硼硅酸铝纤维(NextelTM312，3M公司生产)组成，使用温度提高至1320℃，具有低密度、高强度的优点，从第三架航天飞机发现号(Discovery，1981年)开始，密度为0.20g/cm³的FRCI-12代替了大部分LI-2200刚性隔热瓦。美国专利4148962号揭示了FRCI的制备工艺。第三代刚性陶瓷隔热瓦以80年代研制的高隔热性能材料(High Thermal Performance，HTP)和氧化铝增强热屏障材料(AluminaEnhanced Thermal Barrier，AETB)为代表。HTP由60％至80％的石英纤维、20％至40％的氧化铝纤维以及0.1％至6％的氮化硼烧结剂组成。美国专利5629186号揭示了HTP隔热材料的制备工艺。AETB是由68％的石英纤维、20％的氧化铝纤维以及12％的NextelTM312纤维组成。其中氧化铝纤维的加入显著提高了材料的耐温性。第四代刚性隔热瓦波音刚性隔热材料(Boeing Rigid Insulation，BRI)由60％至80％质量分数的石英纤维、20％至40％质量分数的氧化铝纤维以及0.1％至1％的碳化硼粉末烧结剂组成。美国专利6716782B2号揭示了BRI的制备工艺。

目前刚性隔热瓦、机械连接式热防护系统具有优异的防热和抗冲刷性能，但整体隔热效率偏低，主要是由于目前研制的耐高温隔热瓦的制备工艺不成熟，材料整体强度低；另一方面组合式防隔热一体化热防护材料通过机械连接将隔热材料与防热材料连接在一起，其中用于隔热功能的内层刚性隔热材料韧性低，力学性能差，不易加工为高精度结构，虽然无机耐高温粘结剂可以提供部分粘接强度，但由于刚性隔热材料脆性大，容易在组装过程中损坏，影响了热防护材料整体性能的可靠性，因此具有高韧性、高效隔热的新型刚性隔热材料的需求日益迫切。

发明内容

本发明的技术任务是针对上述存在的问题，提供一种轻质高效防隔热一体化热防护材料及制备方法，解决耐高温隔热材料的制备工艺不成熟，材料整体强度低的问题。

一种轻质高效防隔热一体化热防护材料，所述热防护材料通过有机气凝胶浸渍隔热基体制备，其中隔热基体为耐高温纤维隔热瓦。

所述耐高温纤维隔热瓦的组成材料包括石英纤维、莫来石或氧化铝纤维或其组合。