[发明专利]一种一体化梯度结构热防护材料的制备方法

说明书

本发明涉及一种一体化梯度结构热防护材料的制备方法，S1、根据防热层产品的外形制备预制体；所述的预制体为厚度方向具有不同密度或者不同纤维成分的多孔网格结构；S2、将预制体置入成型模具中，采用真空浸渍定型剂，对预制体进行结构强化；S3、根据防热层产品的外表面尺寸制备一定厚度致密化基体；S4、将致密化基体贴敷在预制体外表面，并使用封边将预制体与致密化基体四周密封；使用真空袋将封边、预制体以及致密化基体密封，抽真空成整体，加热到低粘度温度，将致密化基体真空压注到预制体表层结构中，将表面致密化的预制体进行高温碳化处理，形成表层碳/碳的梯度结构；S5、重复步骤S4至预制体结构表面达到防热层产品要求的密度。

技术领域

本发明属于热防护复合材料领域，涉及一种一体化梯度结构热防护材料的制备方法，这种一体化梯度结构热防护材料主要用于超高速再入大气的轻质、抗烧蚀、高效隔热的热防护需求，尤其在导弹弹头、小行星探测器、深空探测器等再入大气的极端热环境中具有优异的应用前景。

背景技术

航天器以极高的速度(7.8km/s)从太空中再入地球，会面临严重的气动加热，其峰值热流超过10MW/m²，为了有效的保护航天器在极高的热环境中不被烧毁，主要采用了致密的碳基材料，例如碳/酚醛、碳/碳复合材料作为热防护材料，在这类热防护材料中主要因为碳具有其他材料难以匹及的升华热(在4000K时约710kJ/mol)，在烧蚀过程中能够带走大量的热，而且碳基材料在高温中具有稳定的力学特性，能保持良好的气动外形。

致密碳基材料(碳/酚醛、碳/碳)自身的热导率较大，其中，碳/酚醛热导率大于0.5W/m.K，碳/碳热导率大于5W/m.K，为了减少热量的传输，需要使用较厚的防热层，而且在防热层的背面额外提供隔热层，来保证航天器内部的仪器正常工作。较厚的防热层直接增加了整个防热结构的重量，而且防热层与隔热层之间的连接较复杂，在高温下，两者界面由于热失配容易开裂。这种单一结构的材料热防护效率较低，牺牲了大量的重量来满足隔热需求，不利于后续航天器持续降重的要求。针对未来大幅降低防热结构重量，提高热防护效率的目标，需要对材料结构进行精细化设计与制备，材料表面进行致密化提高抗烧蚀性能，中间过渡来匹配高温应力，而内部则是低密度隔热，同时对表面、过渡层以及内部进行一体化制备来避免各层之间的界面问题，这种梯度结构能高效的利用不同材料的特性，实现整体性能的综合提高，最大限度的降低防热结构重量。

发明内容

本发明解决的技术问题是：解决单一热防护材料热防护效率低，重量大的不足，创新实现了一种表面致密抗烧蚀，中间过渡，而内部高效隔热的材料，提供一种一体化梯度结构热防护材料的制备方法。

本发明解决技术的方案是：一种一体化梯度结构热防护材料的制备方法，包括如下步骤：

S1、根据防热层产品的外形制备预制体；所述的预制体为厚度方向具有不同密度或者不同纤维成分的多孔网格结构；

S2、将预制体置入成型模具中，采用真空浸渍定型剂，对预制体进行结构强化；

S3、根据防热层产品的外表面尺寸制备一定厚度致密化基体；

S4、将致密化基体贴敷在预制体外表面，并使用封边将预制体与致密化基体四周密封；使用真空袋将封边、预制体以及致密化基体密封，抽真空成整体，加热到低粘度温度，将致密化基体真空压注到预制体表层结构中，将表面致密化的预制体进行高温碳化处理，形成表层碳/碳的梯度结构；

S5、重复步骤S4至预制体结构表面达到防热层产品要求的密度。

优选的，在S5之后，执行步骤S6、将预制体再次置入成型模具中，采用真空浸渍气凝胶前驱体树脂，对预制体进行纳米结构成型，形成最终一体化梯度结构热防护材料。

优选的，所述气凝胶前驱体树脂是指通过溶胶-凝胶反应形成的具有微纳米孔结构的树脂。