[發(fā)明專利]一種耐高溫隔熱三明治結(jié)構(gòu)陶瓷復(fù)合材料及其制備方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201210120442.0
• 申請(qǐng)日: 2012-04-24
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN102642350A
• 公開(kāi)（公告）日: 2012-08-22
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 曹峰;馮堅(jiān);姜勇剛;張長(zhǎng)瑞
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國(guó)人民解放軍國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)
• 主分類號(hào): B32B18/00
• 分類號(hào): B32B18/00;B32B37/06;B32B37/10;B32B37/12;C04B35/82;C04B35/80;C04B35/622
• 代理公司: 長(zhǎng)沙星耀專利事務(wù)所 43205
• 代理人: 寧星耀;舒欣

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種耐高溫隔熱陶瓷復(fù)合材料及其制備方法，尤其是涉及一種耐高溫隔熱三明治結(jié)構(gòu)陶瓷復(fù)合材料及其制備方法。

背景技術(shù)

宇宙飛船或返回式衛(wèi)星等高速飛行器，在大氣中高速長(zhǎng)時(shí)間飛行，其大面積的溫度超過(guò)600℃，部分達(dá)到1400℃。這里所指的“大面積”一般占飛行器外層面積的80％以上。陶瓷隔熱瓦在美國(guó)航天飛機(jī)中發(fā)揮了重要作用，似乎發(fā)展成熟，但具固有的脆性(韌性一般為1-5MPa×m^1/2)、低強(qiáng)度(彎曲強(qiáng)度一般小于5MPa)、熱導(dǎo)率偏高（一般大于0.06W/m×k）以及單件面積?。ㄒ话銥?00×200mm）等問(wèn)題，未能很好適應(yīng)高速飛行器大面積隔熱的高可靠和高效率的需求。剛性陶瓷瓦的脆性使生產(chǎn)、運(yùn)輸、安裝及飛行過(guò)程中，容易產(chǎn)生脆性破壞，存在較大安全隱患；低強(qiáng)度也是剛性陶瓷瓦發(fā)生破壞的重要因素之一；脆性加低強(qiáng)度，容易導(dǎo)致剛性陶瓷瓦與粘接基體之間產(chǎn)生應(yīng)力破壞，這是剛性陶瓷瓦單件面積較小的重要因素；小的單件面積又使安裝的難度加大，并留下眾多難以處理的縫隙；剛性陶瓷瓦的熱導(dǎo)率較大，勢(shì)必增大陶瓷瓦厚度，降低飛行器有效容積和有效載荷。

“蓋板＋隔熱層”的防隔熱方案在航天飛機(jī)等飛行器中也有應(yīng)用報(bào)道，尤其在溫度較高的部位起到重要作用。該結(jié)構(gòu)在國(guó)內(nèi)存在多個(gè)尚未解決的難題，一是耐高溫的熱橋阻斷連接結(jié)構(gòu)尚未解決，二是面板熱膨脹會(huì)產(chǎn)生嚴(yán)重的熱應(yīng)力以及由此產(chǎn)生的諸多問(wèn)題難以解決，三是超薄面板難以精確控制面型精度。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問(wèn)題是，提供一種韌性好，強(qiáng)度高的耐高溫隔熱三明治結(jié)構(gòu)陶瓷復(fù)合材料及其制備方法。

本發(fā)明解決其技術(shù)問(wèn)題采用的技術(shù)方案是：

本發(fā)明之耐高溫隔熱三明治結(jié)構(gòu)陶瓷復(fù)合材料，芯層為耐高溫?zé)o機(jī)纖維增強(qiáng)的氣凝膠復(fù)合材料層，芯層上下表面復(fù)合有耐高溫?zé)o機(jī)纖維增強(qiáng)氧化物陶瓷復(fù)合材料表面板；所述芯層的厚度≥2mm，上下表面板的厚度分別為0.1-3.0mm。

進(jìn)一步，所述芯層的厚度≥20mm。

進(jìn)一步，所述耐高溫?zé)o機(jī)纖維可為石英纖維、氧化鋁纖維、莫來(lái)石纖維或碳化硅纖維。

進(jìn)一步，所述芯層材料的密度宜為0.2-0.6g/cm³，熱導(dǎo)率≤0.05W/m×K。

進(jìn)一步，所述氣凝膠可為氧化硅氣凝膠、氧化鋁氣凝膠、或二氧化硅和氧化鋁二元?dú)饽z。

本發(fā)明之耐高溫隔熱三明治結(jié)構(gòu)陶瓷復(fù)合材料的制備方法，包括以下步驟：

（1）選用耐高溫?zé)o機(jī)纖維增強(qiáng)的氣凝膠復(fù)合材料為芯層材料，所述芯層材料采用超臨界干燥的方法，芯層的厚度為≥2mm（優(yōu)選≥20mm）；?

（2）在芯層上下表面平鋪耐高溫?zé)o機(jī)纖維布或薄層織物，然后進(jìn)行針刺、穿刺或縫合處理，以使無(wú)機(jī)纖維布或薄層織物與芯層相結(jié)合，形成織物“蒙皮”；

（3）將步驟（2）制得的織物“蒙皮”用模具夾緊后置于真空容器中，真空吸入溶膠，然后在30-200℃（優(yōu)選60-90℃）的溫度下使其凝膠化，反復(fù)浸漬和凝膠化5-15次；

（4）將經(jīng)步驟（3）處理后的織物“蒙皮”置于高溫爐中進(jìn)行熱處理，熱處理溫度為400-1000℃（優(yōu)選700-800℃），處理時(shí)間為10-200分鐘（優(yōu)選30-60分鐘）；

（5）冷卻至室溫，即成。

進(jìn)一步，步驟（1）中，所述芯層材料的密度宜為0.2-0.6g/cm³，熱導(dǎo)率≤0.05W/m×K。

進(jìn)一步，步驟（2）中，所述耐高溫?zé)o機(jī)纖維布或薄層織物，以及針刺、穿刺或縫合所采用的纖維包括但不限于石英纖維、氧化鋁纖維、莫來(lái)石纖維、碳化硅纖維。

進(jìn)一步，步驟（2）中，所述耐高溫?zé)o機(jī)纖維布或薄層織物的厚度宜為0.1-3.0mm(優(yōu)選0.5-2mm)，針刺、穿刺或縫合間距宜為5-40mm（優(yōu)選15-25mm）。

進(jìn)一步，步驟（3）中，所述溶膠可為二氧化硅溶膠、氧化鋁溶膠或莫來(lái)石溶膠。

本發(fā)明在氣凝膠復(fù)合材料及無(wú)機(jī)纖維增強(qiáng)氧化物陶瓷復(fù)合材料基礎(chǔ)上，利用前者低導(dǎo)熱、高韌性的優(yōu)點(diǎn)，以及后者高強(qiáng)度、高韌性、耐燒蝕的特點(diǎn)，在氣凝膠復(fù)合材料正反兩面，一體化地復(fù)合上耐高溫?zé)o機(jī)纖維增強(qiáng)氧化物陶瓷復(fù)合材料薄層，研制出新一代三明治結(jié)構(gòu)陶瓷復(fù)合材料，使其韌性、面板強(qiáng)度、導(dǎo)熱率、單件尺寸、安裝方式等多方面得到顯著提高。

本發(fā)明耐高溫隔熱三明治結(jié)構(gòu)陶瓷復(fù)合材料兼具隔熱、承載、透波等功能于一體。這樣可以顯著提高陶瓷復(fù)合材料的隔熱效果，改善飛行器的安全性能。