[发明专利]一种防隔热、承载一体化炭气凝胶/陶瓷层状复合材料及其制备方法和应用

说明书

本发明公开了一种防隔热、承载一体化炭气凝胶/陶瓷层状复合材料及其制备方法和应用，属于炭气凝胶/陶瓷复合材料技术领域。该复合材料包含高强度炭气凝胶本体层、功能梯度SiC‑炭气凝胶过渡层、超高温陶瓷/SiC抗氧化复合涂层。高强度炭气凝胶采用常压干燥工艺，经溶液配制、溶胶凝胶、溶剂置换、常压干燥、高温炭化五个步骤制备而成；功能梯度SiC‑炭气凝胶过渡层通过化学气相渗工艺在炭气凝胶表层进行SiC深度沉积获得；超高温陶瓷/SiC抗氧化复合涂层分别由喷涂和化学气相沉积复合工艺制得。该复合材料兼备好的抗烧蚀和抗氧化性能、低的热导率、强度高、密度低、耐高温性能可达1800℃等特点，适用于飞行器的防隔热材料。

技术领域

本发明涉及炭气凝胶/陶瓷复合材料及其制备技术领域，具体涉及一种防隔热、承载一体化炭气凝胶/陶瓷层状复合材料及其制备方法和应用。

背景技术

随着航天技术的发展，航天飞行器的飞行速度一再提高，由此必将导致飞行器表面服役温度的提高，对防隔热系统带来更高的挑战。新一代航天飞行器需经受比常规飞行器更严峻的服役环境，其主要特点在于长时间有氧环境下承受很高的气动加热温度和气动压力。因此要求防隔热材料应具备超轻质；高温、长时、强气流冲刷条件下无氧化、无烧蚀；长时飞行条件下具有好的隔热性能；较高的抗压强度和抗冲击特性；结构简单，可靠性高，使用维护容易。从目前使用最多的热防护材料看，陶瓷纤维刚性隔热瓦虽具有轻质高效隔热的特点，但是其使用温度和强度偏低，如SiO₂基刚性隔热瓦，其长时间耐温仅为1100℃，而Al₂O₃隔热瓦长时耐温仅为1500℃左右，强度仅为1MPa左右；由改性C/C、C/SiC和高温隔热材料组合而成的盖板式一体化构件虽然能满足高温烧蚀的要求，但结构复杂，维护困难。因此，急需研制一种超轻质、耐高温、抗烧蚀、高效隔热的防隔热、承载一体化复合材料，以满足新一代航天飞行器热防护系统的需求。

炭气凝胶是一种新型轻质耐高温无定形碳材料，具有很好的热稳定性，在2800℃惰性气氛下仍能保持介孔结构，长时使用温度可达2200℃以上，其独特的纳米孔径和纳米颗粒网络结构可有效降低固态、气态、辐射热导率，从而使其具有很好的隔热性能(～0.07W/m·K)，有望成为新一代轻质热防护材料应用于飞行器的超高温部位。然而，炭气凝胶在热防护系统上的应用仍面临两大瓶颈：其一，抗氧化性能差，在标准大气环境下350℃即开始氧化。其二，压缩强度低，块体材料成型困难。

发明内容

本发明的目的是针对现有技术存在的不足之处，提供一种防隔热、承载一体化炭气凝胶/陶瓷层状复合材料及其制备方法和应用，在高强度炭气凝胶上通过多级氧化防护获得防隔热、承载一体化炭气凝胶/陶瓷层状复合材料，该材料兼备好的抗烧蚀和抗氧化性能、低的热导率、强度高、密度低、耐高温性能可达1800℃等特点，同时还可根据实际需求，通过工艺调整实现复合材料密度、孔隙率、力学性能、抗氧化等性能的调控，以实现航天领域中多类飞行器对不同防隔热材料的需求。

为实现上述目的，本发明所采用的技术方案如下：

本发明制备的防隔热、承载一体化炭气凝胶/陶瓷层状复合材料为四层结构，由内至外依次为炭气凝胶本体层、炭气凝胶-SiC功能梯度层、超高温陶瓷耗氧层(UHTC耗氧层)和SiC阻挡层；其中：所述炭气凝胶本体层为高强度炭气凝胶，随着炭气凝胶密度的变化，其炭颗粒尺寸在30-800nm间可调，炭气凝胶中的炭颗粒之间相互连接形成三维网络骨架结构；所述高强度炭气凝胶的密度为0.3-0.6g/cm³，压缩强度为10-65MPa，热导率为0.06-0.09W/(m·K)。所述炭气凝胶-SiC功能梯度层是由SiC分布到炭气凝胶本体层的表层中形成，该梯度层中SiC的分布随着距离炭气凝胶本体层表面深度的增加而减少。