[发明专利]一种纳米孔防热复合材料与承载结构共固化成型方法

说明书

本发明涉及一种纳米孔防热复合材料与承载结构共固化成型方法，以承载层和纳米孔结构的防热层为原料，通过低压RTM浸渍、中低温固化及常压干燥，形成纤维增强纳米多孔结构的防隔热材料。本方法所制备的承载/隔热/防热一体化整体结构具有制备周期短、制备工艺简单、可设计和加工性强等优势，可广泛应用到短时间工作的各类战术、战略武器的外防热层和发动机的内烧蚀绝热与防热层、一次性使用的高超声速飞行器大面积防热等。

技术领域

本发明涉及防热材料领域，尤其是涉及一种纳米孔防热复合材料与承载结构共固化成型方法。

背景技术

目前国内外大面积低密度防热材料体系主要采用蜂窝增强的低密度烧蚀材料、C/SiC盖板、缠绕成型的可陶瓷化酚醛盖板、SPQ烧蚀材料等材料体系，主要通过后胶接及热压成型工艺实现大面积防隔热层与结构承载的二次胶接成型。

美国Apollo飞船的大面积迎风面防热材料的制备工艺为，首先将蜂窝粘接在承载结构表面，而后在蜂窝孔格结构中填充耐烧蚀材料，固化后采用机加打磨完成防热层的制造。此外，好奇号MSL的迎风面防热大底采用的是分块式后粘接工艺，将低密度多孔PICA防热层分块组装粘接在结构层表面，采用耐高温有机硅橡胶填充分块式防热层缝隙。法国Pre-x同样采用分块式C/SiC防热盖板，通过铆接工艺实现其与承载结构的连接。国内相关单位采用玻璃纤维增强耐烧蚀树脂，通过缠绕成型工艺，将烧蚀防热层成型在预先粘接在承载结构表面的柔性隔热材料上，最终采用真空袋成型工艺完成防隔热层的制造。此外，采用混编纤维织物混合低密度填料及树脂，将防热层铺贴在承载结构表面，采用热压成型工艺完成防热层的制造。另外，也有采用模压及手糊工艺在承载结构外表面实现防热结构的制造。

综上，针对大面积低密度防隔热材料的成型工艺而言，国内外多采用基于热压工艺的后胶接方式，或者机械连接方式实现。但是这几种成型工艺，可能会影响防热结构的制造精度，以及防隔热层与承载层之间的应力积累，进而导致的整体化结构变形控制问题。而机械连接的方式则会破坏防隔热结构与承载结构的结构完整性，造成局部的应力集中问题，降低结构承载效率。随着高速飞行器对热防护性能以及结构承载性能日趋苛刻的性能要求，这种防隔热结构与承载结构分体成型再组装的成型工艺所带来的一系列问题不断显现。

发明内容

本发明的目的就是为了克服上述现有技术存在的缺陷而提供一种纳米孔防热复合材料与承载结构共固化成型方法。

本发明的目的可以通过以下技术方案来实现：

一种纳米孔防热复合材料与承载结构共固化成型方法，以承载层和纳米孔结构的防热层为原料，通过低压共注射RTM工艺注入树脂体系，将承载层和防热层牢固结合，然后通过中低温固化、常压干燥一次整体成型，具体采用以下步骤：

(1)将碳纤维预制体平铺在内模中，合模，将模具进行抽真空处理，控制模具内真空度达到-0.05MPa～-0.1MPa，将热固性树脂体系缓慢注入模具中；

(2)将模具置于60～200℃的条件下固化反应2～48h；

(3)打开内模，将低密度纤维预制体平铺于步骤(2)制备得到的承载层结构上，直接铺放或将低密度纤维预制体粘接在承载层结构上；

(4)安装外模，合模，将模具整体进行抽真空处理，控制模具内真空度达到-0.05MPa～-0.1MPa，将可溶胶-凝胶反应的防热树脂体系低压RTM注入模具中；

(5)将模具密封并置于80～180℃的条件下固化反应1～48h；

(6)打开模具，在室温～180℃温度范围内，通过常压或真空条件进行干燥，完全去除溶剂，完成共固化成型。

步骤(1)中，

采用碳纤维作为承载层，所述的碳纤维为黏胶基碳纤维、聚丙烯腈基碳纤维或沥青基碳纤维中的一种，厚度可依据飞行器的具体服役条件进行设计计算