[发明专利]一种航天烧蚀防热短切纤维/酚醛高密度预混料、手工预混制备方法及其复合材料

说明书

本发明提供一种航天烧蚀防热短切纤维/酚醛高密度预混料、手工预混制备方法及其复合材料。航天烧蚀防热短切纤维/酚醛高密度预混料是采用手工预混工艺由耐高温短切纤维、高残碳酚醛树脂在助剂作用下，通过切纱、烘纱、配胶、手工预混、撕松、铺放、晾置、烘干、测试、包装、储存、启用等工序制备得到的具有一定预固化度、呈散乱状态、纤维无一定方向的中间材料。再通过模压工艺将短切纤维/酚醛高密度预混料预混料在密闭模具内于一定温度和压力下制备得到航天烧蚀防热复合材料。该预混料树脂含量为(33～55)％，采用该预混料通过模压工艺成型的复合材料的密度为(1.45～1.85)g/cm³。该手工预混法制备得到的预混料不仅具有模压流动性好，适宜制造复杂结构的复合材料制品、树脂含量精度高、净尺寸成型复合材料等工艺性优点，而且采用该预混料通过模压工艺成型的复合材料具有耐烧蚀、耐高温、隔热、阻燃等优异特性同时具有一定的机械强度，可应用于航天烧蚀防热和民用等领域。

技术领域

本发明属于新材料中的复合材料技术领域，具体涉及一种航天烧防热短切纤维/酚醛高密度预混料、手工预混制备方法及其复合材料。

背景技术

航天飞行器在高温等恶劣环境下，如洲际导弹鼻锥再入大气层时产生的气动热或固体火箭发动机推进剂燃烧产生的超高温和高速粒子冲刷等，所以需要进行气动热防护和发动机热防护。航天烧蚀防热复合材料材料是指通过材料自身烧蚀引起质量损失，吸收并带走大量的热量，阻止外部热量向结构内部传递，从而保护飞行器内部结构在一定温度范围内正常工作。传统的玻璃纤维布/酚醛预浸料或碳纤维布/酚醛预浸料等连续中间材料制备航天烧蚀防热复合材料制品，如固体火箭发动机喷管、导弹端头帽等结构简单的大型制品具有优势。但存在一些缺点，第一，特殊的飞行器部件具有复杂、小型、薄壁、异型等结构特点，采用传统连续预浸料等中间材料不易于结构复杂的复合材料制品的成型；第二，采用传统连续预浸料等中间材料制备复合材料需要预留加工余量，固化后再通过机械加工得到要求的尺寸。第三，采用传统连续预浸料等中间材料制备的复合材料具有层间剪切强度较低的问题。而采用航天烧蚀防热短切纤维/酚醛高密度预混料可以避免以上问题，不仅可以成型结构复杂的小型复合材料制品，而且可以净尺寸成型，甚至由于采用航天烧蚀防热短切纤维/酚醛高密度预混料模压得到的复合材料，纤维近似空间随机取向，减弱了层间概念，具有更高的剪切强度。所以为了满足飞行器复杂结构部件对热防护材料的新需求，航天烧蚀防热短切纤维/酚醛高密度预混料可作为理想防热材料之一。

航天烧蚀防热短切纤维/酚醛高密度预混料是采用手工预混工艺由耐高温短切纤维、高残碳酚醛树脂在助剂作用下，按照一定比例，通过切纱、烘纱、配胶、手工预混、撕松、铺放、晾置、烘干、测试、包装、储存、启用等工序制备得到的具有一定预固化度、呈散乱状态、纤维无一定方向的中间材料。再通过模压工艺将预混料在密闭模具内于一定温度和压力下制备得到复合材料制品。该手混法制备得到的预混料不仅具有模压流动性好，适宜制造形状复杂的小型复合材料制品、树脂含量精度高等工艺性优点，而且采用该预混料通过模压工艺成型的复合材料具有耐烧蚀、耐高温、隔热、阻燃等优异特性同时具有一定的机械强度，可应用于航天烧蚀防热和民用等领域。

发明内容

本发明解决的技术问题是采用传统的玻璃纤维布/酚醛预浸料或碳纤维布/酚醛预浸料等连续中间材料制备航天烧蚀防热复合材料制品存在一些缺点，第一，特殊的飞行器部件具有复杂、小型、薄壁、异型等结构特点，采用传统连续预浸料等中间材料不易于结构复杂的复合材料制品的成型；第二，采用传统连续预浸料等中间材料制备复合材料需要预留加工余量，固化后再通过机械加工得到要求的尺寸。第三，采用传统连续预浸料等中间材料制备的复合材料具有层间剪切强度较低的问题。