[发明专利]大型舱壳低密度梯度复合材料LRTM近净成型技术及方法

说明书

本申请涉及轻质化复合材料领域，尤其涉及一种大型舱壳低密度梯度复合材料LRTM近净成型技术及方法。所述防隔热复合材料包括隔热层和防热层，所述隔热层和所述防热层缝合连接；所述防热层包括石英纤维编织体、网格布和瓷化树脂；所述石英纤维编织体分为直段区和鼓包段仿形区；所述防隔热复合材料的性能包括：密度≤0.6g/cm³和200℃下导热系数≤0.4W/(m.K)。据产品要求只进行编织，以便后期的包裹；得到综合密度＜0.6Kg/m³的防隔热材料，耐高温800‑1000°长时间服役的低密度LRTM成型大型防隔热层复合材料。

技术领域

本申请涉及轻质化复合材料领域，尤其涉及一种大型舱壳低密度梯度复合材料LRTM 近净成型技术及方法。

背景技术

传统的用于航空航天飞行器防隔热复合材料，一般包含树脂基烧蚀型防隔热材料和陶瓷基非烧蚀型两大类。树脂基烧蚀型防热材料大多采用整体铺层、缠绕、编织复合等工艺方法，该方法表现在抗冲刷能力差、耐高温性能差等缺点，从而导致需对防隔热结构进行尺寸加厚，通过厚度来弥补保证长航时飞行的需求从而导致密度高重量重等缺点；而陶瓷基复合材料如陶瓷瓦或者碳化硅等复合材料，耐高温性能和抗冲刷性能好，但是其存在密度高、热振性差、脆性大等缺点，需要制备为多种小块结构进行拼接而成，结构复杂、成本高、周期长等缺点。同时，现有的成型工艺不能满足空航天飞行器舱壳逐渐增长的要求。

发明内容

本申请提供了一种大型低密度梯度复合材料舱壳LRTM成型技术及其制备方法，以解决防隔热复合材料耐高温较差的技术问题。

第一方面，本申请提供了一种耐高温LRTM防隔热复合材料，所述防隔热复合材料包括隔热层和防热层，所述隔热层和所述防热层缝合连接；所述防热层包括石英纤维编织体、网格布和瓷化树脂；所述石英纤维编织体分为直段区和鼓包段仿形区；所述防隔热复合材料的性能包括：密度≤0.6g/cm³和200℃下导热系数≤0.4W/(m.K)。

可选的，所述直段区的编织方式包括分段编织，所述分段编织的搭接宽度≥40mm，所述分段编织包括以多层仿形整体方式进行。

可选的，所述瓷化树脂的组分包括：以重量份数计，10-85份改性酚醛和10-15份陶瓷硅粉，以使所述所述防热层树脂具有多种抗冲刷和耐温性能，所述防热层树脂的性能包括：25℃时粘度为15-45mPa·s，固含量为35％-45％，90℃时的固化时间≤24h，800℃时空气气氛中气凝胶灰分含量≥12％。

可选的，所述石英纤维编织体的结构为2.5D浅交直联的编织布，所述编织布的结构2.5D 浅交直联，所述编织布中的纤维体积含量为35％～38％，所述编织布的经线规格为390tex/195tex，所述编织布的纬线规格390tex/195tex，所述所述编织布的经密12.0±2.0根/cm，所述所述编织布的纬密9±1根/cm。

可选的，所述鼓包段仿形区的制备方法包括：

确定所述鼓包段仿形区的立体形状；

得到所述立体形状的多个轴向高度，

根据所述轴向高度相对应的所述立体形状的截面，得到所述轴向高度的外周长数值；

根据所述外周长数值进行编织，得到具有所述立体形状的石英纤维编织体。

可选的，所述石英纤维编织体的编织参数为经密10～11根/cm，纬密8～9根/cm；所述编织体的厚度规格包括：2.1±0.5mm、2±0.5mm、1.1±0.2mm和12mm；所述编织体的体积含量为30％-50％；所述编织体的密度包括：2050±103g/mm²、1700±85g/mm²、980± 50g/mm²。