一种耐1500℃防隔热一体化复合结构陶瓷及制备方法技术

本发明专利技术公开一种耐1500℃防隔热一体化复合结构陶瓷，它是三明治结构，包括芯层、上表面层和下表面层，芯层、上表面层和下表面层之间通过碳纤维穿刺线缝合连接；芯层为改性铝纤维增强的Al2O3气凝胶复合材料，上表面层和下表面层均为碳纤维织物增强的碳化硅陶瓷基复合材料；所述上表面层的厚度大于所述下表面层的厚度；碳纤维穿刺线为表面具有SiC涂层的碳纤维束。本发明专利技术的芯层可以获取更好的隔热性能，上表面层能抵御持续的高温环境，芯层与上表面层的组合具有很好的耐热和隔热效果，热量和温度到达下表面层时已经被显著降低，使本发明专利技术产品的长时间耐高温性能得到显著提高，可以显著提高长时间防隔热效果，改善飞行器的安全性能。能。能。

【技术实现步骤摘要】
一种耐1500
℃
防隔热一体化复合结构陶瓷及制备方法


[0001]本专利技术总体地涉及陶瓷基复合材料
，尤其是一种耐1500℃防隔热一体化复合结构陶瓷及制备方法。

技术介绍

[0002]航天飞机或返回式卫星等高超声速飞行器，在大气中高超声速长时间飞行，其大面积的温度超过800℃。为防止高温对内部设备的损害，必须采用高效防隔热材料制造。陶瓷隔热瓦在美国航天飞机中发挥了重要作用，但具固有的脆性(韧性一般为1～5MPa
·
m
1/2
)、低强度(弯曲强度一般小于5MPa)、热导率偏高(一般大于0.06W/m
·
k)以及单件面积小(一般为200
×
200mm)等问题，不能很好适应高速飞行器大面积隔热的高可靠和高效率的需求。
[0003]基于此，现有技术中，CN112094130A提出了一种耐高温防隔热三明治结构陶瓷基复合材料，该复合材料具有较好的韧性、较高的强度和整体成型性能好的显著优点，可以短时应用于1500℃的高温防热，但在1500℃的1小时的单面辐射加热测试中，材料失效，主要体现在缝合线氧化断裂导致材料整体结构破坏(见图1(a))。

技术实现思路

[0004]本专利技术提供一种耐1500℃防隔热一体化复合结构陶瓷及制备方法，用于克服现有技术中防隔热复合材料长时间耐高温受限等缺陷。
[0005]为实现上述目的，本专利技术提出一种耐1500℃防隔热一体化复合结构陶瓷，所述复合材料为三明治结构，包括芯层、上表面层和下表面层，所述芯层、上表面层和下表面层之间通过纤维束穿刺线连接；所述芯层为改性铝纤维增强的Al2O3气凝胶复合材料，所述上下表面层均为碳纤维织物增强的碳化硅陶瓷基复合材料；所述上表面层的厚度大于所述下表面层的厚度，本专利技术通过缝合线抗氧化涂层处理工艺，在碳纤维表面采用先驱体浸渍裂解工艺(PIP)，浸渍聚碳硅烷先驱体溶液后经烘干与高温裂解制备SiC涂层。
[0006]本专利技术的技术方案是，一种耐1500℃防隔热一体化复合结构陶瓷，所述复合结构陶瓷为三明治结构，包括芯层、上表面层和下表面层，所述芯层、上表面层和下表面层之间通过纤维束穿刺缝合连接；所述芯层为改性铝纤维增强的Al2O3气凝胶层，所述上表面层和下表面层均为碳纤维织物增强的碳化硅陶瓷基复合材料面板；所述上表面层的厚度大于所述下表面层的厚度；所述穿刺线为表面具有SiC涂层的碳纤维。
[0007]进一步的，上述芯层的厚度为2.0～30.0mm；所述上表面层的厚度为2.0～5.0mm；所述下表面层的厚度为0.3～1.0mm。
[0008]进一步的，上述芯层的厚度为20
‑
300mm；所述上表面层的厚度为2.0～5.0mm；所述下表面层的厚度为0.3～1.0mm。
[0009]进一步的，上述芯层材料的密度为0.25～0.40g/cm3，热导率≤0.03W/m
·
K。
[0010]本专利技术同时提供了上述耐1500℃防隔热一体化复合结构陶瓷的制备方法，包括：
[0011]S1：将碳纤维穿刺线浸渍于聚碳硅烷先驱体溶液中，然后取出烘干，高温裂解1次，以在碳纤维表面制备SiC涂层；
[0012]S2：将碳纤维织物浸渍于聚碳硅烷先驱体溶液中，然后在预定温度下烘干；
[0013]S3：以改性铝纤维增强的Al2O3气凝胶层作为芯层，在芯层的上下表面平铺经步骤S2处理后的碳纤维织物，然后采用经步骤S1处理后得到的穿刺线进行针刺、穿刺或缝合处理，使碳纤维织物与芯层相结合，形成织物蒙皮；
[0014]S4：将所述织物蒙皮用模具夹紧，浸渍于聚碳硅烷先驱体溶液中，然后固化，反复浸渍和固化3～5次；
[0015]S5：在真空条件下，对经步骤S4处理后的织物蒙皮进行裂解烧成，冷却至室温，得到复合结构陶瓷。
[0016]进一步的，上述步骤S1、S2和S4中的聚碳硅烷先驱体溶液为聚碳硅烷和二甲苯按质量比1：1混合形成的溶液。
[0017]进一步的，上述步骤S1中的烘干温度：50～200℃；高温裂解的温度为700～1200℃，时间为10～40min；在步骤S2中，所述浸渍为常压浸渍；预定温度为50～200℃；在步骤S4中，所述浸渍为常压浸渍；固化的温度为100～400℃；在步骤S5中，所述裂解烧成的温度为700～1200℃，时间为10～40min。
[0018]进一步的，上述步骤S3中的针刺、穿刺或缝合间距为3～30mm。
[0019]与现有技术相比，本专利技术的有益效果有：
[0020]1、本专利技术提供的耐1500℃防隔热一体化复合结构陶瓷采用三明治结构，利用多孔陶瓷结构的耐高温改性铝纤维增强的Al2O3气凝胶复合材料为芯层以获取更好的隔热性能，采用碳纤维织物增强的碳化硅陶瓷基复合材料为热面(上表面层)与冷面(下表面层)，上表面层的厚度大于所述下表面层的厚度，因为厚度会影响材料的防隔热性能，设计上表面层厚度大以承担防热任务、抵御持续的高温环境，芯层与热面层的组合具有很好的耐热和隔热效果，热量和温度到达冷面层时已经被显著降低，能提升整体防隔热性能，同时下表面层能在产品应用时与舱体进行粘结，综合而言，所述结构使本专利技术的耐1500℃防隔热一体化复合结构陶瓷的长时间耐高温性能得到显著提高，可以显著提高陶瓷复合材料的防隔热效果，改善飞行器的安全性能。
[0021]2、本专利技术提供的缝合线(碳纤维)抗氧化涂层处理工艺，在碳纤维表面采用PIP工艺，浸渍PCS后高温裂解制备SiC涂层，有效的提高缝合线的抗氧化性能。对比未采用抗氧化涂层处理工艺制备的缝合线，复合结构陶瓷在实际考核试验中，缝合线易发生明显的氧化，进而导致缝合线断裂，复合结构陶瓷结构形式遭到破坏，本专利技术通过碳纤维浸渍PCS后高温裂解制备SiC涂层碳纤维，一方面能实现SiC涂层与碳纤维表面的高度结合，提高纤维的抗氧化性能，而现有技术中的缝合线高温氧化断裂导致材料结构破坏；第二方面提高了缝合线材料的刚性，缝合效果增强；第三方面还能控制SiC涂层的致密性，因为在做为缝合线使用的具备SiC涂层的纤维线，太致密导致缝合线的柔韧性不够，难以实现各层有效缝合。
[0022]3、本专利技术提供的碳纤维织物预先浸渍工艺，将碳纤维织物浸渍后烘干，再与芯层缝合，主要优势体现在：一，后续工艺取消石墨纸工序，石墨纸在实际应用过程中易氧化失效，碳纤维织物具有一定的致密度后可以阻止聚碳硅烷先驱体溶液进入芯层，导致芯层失效；二，采用预先浸渍工艺可以缩短碳纤维织物的复合周期，碳纤维织物厚度薄且孔隙大，
单独浸渍时材料的增重率高，浸渍烘干后再缝合，有效的提高了纤维织物的致密度，明显缩短了材料的制备周期，复合结构陶瓷的制备周期由最初的8～12次缩短至3～5次，有效的缩短了制备周期，提高了制备效率，操作简单，在工业领域成为大规模生产制备陶瓷基复合材料的前景广阔。
附图说明
[0023]从下面结合附图对本专利技术实施例的详细描述中，本专利技术的这些和本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种耐1500℃防隔热一体化复合结构陶瓷，其特征在于，所述复合结构陶瓷为三明治结构，包括芯层、上表面层和下表面层，所述芯层、上表面层和下表面层之间通过碳纤维穿刺线缝合连接；所述芯层为改性铝纤维增强的Al2O3气凝胶复合材料，所述上表面层和下表面层均为碳纤维织物增强的碳化硅陶瓷基复合材料；所述上表面层的厚度大于所述下表面层的厚度；所述碳纤维穿刺线为表面具有SiC涂层的碳纤维束。2.如权利要求1所述的耐1500℃防隔热一体化复合结构陶瓷，其特征在于，所述芯层的厚度为20
‑
300mm；所述上表面层的厚度为2.0～5.0mm；所述下表面层的厚度为0.3～1.0mm。3.如权利要求1所述的耐1500℃防隔热一体化复合结构陶瓷，其特征在于，所述芯层材料的密度为0.25～0.40g/cm3，热导率≤0.03W/m
·
K。4.一种如权利要求1～3任一项所述的耐1500℃防隔热一体化复合结构陶瓷的制备方法，其特征在于，包括：S1：将碳纤维束浸渍于聚碳硅烷先驱体溶液中，浸渍时间4
‑
6小时，然后取出烘干，高温裂解1次，以在碳纤维表面制备SiC涂层；S2：将碳纤维织物浸渍于聚碳硅烷先驱体溶液中，然后在预定温度下烘干；S...

【专利技术属性】
技术研发人员：向阳，曹峰，彭志航，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：