一种多功能隔热材料及其制备方法技术

本发明专利技术提供了一种多功能隔热材料及其制备方法，该多功能隔热材料包括刚性隔热材料、柔性隔热材料和纤维布；所述柔性隔热材料位于所述刚性隔热材料的表面，所述纤维布用于包裹所述柔性隔热材料和所述刚性隔热材料；所述刚性隔热材料上设有穿孔结构，纤维纱线通过所述穿孔结构将所述柔性隔热材料和所述刚性隔热材料缝合固定在一起。本发明专利技术中制备得到的多功能隔热材料不仅具有较低的导热系数，而且具有较好的压缩性能，使得隔热材料能够在复杂空间隔热时，不仅能够具有较好的装配性能，而且能够对构件之间的空隙进行动态调整，进而保证隔热材料充分的发挥隔热性能。热材料充分的发挥隔热性能。

【技术实现步骤摘要】
一种多功能隔热材料及其制备方法


[0001]本专利技术涉及隔热材料
，特别涉及一种多功能隔热材料及其制备方法。

技术介绍

[0002]当航空航天飞行器在大气层中飞行时，由于剧烈的气动加热，其外表面产生大量的热量会穿过飞行器外的防热层向舱体内进行传递，使得舱体内部温度升高，进而威胁舱体结构及舱内设备安全，因此，飞行器外的防热层与舱体之间、各舱体模块之间以及舱体与舱体内设备之间一般需要设置隔热层来阻止热量的传递。
[0003]气凝胶因其具备高效的隔热性能，在航天飞行器的热防护系统中具有极大的应用前景，然而，目前常用的气凝胶隔热材料功能较为单一，装配适应性较差，对飞行器大型复杂空间的隔热防护性能差，鉴于此，有必要研究一种新型的多功能隔热材料。

技术实现思路

[0004]本专利技术提供了一种多功能隔热材料及其制备方法，该隔热材料不仅具有较好的隔热性能，而且具有较好的压缩性能，与飞行器隔热空间的装配适应性较好，能够应用于大型复杂空间的隔热防护。
[0005]第一方面，本专利技术提供了一种多功能隔热材料，该多功能隔热材料包括刚性隔热材料、柔性隔热材料和纤维布；所述柔性隔热材料位于所述刚性隔热材料的表面，所述纤维布用于包裹所述柔性隔热材料和所述刚性隔热材料；所述刚性隔热材料上设有穿孔结构，纤维纱线通过所述穿孔结构将所述柔性隔热材料和所述刚性隔热材料缝合固定在一起。
[0006]优选地，所述刚性隔热材料为气凝胶复合材料；所述柔性隔热材料为柔性纤维毡或柔性纤维毯；所述柔性隔热材料的面积不小于所述刚性隔热材料的面积。
[0007]更为优选地，所述柔性隔热材料为棉毡、针刺毡或纤维毯中的至少一种；
[0008]所述柔性隔热材料的密度为0.1～0.14g/cm3。
[0009]优选地，所述刚性隔热材料是由纤维预制体浸渍于溶胶前驱体中，经老化、置换和干燥后制备得到。
[0010]更为优选地，所述纤维预制体的成型方式为针刺成型；所述纤维预制体的密度优选为0.08～0.15g/cm3。
[0011]更为优选地，所述纤维预制体由高硅氧纤维、石英纤维、硅酸铝纤维、氧化铝纤维或莫来石纤维中的至少一种成型得到。
[0012]优选地，所述溶胶前驱体包括硅溶胶和催化剂；所述催化剂为盐酸、氨水或氟化铵中的至少一种。
[0013]更为优选地，所述硅溶胶中二氧化硅的含量为5～40wt％。
[0014]优选地，所述刚性隔热材料的厚度为5～25mm；所述柔性隔热材料的厚度为5～15mm；
[0015]所述纤维布的面密度为90～400g/m2；所述纤维布的厚度为0.1～0.3mm。
[0016]优选地，所述穿孔结构的数量不少于4个，且所述穿孔结构在所述刚性隔热材料上均匀分布。
[0017]更为优选地，所述穿孔结构在所述刚性隔热材料的边缘位置等比例分布。
[0018]更为优选地，所述穿孔结构的孔径为1～2mm。
[0019]更为优选地，所述柔性隔热材料与所述刚性隔热材料的至少一面相接。
[0020]本专利技术第二方面提供了一种上述第一方面所述的多功能隔热材料的制备方法，该制备方法包括如下步骤：
[0021](1)制备刚性隔热材料和柔性隔热材料；在所述刚性隔热材料上设置穿孔结构；
[0022](2)将纤维纱线通过所述穿孔结构将所述柔性隔热材料和所述刚性隔热材料缝合固定在一起，得到复合隔热材料；
[0023](3)采用纤维布对所述复合隔热材料进行包裹，得到所述多功能隔热材料。
[0024]优选地，在步骤(3)中，采用纤维布对所述复合隔热材料进行包裹后，还包括采用纤维纱线进行缝合的步骤。
[0025]优选地，所述纤维纱线为石英纤维纱线、莫来石纤维纱线或氧化铝纤维纱线中的至少一种。
[0026]更为优选地，所述纤维纱线的线密度为150～250tex；步骤(3)中，所述缝合的间距为10～30mm。
[0027]本专利技术与现有技术相比至少具有如下有益效果：
[0028](1)本专利技术在刚性隔热材料表面固定柔性隔热材料，刚性的气凝胶复合材料具有较好的隔热性能且强度较好，柔性隔热材料的隔热性能较差，但其强度较低具有较好的压缩性能，本专利技术通过穿孔缝合的方式将二者固定在一起，二者能够取长补短，充分发挥各自的优势，从而使得本专利技术中制备得到的隔热材料不仅具有优异的隔热性能，而且能够根据热防护的空间间隙进行动态调整，能够应用于大型复杂型面的空间隔热；
[0029](2)本专利技术中的隔热材料内部为强度较大的气凝胶材料，外部为压缩性较好的柔性纤维毡或纤维毯，本专利技术创造性的将二者进行结合，在进一步保证隔热材料具有较好的隔热性能的基础之上，不仅使得隔热材料在进行热防护时具有较好的装配性，而且能够根据型面的空间结构的空隙进行动态调整；
[0030](3)本专利技术中的制备方法简单，适合大规模工业化生产，且隔热材料的材质轻，密度仅为0.15～0.35g/cm3，耐温温度高达1200℃，尤其在航空航天复杂型面活动空间具有极大的应用前景。
具体实施方式
[0031]为使本专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0032]本专利技术提供了一种多功能隔热材料，该多功能隔热材料包括刚性隔热材料、柔性隔热材料和纤维布；所述柔性隔热材料位于所述刚性隔热材料的表面，所述纤维布用于包裹所述柔性隔热材料和所述刚性隔热材料；所述刚性隔热材料上设有穿孔结构，纤维纱线
通过所述穿孔结构将所述柔性隔热材料和所述刚性隔热材料缝合固定在一起。
[0033]目前，隔热材料一般大多注重于对隔热材料的隔热性能进行研究，尽管能够使得隔热材料的隔热性能得到大幅度提升，然而本专利技术人发现，现有技术中的隔热材料的功能性较为单一，将其应用于航空航天飞行器的内部空间进行隔热时，因隔热材料无法兼具良好的优异的装配性以及动态调整性，最终导致隔热材料无法充分发挥其隔热性能，从而起到热防护效果；因此，本专利技术人创造性的将刚性隔热材料和柔性隔热材料通过穿孔结构进行固定，刚性材料具有较好的隔热性能，以及在装配时较为方便，但将其用于大型复合空间隔热防护时的适应性较差，虽然柔性隔热材料的隔热性能和强度相对较差，但将刚性隔热材料和柔性隔热材料进行结合后，能够取长补短，不仅能够使得复合后的隔热材料具有较好的装配性，而且能够对航天飞行器内部空间的间隙进行动态调整，从而使得隔热材料充分发挥其隔热性能，在1200℃条件下仍然具有优异的隔热性能。
[0034]根据一些优选的实施方式，所述刚性隔热材料为气凝胶复合材料；所述柔性隔热材料为柔性纤维毡或柔性纤维毯；所述柔性隔热材料的面积不小于所述刚性隔热材料的面积；本专利技术采用气凝胶复合材料作为刚本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种多功能隔热材料，其特征在于：包括刚性隔热材料、柔性隔热材料和纤维布；所述柔性隔热材料位于所述刚性隔热材料的表面，所述纤维布用于包裹所述柔性隔热材料和所述刚性隔热材料；所述刚性隔热材料上设有穿孔结构，纤维纱线通过所述穿孔结构将所述柔性隔热材料和所述刚性隔热材料缝合固定在一起。2.根据权利要求1所述的多功能隔热材料，其特征在于：所述刚性隔热材料为气凝胶复合材料；所述柔性隔热材料为柔性纤维毡或柔性纤维毯；所述柔性隔热材料的面积不小于所述刚性隔热材料的面积；优选地，所述柔性隔热材料为棉毡、针刺毡或纤维毯中的至少一种；更为优选地，所述柔性隔热材料的密度为0.1～0.14g/cm3。3.根据权利要求1所述的多功能隔热材料，其特征在于：所述刚性隔热材料是由纤维预制体浸渍于溶胶前驱体中，经老化、置换和干燥后制备得到；优选地，所述纤维预制体的成型方式为针刺成型；所述纤维预制体的密度优选为0.08～0.15g/cm3；更为优选地，所述纤维预制体由高硅氧纤维、石英纤维、硅酸铝纤维、氧化铝纤维或莫来石纤维中的至少一种成型得到。4.根据权利要求3所述的多功能隔热材料，其特征在于：所述溶胶前驱体包括硅溶胶和催化剂；所述催化剂为盐酸、氨水或氟化铵中的至少一种；优选地，所述硅溶胶中二氧化硅的含量为5～40wt％。5.根据权利要求1所述的多功能隔热材料，其特征在于：所述刚性隔热材料的厚度为5～2...

【专利技术属性】
技术研发人员：郭建业，李文静，苏力军，宋寒，
申请(专利权)人：航天特种材料及工艺技术研究所，
类型：发明
国别省市：