本发明涉及一种可拆卸防热结构及其制备方法和应用，属于飞船或探测器再入地球防热技术领域，在飞船或探测器防热领域具有很好的应用价值。
背景技术：
飞船或探测器以第二宇宙速度再入地球时，当高速空气绕过机体时，由于气体的粘滞作用，空气受到机体表面的强烈压缩和摩擦，除部分能量使气体分子激发转化成内能外，气流的动能大部分转化成热能，从而使空气的温度迅速升高。金属承力结构难以抵抗如此高的温度必须在其表面使用防热材料进行保护。
飞船或探测器返回舱结构分为两部分，一部分为承力金属结构，一部分为防热结构。通常防热结构为不可拆卸式结构，返回舱进入地球后不能再次使用。若采用可拆卸式防热结构，飞行后将防热结构拆卸，金属结构可重复使用，将会大大降低飞船返回舱的研制周期及成本。
防热材料通过胶黏剂粘接在金属承力结构的外表面，对金属结构进行热防护，阻隔再入过程中的气动加热，将金属结构的温度降到可承受的范围。由于烧蚀防热材料对瞬时的气动加热热流增大不敏感，防热的可靠性较高，我国在航天器的研制中，分别发展了酚醛-涤纶烧蚀防热材料和以硅橡胶为基、填充酚醛与玻璃小球而成的h88、h96低密度烧蚀材料，以及以酚醛为基、玻璃短纤维增强的中密度烧蚀材料。传统的布带缠绕工艺方法增强纤维是两个方向，布层与布层之问通过酚醛树脂粘连。这些传统的防热材料与金属结构连接的方式，导致防热材料难以和金属结构分离，飞行一次后，返回舱就不能再次使用，造成极大的浪费。
技术实现要素：
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种可拆卸防热结构及其制备方法和应用。
本发明的技术解决方案是：
一种可拆卸防热结构，该防热结构包括蜂窝夹层结构和防热层；
所述的蜂窝夹层结构包括蜂窝芯、内蒙皮和外蒙皮，蜂窝芯为铝蜂窝芯、碳蜂窝芯或玻璃钢蜂窝芯，内蒙皮和外蒙皮的材料相同，内蒙皮的材料为m系列碳纤维或t系列碳纤维，m系列碳纤维为m40、m40j、m55或m60；t系列碳纤维为t300、t700或t800；
所述的防热层为刚性结构增强酚醛气凝胶热屏蔽材料，防热层的厚度为20-80mm，防热层的外形面的形状为锥面、弧面或球面；
防热层胶接在蜂窝夹层结构的外蒙皮上，进行胶接时使用的胶黏剂为环氧树脂或氰酸酯树脂；
所述的防热结构还包括应变隔离垫；防热层胶接与应变隔离垫的上表面进行胶接，应变隔离垫的下表面与蜂窝夹层结构的外蒙皮进行胶接；
所述的应变隔离垫的厚度为0.5-2mm，应变隔离垫的材料为硅橡胶垫或芳纶纤维编织布。
一种可拆卸防热结构的制备方法，该方法的步骤包括：
(1)制备内蒙皮和外蒙皮，制备内蒙皮和外蒙皮时加工预埋孔，通过胶黏剂将内蒙皮、外蒙皮和蜂窝芯进行粘接，胶接后固化，得到蜂窝夹层结构，并在预埋孔的位置上安装连接件；固化温度为120℃～180℃，压力为0.5mpa～1mpa；时间为1d～3d；
(2)将步骤(1)得到的防热层的下表面与步骤(2)得到的蜂窝夹层结构的外蒙皮通过胶粘剂粘接在一起，并固化，固化后得到可拆卸防热结构；该可拆卸防热结构可通过连接件与金属结构连接，具有可拆卸性。固化温度为120℃～180℃，压力为0.5mpa～1mpa；时间为1d～3d；
一种可拆卸防热结构的制备方法，该方法的步骤包括：
(1)将防热层与应变隔离垫的上表面进行胶接，并固化；固化温度为20℃～50℃，压力为0.1mpa～1mpa，时间为2d～3d；
(2)制备内蒙皮和外蒙皮，制备内蒙皮和外蒙皮时加工预埋孔，通过胶黏剂将内蒙皮、外蒙皮和蜂窝芯进行粘接，胶接后固化，得到蜂窝夹层结构，并在预埋孔的位置上安装连接件；固化温度为120℃～180℃，压力为0.5mpa～1mpa；时间为1d～3d；
(3)将步骤(1)得到的应变隔离垫的下表面与步骤(2)得到的蜂窝夹层结构的外蒙皮通过胶粘剂粘接在一起，并固化，固化后得到可拆卸防热结构；该可拆卸防热结构可通过连接件与金属结构连接，具有可拆卸性。固化温度为120℃～180℃，压力为0.5mpa～1mpa；时间为1d～3d。
一种可拆卸防热结构的应用，将得到的可拆卸防热结构应用到飞船或探测器返回舱结构中，将可拆卸防热结构的连接件与飞船或探测器返回舱结构中的金属结构进行机械连接，当飞船或探测器返回地球时，将可拆卸防热结构中的连接件从金属结构上进行拆除，从而达到可拆卸防热结构与金属结构的分离，使得金属结构能够重复利用。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明的内蒙皮和外蒙皮材料选m系列碳纤维或t系列碳纤维，目的是解决防热结构不可拆卸的难题，实现金属结构的可重复使用，本发明将防热材料与蜂窝夹层结构胶接，形成防热结构。由于防热材料与蜂窝夹层结构均为刚性结构，返回舱形状复杂，多为锥面或球面结构，锥面或球面刚性结构胶接时，存在发生脱粘、开裂等问题。本发明采用了一种缓冲介质即应变隔离垫，将防热层粘接在应变隔离垫上，然后应变隔离垫和蜂窝夹层结构胶接，最终防热结构。该防热结构能够从金属结构上拆下来，保证金属结构不受任何损伤，做到金属结构可重复使用，满足飞船对可拆卸式防热结构的需求。
(2)本发明制备防热材料、碳蜂窝夹层结构、碳-酚醛防热材料通过胶黏剂与碳蜂窝夹层结构复合，复合后得到防热结构。将防热结构通过机械连接的方式和金属结构相连，最终得到可拆卸式防热结构的返回舱。
(3)本发明采用树脂浸渍长纤维网络结构制备的防热材料，可以通过调节树脂及纤维的含量、组分及结构，得到密度更低、防热性能更好、可设计性更强的防热材料，更能满足飞船防热需求；
(4)本发明采用应变隔离垫作为缓冲介质，解决了刚性结构胶接易于脱粘、开裂的问题，比现有刚性胶接结构粘接能力更强，性能更可靠；
(5)本发明采用的防热结构可通过机械连接与金属承力结构相连，拆卸方式简单，不会破坏金属承力结构；
(6)本发明所用设备简单，不存在高温高压设备，操控安全可靠；设备成本低，实现了金属承力结构的可重复使用。
具体实施方式
本发明采用以应变隔离垫为缓冲介质，将防热材料与蜂窝夹层结构胶接，形成防热结构。该防热结构可经过机械加工，通过连接件将防热结构与金属承力结构通过机械连接形成一体。该防热结构为可拆卸型防热结构，与现有防热结构相比，其密度更低、防热性能更好，且具有可拆卸型，能够飞船返回舱重复使用的要求。
本发明中的长纤维网络结构可以为三维机织结构、三维针织结构、三维编织结构、三维针刺结构等根据不同的性能要求设计纤维结构形式。将酚醛树脂浸渍到长纤维三维结构中，得到防热材料。将防热材料和应变隔离垫胶接在一起，改善防热材料刚性过大的问题。选取碳纤维和蜂窝芯子，制备蜂窝夹层结构。将粘有应变隔离垫的防热材料与蜂窝夹层结构通过胶粘剂胶接在一起，形成防热结构。
(1)根据需求设计防热材料的组分、结构及密度。采用树脂真空浸渍长纤维三维网络结构的方法制备防热材料，防热材料密度可从0.2～1.0g/cm3；
(2)选取硅橡胶垫、有机纤维编织布、无机纤维编织布种的一种为应变隔离垫，选取环氧树脂胶、gd414、硅橡胶等其中的一种为将应变隔离垫。将防热材料的内胶接面、应变隔离垫的胶接面均匀涂覆胶粘剂，涂覆后将防热材料的胶接面与应变隔离垫的胶接面胶接，并施加一定的压力，在一定的温度下固化。固化后，即得到粘有应变隔离垫的防热材料。
(3)选取m40、m40j、m55、m60中的一种为做两块碳纤维面板，选取环氧树脂、氰酸酯树脂中的一种为胶粘剂。将碳纤维面板的胶接面均匀涂覆上胶粘剂，分别胶接到蜂窝芯子的两面上，在一定压力、温度下固化一段时间。固化后，得到蜂窝夹层结构。
(4)选取硅橡胶或者环氧树脂中的一种为胶粘剂，将步骤(2)中防热材料上的应变隔离垫的一面、蜂窝夹层结构的胶接面均匀涂覆胶粘剂，将两者充分贴合胶接在一起，在一定温度下，采用真空加压或者重物加压的方式加压。固化后，防热材料与蜂窝夹层结构胶接完全，形成防热结构。
(5)该防热结构可以进行机械加工，防热结构和金属结构可通过机械连接结合，实现可拆卸式防热结构，满足返回舱可重复使用的要求。
下面列两个实例更加详细的说明制备过程：
实施例1
(1)选取碳纤维为防热材料增强体，酚醛树脂为防热材料基体，碳纤维三维网络结构为三维针刺结构，酚醛树脂和碳纤维三维网络结构的重量比为1:1，通过真空浸渍的方法，得到防热材料；
(2)选取硅橡胶垫为应变隔离垫、选取gd414为胶粘剂。将应变隔离垫的一面及防热材料的一面均匀涂覆gd414胶粘剂，涂覆后将防热材料与应变隔离垫仅仅压实并在应变隔离垫的那面施放重物加压1天，在室温下固化1天。
(3)选取m40j碳纤维做两块碳纤维面板，选取环氧胶为胶粘剂。将碳纤维面板的胶接面均匀涂覆上环氧树脂，分别胶接到蜂窝芯子的两面上，将碳面板与蜂窝芯子放置好后，使用真空袋膜将其包覆好，放入热压罐中，将温度设定为120℃、压力设置为1mpa，加热加压1天，完成固化得到蜂窝夹层结构；
(4)选取步骤(3)中用的环氧胶为粘接剂。将步骤(2)得到的防热材料上的应变隔离垫均匀涂覆上硅橡胶，将步骤(3)得到的蜂窝夹层结构的一侧碳面板均匀涂覆上硅橡胶，将两者按照尺寸对齐并紧紧压实贴合，使用真空袋膜将其包覆好，放入热压罐中，将温度设定为120℃、压力设置为1mpa，加热加压1天，完成固化得到防热结构；
(5)将步骤(4)中的防热结构按照使用要求进行机械加工，通过连接件安装到金属承力结构上。当飞船返回地球时，将可拆卸防热结构中的连接件从金属结构上进行拆除，从而达到可拆卸防热结构与金属结构的分离。飞行过程中，对防热层背面温度进行监控，若背面温度低于200℃，说明防热层具有优异的防隔热性能，返回后将可拆卸防热结构中的连接件从金属结构上进行拆除后对金属结构进行外观检查，金属结构外观无损毁，表明可拆卸防热结构能够对金属结构进行热防护。
实施例2
(1)选取石英纤维为防热材料增强体，酚醛树脂为防热材料基体，石英纤维三维网络结构为三维针刺结构，酚醛树脂和石英纤维三维网络结构的重量比为1:2，通过真空浸渍的方法，得到防热材料；；
(2)选取芳纶纤维编织布为应变隔离垫、选取硅橡胶为胶粘剂。将应变隔离垫的一面及防热材料的一面均匀涂覆硅橡胶胶粘剂，涂覆后将防热材料与应变隔离垫仅仅压实并在应变隔离垫的那面施放重物加压1天，在室温下固化1天。
(3)选取m55j碳纤维做两块碳纤维面板，选取环氧胶为胶粘剂。将碳纤维面板的胶接面均匀涂覆上环氧树脂，分别胶接到蜂窝芯子的两面上，将碳面板与蜂窝芯子放置好后，使用真空袋膜将其包覆好，放入热压罐中，将温度设定为120℃、压力设置为1mpa，加热加压1天，完成固化得到蜂窝夹层结构。
(4)取步骤(3)中用的环氧胶为粘接剂。将步骤(2)得到的防热材料上的应变隔离垫均匀涂覆上硅橡胶，将步骤(3)得到的蜂窝夹层结构的一侧碳面板均匀涂覆上硅橡胶，将两者按照尺寸对齐并紧紧压实贴合，使用真空袋膜将其包覆好，放入热压罐中，将温度设定为120℃、压力设置为1mpa，加热加压1天，完成固化得到防热结构。
(5)将步骤(4)中的防热结构按照使用要求进行机械加工，通过连接件安装到金属承力结构上。当飞船返回地球时，将可拆卸防热结构中的连接件从金属结构上进行拆除，从而达到可拆卸防热结构与金属结构的分离。飞行过程中，对防热层背面温度进行监控，若背面温度低于200℃，说明防热层具有优异的防隔热性能，返回后将可拆卸防热结构中的连接件从金属结构上进行拆除后对金属结构进行外观检查，金属结构外观无损毁，表明可拆卸防热结构能够对金属结构进行热防护。
经试验，该防热结构可安装、可拆卸，极大的提高了飞船返回舱的使用效率，满足了飞船金属结构可重复使用的要求。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于领域技术人员的公知技术。