梯度化防热材料及其制备方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及航天器热防护技术，尤其涉及一种梯度化防热材料及其制备方法。
【背景技术】
[0002]在再入过程中，航天器需要经历高焓值、高热流的气动环境，在此过程中飞行器主要承受压应力和机械震动作用。在再入过程中，航天器最大速度可达到25000km/h，此时航天器局部的温度在lOmin时间内不低于1649°C。对于热防护系统而言要求在几厘米的长度内，热结构的温度从1649°C下降到368°C。为了保证内部电子设备的正常工作必须对航天器进行热防护。
[0003]烧蚀热防护是目前最常用的热防护方式。即通过防热材料的质量损失把热结构表面产生的热量带走。常用的防热材料包括碳基防热材料和硅基防热材料。该防热方式解决了返回卫星、宇宙飞船的再入的热防护问题。以可重复使用运载器和空天飞行器为代表的新一代航天器对热防护进一步提出了低密度、可重复使用等要求。现有的烧蚀热防护不能相应的热防护需求，主要表现在:
[0004](1)防热材料密度高，发射成本高。现有的碳基材料的密度在1800-2000kg/m3之间，大于可重复使用运载器和空天飞行器的热防护需求:热结构密度300-800kg/m3。高的密度会使航天器的重量增加，进而导致发射成本升高。
[0005](2)烧蚀外形变化大，热结构不能重复使用。烧蚀热防护是通过防热材料的质量损失把热结构表面产生的热量带走的。在每次使用后，热结构的外形都会发生变化，影响航天器的气动性能。因此，烧蚀热防护不具备可重复使用性。
【发明内容】
[0006]针对上述技术问题，本发明提供了一种结构重量轻，隔热性能好，可重复使用的梯度化防热材料。
[0007]本发明还提供了一种梯度化防热材料的制备方法。
[0008]本发明的技术方案为:
[0009]—种梯度化防热材料，包括由非晶SiCO增强的多孔陶瓷材料基体、硅硼玻璃中间层以及由抗氧化材料制成的表面涂层。
[0010]优选的是，所述的梯度化防热材料中，所述多孔陶瓷材料为A1203或ZrO 2，平均密度为 0.3-1.0g/cm3。
[0011]优选的是，所述的梯度化防热材料中，所述硅硼玻璃中间层为由Si02、B203和MoSi 2制备得到。
[0012]优选的是，所述的梯度化防热材料中，所述硅硼玻璃中间层的厚度为0.15-0.2_。
[0013]优选的是，所述的梯度化防热材料中，所述抗氧化材料为MoSijP TaSi 2的混合物或 MoSi2S SiC。
[0014]优选的是，所述的梯度化防热材料中，所述抗氧化材料为MoSijP TaSi 2的混合物或MoSiJ#，所述表面涂层的厚度为50-100 μ m ;所述抗氧化材料为SiC时，所述表面涂层的厚度为 100-150 μ m。
[0015]—种梯度化防热材料的制备方法，包括:
[0016](1)制备非晶SiCO增强的多孔陶瓷材料基体；
[0017](2)将MoSi2、5102与B 203粉体混合，得混合物，将混合物喷涂于基体表面，喷涂量为0.3-lg/cm2，其中，S1jP B 203的质量比为1: 1_1.2，MoSi 2的用量为混合物总重量的50-70% ;在空气气氛下从室温以5-8°C /min的升温速率升温至1200-1350°C，保温20-90min，以制备得到具有硅硼玻璃中间层的中间品；
[0018](3)在硅硼玻璃中间层的表面喷涂抗氧化材料，以形成表面涂层。
[0019]优选的是，所述的梯度化防热材料的制备方法中，步骤(1)中，制备非晶SiCO前驱体的胶体；将多孔A1203材料浸渍于前驱体中一定时间，在空气中静置一定时间，得到经浸渍的多孔A1203材料基体；将经浸渍的多孔A1 203材料基体置于保护气氛下加热至1000-1100°C，保温l_2h，得到非晶SiCO增强的多孔A1203材料基体。
[0020]优选的是，所述的梯度化防热材料的制备方法中，步骤(3)中，所述抗氧化材料为MoSijP TaSi 2的混合物或 MoSi 2或 SiC。
[0021]优选的是，所述的梯度化防热材料的制备方法中，步骤(3)中，所述抗氧化材料为MoSijP TaSi 2的混合物或MoSi 2时，所述表面涂层的厚度为50-100 μ m ;所述抗氧化材料为SiC时，所述表面涂层的厚度为100-150 μ m。
[0022]本发明的优点在于:
[0023]1、本发明所述的梯度化防热材料密度小，使用温度高，可达到2000K以上。
[0024]2、本发明所述的梯度化防热材料抗震性能好，可重复使用性高。
[0025]3、本发明所述的制备方法中，原材料技术成熟度高，制备工艺易实现且工程化程度较高。
[0026]4、制备周期短，使用和维护成本低。
【附图说明】
[0027]图1为本发明所述的梯度化防热材料的结构示意图。
[0028]图2为梯度化防热材料与现有技术的效果对比分析图。
[0029]图3 (a)为实施例一中非晶SiCO增强的多孔A1203基体的红外光谱图，图3 (b)为实施例一中非晶SiCO增强的多孔A1203基体的XPS总谱图。
[0030]图4为小钝头的设计图。
【具体实施方式】
[0031]为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图对本发明的【具体实施方式】做详细的说明。
[0032]请参阅图1，本发明提供了一种梯度化防热材料，包括由非晶SiCO增强的多孔陶瓷材料基体、硅硼玻璃中间层以及由抗氧化材料制成的表面涂层。
[0033]请看图2，为了说明梯度化防热材料的优点，采用ANSYS软件对梯度化防热材料和三种传统防热+隔热方案的防热效果进行了分析，三种现有方案分别为C/C+隔热材料、超高温陶瓷(UHTC)+隔热材料、低密度陶瓷+隔热材料。四种材料均加工成小钝头结构(即如图4所示的结构，该结构具有帽盖)。计算采用的气动环境为典型航天器再入环境，对应的约束条件为:防热材料表面温度小于1700K，背面温度小于350K。梯度化防热材料的组成参见实施例一。根据计算约束，多孔氧化铝的选为密度450kg/m3，使用温度1900K。从图1中可以看出，在相同约束条件下，C/C+隔热材料、超高温陶瓷(UHTC)+隔热材料、低密度陶瓷+隔热材料和梯度化防热材料的总厚度分别为102mm、67.7mm, 34.3mm和30.8_，对应的结构密度分别为1653kg/m3、4817kg/m3、768kg/m3和487kg/m3。即梯度化防热材料具有最小的厚度和最低的结构密度。即梯度化防热材料能够有效减小热防护系统的重量，进而降低飞行器的发射成本。此外，从图2中还可以看出，在相同总厚度情况下，梯度化防热结构具有最高的表面辐射散热率，821kW/m2。以上分析表明，相对于传统防热+隔热方案，梯度化防热材料具有更好的防热效果和较低的发射成本。并且，相对于帽盖表面，帽盖侧面和背面的温度较低，能够与支撑体实现结构相容性匹配。
[0034]梯度化防热材料的工作原理是:在气动热环境下，材料表面产生均匀加热。在加热过程中，硅硼玻璃中间层将温度变化产生的应力均匀分散，避免防热材料产生热裂损伤。当表面加热达到一定温度后，抗氧化材料制成的表面涂层开始向外辐射热量，同时阻止气动环境中的氧向防热材料的内部扩散。硅硼玻璃中间层则能够有效降低热量向防热材料内部的传输，并通过硅硼玻璃中MoSiJ^被动氧化吸附扩散进入防热材料中的氧。
[0035]进一步地，所述的梯度化防热材料中，所述多孔陶瓷材料为A1203或ZrO 2，平均密度为 0.3-1.0g/cm3。
[0036]进一步地，所述的梯度化防热材料中，所述娃硼玻璃中间层为由Si02、B203和MoSi 2制备得到。
[0037]进一步地，所述的梯度化防热材料中，所述硅硼玻璃中间层的厚度为0.15-0.2_。
[0038]进一步地，所述的梯度化防热材料中，所述抗氧化材料为MoSijP TaSi 2的混合物或 MoSi2S SiC。
[0039]进一步地，所述的梯度化防热材料中，所述抗氧化材料为MoSijP TaSi 2的混合物或MoSiJ#，所述表面涂层的厚度为50-100 μ m ;所述抗氧化材料为SiC时，所述表面涂层的厚度为 100-150 μ m。
[0040]本发明还提供了一种梯度化防热材料的制备方法，包括:(1)制备非晶SiCO增强的多孔陶瓷材料基体；(2)将MoSi2、5102与B 203粉体混合，得混合物，将混合物喷涂于基体表面，喷涂量为0.3-lg/cm2，其中，Si0jPB 203的质量比为1: 1_1.2，MoSi 2的用量为混合物总重量的50-70