专利名称：航天器结构材料及其纳米铝合金复合材料的制作方法
技术领域：
本发明涉及航天器结构材料设计领域，具体涉及一种航天器结构材料及其纳米铝合金复合材料。
背景技术：
金属材料由于来源广泛、加工性好，具有多种性能，因而得到广泛的应用。但是随着科技的进步，卫星工程对材料性能的要求越来越高，越趋于多样化。传统由铝合金材料制造的蜂窝板材料的性能已经不能满足实际应用需要。在航天器热控设计中，对传统金属进行改进，提高材料性能，提高热的收集效率已经成为一种发展趋势。传统的通过添加合金元素来提高材料性能的方法效果有限，难以满足更高的应用需求，因此选择新的材料和工艺来制备材料，满足特殊要求成为很迫切的问题。碳纳米管具有优异的力学、电学、热学性能，而碳纳米管复合材料研究被认为是最有前景的领域之一 ，诸多研究表明碳纳米管的加入可以提高基体的力学、电学、及热学性能。在2800°C的高温真空环境下，碳纳米管性质不发生改变，热导率比金刚石高出2倍，其电输送能力是铜线的1000倍。由于优异的力学和物理性能，碳纳米管有望成为最具前景的复合材料增强相。发挥碳纳米管优异的力学和物理性能，与具有特殊性能的金属基体进行复合，制备出具有特殊性能的金属基复合材料的方法正引起越来越多的关注。新型航空航天器的先进性标志之一是结构的先进性，而先进复合材料是实现结构先进性的重要物质基础和先导技术。纳米材料是指由一些超微单元组成的材料，这些超微单元至少有一维的平均尺寸在IOOnm以下。纳米复合材料是先进复合材料技术研究最活跃的前沿领域之一，其超常特性使其在航空航天等领域同样具有广泛的应用前景。
发明内容
本发明的目的在于克服上述现有技术存在的不足，提供一种航天器结构材料及其纳米铝合金复合材料。本发明首先采用纳米技术实现铝合金材料内部组织的最合理化，借助碳纳米管特殊的性能，在纳米铝合金中添加碳纳米管颗粒，从而制备出具备良好的力学、导热、导电性能的新型材料-纳米铝合金复合材料；利用该纳米铝合金复合材料进一步制备得到适合航天应用的，具备良好的力学性能，同时兼具良好的导电导热性能的新型蜂窝板结构材料-航天器结构材料。本发明的目的是通过以下技术方案来实现的:第一方面，本发明涉及一种航天器结构材料用纳米铝合金复合材料，所述纳米铝合金复合材料是在纳米铝合金中复合碳纳米管颗粒而制得的，所述碳纳米管颗粒平行于所述纳米招合金复合材料表面定向排列。优选地，所述纳米铝合金复合材料由如下步骤制备而得:A、铝合金粉末材料在管式炉中以程序升温模式控制温度进行高温淬火处理，管式炉中充氮气流(99.999% )；B、淬火后的铝合金粉末材料与聚丙烯睛(PAN)纺丝混合，以乳液聚合得到的纳米乳胶颗粒作为致孔剂，混合过程中保证聚丙烯睛(PAN)纺丝方向一致性，纳米集合形成纳米碳招合金复合材料；C、纳米碳铝合金复合材料经过加工硬化，完成纳米碳铝合金复合材料成型，实现所需的型材与厚度；D、加工成型的纳米碳铝合金复合材料，经过炭化处理和活化处理两个阶段的纳米析出强化，最终完成纳米铝合金复合材料制备。第二方面，本发明涉及一种航天器结构材料，所述航天器结构材料包括上、下盖板和中间蜂窝结构层，所述上、下盖板和中间蜂窝结构层均采用上述的航天器结构材料用纳米招合金复合材料。优选地，所述中间蜂窝结构层采用的纳米铝合金复合材料中所述碳纳米管颗粒的定向排列方式是垂直于所述上、下盖板。优选地，所述上、下盖板采用的纳米铝合金复合材料中所述碳纳米管颗粒的定向排列方式平行于所述上、下盖板的长边。优选地，所述上、下盖板的厚度为1.5mm 2.5mm。优选地，所述中间蜂窝层采用的纳米铝合金复合材料的厚度为10.0mm 20.0mm。与现有技术 相比，本发明具有的有益效果为:1、本发明制得的纳米铝合金复合材料具备良好的力学、导热、导电性能，利用该纳米铝合金复合材料进一步制备得到新型蜂窝板结构材料具备良好的力学性能，同时兼具良好的导电导热性能，是适合航天应用的航天器结构材料；2、本发明的航天器结构材料既可实现航天器结构“轻质化、长寿命、高可靠、高效能、低成本”的发展目标，同时也对简化航天器结构装配操作具有重大的意义。
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显:图1为纳米铝合金微观表面结构示意图；图2为纳米铝合金材料强度随制造工艺提升示意图；图3为本发明的航天器结构材料的结构示意图；其中，(a)为结构示意图，(b)为纳米铝合金复合材料的微观示意图；图4为碳纳米管颗粒在航天器结构材料中的排列形式及导热原理示意图；其中(a)为航天器结构材料的热传导示意图，箭头代表热传导方向，(b)为上盖板中的定向碳纳米管的SEM图，(c)为蜂窝结构层中的定向碳纳米管的SEM图；其中，1为超微细结晶粒、2为结晶粒界、3为纳米析出物、4为上盖板、5为蜂窝结构层、6为下盖板。
具体实施例方式下面结合具体实施例和附图对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。实施例一般金属多是多结晶体(由复数结晶聚合而成)，结晶与结晶间存在分界，这一分界称为结晶粒的粒界，它对金属的形状变化或强度产生影响，特别是粒界附近没有析出物的领域即无析出带的影响效果更大。纳米铝合金是通过纳米工艺制造出的、具有全新概念内部组织的一种纳米多晶合金。纳米铝合金微观表面结构示意图如图1所示；采用纳米技术使铝合金材料内部组织紧密化排列，纳米铝合金在结晶粒界2内将复数的形状和构造各不相同的纳米析出物3 (超微析出物)进行分散，得超微细结晶粒1，同时对无析出带的幅度及纳米析出物3的形态进行控制，而制备出复合组织，即纳米铝合金材料。纳米铝合金材料的延展性和成型性很大程度上受到结晶粒的大小、粒界构造组织的影响。纳米铝合金材料强度随工艺流程提升示意图如图2所示，由图2可知，材料的强度在析出强化工序达到最高值。在采用纳米技术使铝合金材料内部组织紧密化排列的基础上，本实施例进一步借助碳纳米管特殊的性能，在纳米铝合金中添加碳纳米管颗粒，从而制备出纳米铝合金复合材料，在该复合材料中，碳纳米管颗粒平行于该复合材料的表面定向排列。具体制备方法如下:A、铝合金粉末材料在管式炉中以程序升温模式控制温度进行高温淬火处理，管式炉中充氮气流(99.999% )；B、淬火后的铝合金粉末材料与聚丙烯睛(PAN)纺丝混合，以乳液聚合得到的纳米乳胶颗粒作为致孔剂，混合过程中保证聚丙烯睛(PAN)纺丝方向一致性，纳米集合形成纳米碳招合金复合材料；C、纳米碳铝合金复合材料经过加工硬化，完成纳米碳铝合金复合材料成型，实现所需的型材与厚度；D、加工成型的纳米碳铝合金复合材料，经过炭化处理和活化处理两个阶段的纳米析出强化，最终完成纳米铝合金复合材料制备。
本实施例进一步利用该纳米铝合金复合材料制备得到适合航天应用的，具备良好的力学性能，同时兼具良好的导电导热性能的新型蜂窝板结构材料-航天器结构材料。本实施例的新型蜂窝板结构材料-航天器结构材料的导热性能在高温热真空环境下，热导率可以达到980W/(m K)，是铜热导率的3倍；导电能力可达9.2倍IACS，约是铜线导电率的10倍；材料强度比普通铝蜂窝材料增加30%;材料刚度比普通铝蜂窝材料增加20%。本实施例的航天器结构材料的结构示意图如图3所示，包括由纳米铝合金复合材料制得的上盖板4、下盖板6和中间蜂窝结构层5 ;上、下盖板4、6和和中间蜂窝结构层5均由纳米铝合金复合材料制得，该纳米铝合金复合材料微观示意图如图3(b)所示，其制得的上、下盖板4、6为优良的导热、导电薄层，其制得的中间蜂窝结构层5的各项性能指标均得到提高。为了进一步优化航天器结构材料的导电、导热性能，所述中间蜂窝结构层采用的纳米铝合金复合材料中所述碳纳米管颗粒的定向排列方式是垂直于所述上、下盖板；所述上、下盖板采用的纳米铝合金复合材料中所述碳纳米管颗粒的定向排列方式平行于所述上、下盖板的长边。该航天器结构材料中碳纳米管颗粒的排列方式和导热原理示意图见图4;由图4(a)、(b)、(c)可知，上、下盖板4、6的导热是通过横向排列的碳纳米管进行的，中间蜂窝结构层5的导热是通过纵向排列的碳纳米管进行的。碳纳米管颗粒的导热、导电性是与其排列方式一致的，即沿着碳纳米管颗粒的排列方向导热、导电率最高。从而中间蜂窝结构层5的导热能够通过纵向排列的碳纳米管实现上、下盖板4、6之间的热交换；上、下盖板4、6内部的热量能够通过横向排列的碳纳米管从一端到另一端传输，最终整个盖板实现热平衡。该上、下盖板的厚度为1.5mm 2.5mm，中间蜂窝层采用的纳米铝合金复合材料的厚度为10.0mm 20.0mm ;为达到最好的热平衡状态,优选上、下盖板的厚度为1.8mm,中间蜂窝层采用的纳米铝合金复合材料的厚度为15.0mm。综上所述，本发明首先通过纳米技术进行铝合金材料内部组织的最合理化；进一步借助碳纳米管特殊的性能，在纳米铝合金中添加碳纳米管颗粒，从而制备出具备良好的力学、导热、导电性能的新型材料-纳米铝合金复合材料；利用该纳米铝合金复合材料进一步制备得到适合航天应用的，具备良好的力学性能，同时兼具良好的导电导热性能的新型蜂窝板结构材料-航天器结构材料。以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的 实质内容。
权利要求
1.一种航天器结构材料用纳米铝合金复合材料，其特征在于，所述纳米铝合金复合材料是在纳米铝合金中复合碳纳米管颗粒而制得的，所述碳纳米管颗粒平行于所述纳米铝合金复合材料表面定向排列。
2.根据权利要求1所述的航天器结构材料用纳米铝合金复合材料，其特征在于，所述纳米铝合金复合材料由如下步骤制备而得: A、铝合金粉末材料在管式炉中进行高温淬火处理，管式炉中充氮气流； B、所述淬火后的铝合金粉末材料与聚丙烯睛纺丝混合，以乳液聚合得到的纳米乳胶颗粒作为致孔剂，混合过程中保证聚丙烯睛纺丝方向一致性，纳米集合形成纳米碳铝合金复合材料； C、所述纳米碳铝合金复合材料经过加工硬化，完成纳米碳铝合金复合材料成型； D、所述加工成型的纳米碳铝合金复合材料，经过炭化处理和活化处理的纳米析出强化，制得所述纳米铝合金复合材料。
3.一种航天器结构材料，其特征在于，所述航天器结构材料包括上、下盖板和中间蜂窝结构层，所述上、下盖板和中间蜂窝结构层均采用如权利要求1所述的航天器结构材料用纳米铝合金复合材料。
4.根据权利要求3所述的航天器结构材料，其特征在于，所述中间蜂窝结构层采用的纳米铝合金复合材料中所述碳纳米管颗粒的定向排列方式是垂直于所述上、下盖板。
5.根据权利要求3所述的航天器结构材料，其特征在于，所述上、下盖板采用的纳米铝合金复合材料中所述碳纳米管颗粒的定向排列方式平行于所述上、下盖板的长边。
6.根据权利要求3所述的 航天器结构材料，其特征在于，所述上、下盖板的厚度为1.5mm 2.5mm0
7.根据权利要求3所述的航天器结构材料，其特征在于，所述中间蜂窝层釆用的纳米银合金复合材料的厚度为10.0mm 20.0mm。
全文摘要
本发明公开了一种航天器结构材料及其纳米铝合金复合材料。该纳米铝合金复合材料是在纳米铝合金中复合碳纳米管颗粒而制得的，所述碳纳米管颗粒平行于所述纳米铝合金复合材料表面定向排列。航天器结构材料包括由上述纳米铝合金复合材料制得的上、下盖板和中间蜂窝结构层。本发明制得的纳米铝合金复合材料具备良好的力学、导热、导电性能，利用该纳米铝合金复合材料进一步制备得到新型蜂窝板结构材料具备良好的力学性能，同时兼具良好的导电导热性能，是适合航天应用的航天器结构材料；该航天器结构材料既可实现航天器结构“轻质化、长寿命、高可靠、高效能、低成本”的发展目标，同时也对简化航天器结构装配操作具有重大的意义。
文档编号C22C21/00GK103205609SQ20131010315
公开日2013年7月17日 申请日期2013年3月27日 优先权日2013年3月27日
发明者张伟, 叶晖, 尤伟, 王天亮, 满孝颖, 周徐斌 申请人:上海卫星工程研究所