本发明涉及一种一体化结构，特别是涉及一种中等温度耐热气流一体化结构。
背景技术：
超高声速飞行器被看作是航空史上继发明飞机，突破音障，进入太空之后的又一个里程碑。世界主要国家一直将其作为航空科技的最前沿阵地，并给予全力的支持。美、俄、法、德、日、印度等国家在新世纪以来陆续取得了技术上的突破，并相继进行了地面和飞行试验，这表明高超声速技术已经从概念和原理探索的基础阶段进入了以某种高超声速飞行器为应用背景的先期技术开发阶段，例如美国正在研制的x-51高超声速巡航导弹、法国航空航天研究院和宇航-马特拉公司正在开展的“普罗米修斯”计划、印度正在研制的一种可重复使用的高超声速巡航导弹系统以及德国的高超声速导弹。
超高声速飞行器长期服役的环境为失重、高真空、具有强烈辐射的宇宙空间，大底和侧壁等部位的高热流密度、高焓值和长气动加热时间的热环境，另外，对于某些执行特殊任务的飞行航天器，有时需要重新返回地球或在其他天体上着陆，在再入和着陆过程中需要经历一系列严酷而又复杂的环境，这就要求航天器材料能够承受复杂的环境条件。通常，航天飞机再入大气层高度100km时的飞行速度为7800m/s；执行月球任务的飞船，其再入大气层的速度约为11km/s。在飞行速度很高的情况下，飞行器与大气剧烈摩擦，飞行器的动能会转化成空气的热能，并且使得周围空气的温度急剧升高，另外加上对流传热和微波辐射传热的影响，飞行器表面的温度会迅速升高，高达几千摄氏度。在如此高的温度下，高温空气中的成分会与飞行器表面的材料发生复杂的化学反应，造成飞行器的表面产生严重的热损伤。如不采取有效的高温防护措施，飞行器会因为处于极高的温度而在空中烧毁。
热防护系统是航空宇航工业之基础，是服役于高温极端环境部件所必需的关键子系统，如在大气层中以高马赫数飞行的超高声速巡航导弹、战术滑翔导弹、临近空间飞行器。随着航空宇航技术的发展，针对行星的不断探索对高温烧蚀热防护材料的研究提出了新的要求。执行火星和月球任务的返回舱等临近可见飞行器在进入地球大气层时速度超过12km/s，因此飞行器将承受严峻的热载荷。在这种超声速飞行条件下，热防护系统将面临极高的对流和辐射热流，烧蚀热防护材料的使用就变得十分必要。因此，轻质烧蚀维形高效热防护材料的研发成为航空宇航新材料研究领域的关键问题。
申请号为201410667737.9的中国发明专利公开了一种超高温隔热复合材料及其制备方法，采用z-g-q-z形式的多层结构，z为耐高温纤维织物，g为柔性高温隔热层，q为中低温隔热层，多层结构通过耐高温缝合线缝合成整体，所述的柔性高温隔热层为采用耐高温纤维和红外阻隔剂通过无机溶胶作为高温粘结剂湿法成型的纤维毡，所述的中低温隔热层为纤维增强的气凝胶材料。该发明采用柔性高温隔热层复合中低温隔热层，并在上下表面缝合耐高温纤维织物，具有耐高温、高效隔热和极好的抗振动、抗冲击性能。
申请号为201510235598.7的中国发明专利公开了一种耐烧蚀隔热涂料的制备方法，属于隔热涂料领域。该发明的隔热涂料，氨酚醛树脂：29%-34%；22-1型粉末：66%-72%；隔热涂料的制备方法：按顺序向反应容器内加入无水乙醇、配方量的氨酚醛树脂、配方量的22-1型粉末，搅拌50-60min后，用200目筛网过滤掉少量未分散均匀的大颗粒粉末，得到隔热涂料溶液；其中无水乙醇的加入比例为固体粉末质量的1.3-1.6倍。该发明同时适用于滚涂和喷涂两种应用工艺，比传统配方涂料涂覆工艺废品率低，固化后涂层的附着力和硬度都明显优于传统的隔热涂料，单次操作涂层较厚，生产效率高，依据使用要求可进行多次叠加涂覆，增加涂层厚度。在国防军工和民用工业中均具有广阔的应用前景。
申请号为201410478153.7的中国发明专利公开了一种耐高温隔热材料及其生产工艺，特别是涉及一种无污染、密度小、防火隔热效果好的耐高温隔热材料及其生产工艺，生产1000kg所述耐高温隔热材料需要各原料的量为：水泥350-450kg，硅藻土100-200kg，氟蛋白2000-3000ml，水320-440kg，其余为原料混合用水。该发明耐高温隔热材料及其生产工艺的设计，耐高温隔热材料在密度上更小，使得其制成的文件柜质量上更轻；耐高温隔热材料在生产过程中用到了发泡剂，使得成型后的材质内部有细孔，这些细孔中有空气，而空气是良好的绝缘体，这样就会更好地隔温隔热；耐高温隔热材料在生产过程中做到了无污染，对人体无任何伤害。
申请号为201410365341.9的中国发明专利公开了一种触变性胶体为模板剂的纳米多孔高温隔热材料及制备方法，特别涉及以触变性胶体为模板剂，形成水相均匀三维网络纳米多孔结构，通过添加结合剂、骨料、粉料、遮光剂和外加剂，制备出一种具备有纳米多孔结构的高温隔热材料。该发明高温隔热材料制备方法具有操作简易、无需高压特种设备、生产成本低，没有易燃易爆或其他有害物质，过程绿色环保、安全，有利于大批量的生产。该发明涉及的高温隔热材料具有轻质、高强、低导热系数的特点，可制备成高温隔热砖、隔热板、异形件和涂料，可应用于航天军工、冶金锻造、石油炼化、电力等领域的高温炉膛、管线、阀门等装备的隔热防护，提高使用安全性和节能降耗水平。
如上述几个专利，均公开了本领域相关的技术产品，但是在实际生产使用过程中，均存在表面耐烧蚀性能差、高温隔热性能差、结构强度低、密度大等问题，极大限制了其在特定领域的应用。因此，急需研制一种结构更加稳定、耐温性能更加优异、表面更耐烧蚀、密度更低的中等温度耐热气流一体化结构。
技术实现要素：
本发明的目的旨在克服现有技术的不足，提供一种中等温度耐热气流一体化结构。
为实现本发明的目的所采用的技术方案是：一种中等温度耐热气流一体化结构，厚度为5~40mm，结构密度0.7g/cm3以下，常温导热系数0.025w/m·k以下，2200℃导热系数0.10w/m·k以下，由厚度3~20mm的超高温陶瓷先驱体涂层、三维中空织物层、复合层和纳米气凝胶层构成，其特征在于超高温陶瓷先驱体涂层喷涂在复合层表面且单面涂覆，复合层位于中空织物的两个面上，与先驱体涂层接触的复合层厚度5~20mm，无先驱体涂层接触的复合层3~10mm，纳米气凝胶层镶嵌于中空织物层中。
进一步的，所述的超高温陶瓷先驱体涂层成分为聚碳硅烷、聚硅氮烷、聚硼硅氮烷三种中的一种或两种，聚碳硅烷通过与二甲苯混合溶解后涂覆加热固化，通过辐射交联进一步固化；聚硼硅氮烷通过与二甲苯混合溶解后涂覆加热固化，通过辐射交联进一步固化；聚硅氮烷直接涂覆，经水解和氧化固化。
进一步的，所述的复合层成分为开气孔率为10~30%的c/c复合材料，闭气孔率为3~5%的c/c/酚醛复合材料，致密的纤维增强酚醛复合材料三种中的一种或两种，酚醛中含有0~10%石墨烯。
进一步的，所述三维中空织物中的纤维为碳纤维、碳化硅纤维、石英纤维、高硅氧纤维中的一种或两种，由构成表层的经纬向纤维连接两个表层并形成芯部z向纤维构成，中空区高度为3~20mm，两个表层之间有支撑纤维，纤维占中空区体积为5~15%，纤维束中灌有碳、酚醛，保持硬挺度。
进一步的，所述的纳米气凝胶成分为氧化硅、氧化铝、氧化锆、氧化硅/氧化铝、氧化锆/氧化钇中的一种或两种，纳米气凝胶中有离散分布的超细玻璃纤维棉丝。
本发明的有益效果是：
（1）本发明采用一体化结构，由超高温陶瓷先驱体涂层、三维中空织物层、复合层和纳米气凝胶层构成，实现复合材料的轻质高强、低导热和抗烧蚀性能。（2）本发明通过三维中空预制体中区域填充纳米气凝胶，在常温下特别是在高温环境下表现出极低的导热系数。（3）本发明采用超高温陶瓷先驱体涂层和复合层结构，实现主动防热和被动防热相结合，有利于阻隔外界高温，实现整体隔热。
具体实施方式
下面结合具体实施例，进一步阐明本发明，应理解这些实施例仅用于说明本发明而不用于限制本发明的范围，在阅读了本发明之后，本领域技术人员对本发明的各种等价形式的修改均落于本申请所附权利要求所限定。
实施例
一种中等温度耐热气流一体化结构，厚度为10mm，结构密度0.5g/cm3，常温导热系数0.020w/m·k，2200℃导热系数0.09w/m·k，由厚度3mm的超高温陶瓷先驱体涂层、三维中空织物层、复合层和纳米气凝胶层构成，其特征在于超高温陶瓷先驱体涂层喷涂在复合层表面且单面涂覆，复合层位于中空织物的两个面上，纳米气凝胶层镶嵌于中空织物层中。
进一步的，所述的超高温陶瓷先驱体涂层成分为聚碳硅烷，聚碳硅烷通过与二甲苯混合溶解后涂覆加热固化，通过辐射交联进一步固化。
进一步的，所述的复合层成分为开气孔率为10%的c/c复合材料。
进一步的，所述三维中空织物中的纤维为碳纤维，由构成表层的经纬向纤维连接两个表层并形成芯部z向纤维构成，中空区高度为3mm，两个表层之间有支撑纤维，纤维占中空区体积为5%，纤维束中灌有碳、酚醛，保持硬挺度。
进一步的，所述的纳米气凝胶成分为氧化硅，纳米气凝胶中有离散分布的超细玻璃纤维棉丝。
上述仅为本发明的一个具体实施方式，但本发明的设计构思并不局限于此，凡利用此构思对本发明进行非实质性的改动，均应属于侵犯本发明保护的范围的行为。但凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何形式的简单修改、等同变化与改型，仍属于本发明技术方案的保护范围。