一种局部增强抗烧的防热复合材料构件的制作方法

本技术涉及航空航天用热防护领域，特别是涉及一种局部增强抗烧的防热复合材料构件。

背景技术：

1、航天飞行器尤其是高超声速飞行器由于受空气摩擦产生大量的气动热，使其外表面产生上千℃的高温，因此其外表面热防护和热管理一直是飞行器设计中至关重要的部分。随着国内航天飞行器发展，各种热防护材料也迅速发展，其中纤维增强酚醛树脂气凝胶复合材料作为一种耐高温、高效隔热且能快速制备的低成本热防护材料，具有广泛的应用前景，纤维增强酚醛树脂气凝胶复合材料通过将纤维针刺毡置于设计尺寸的模具内注胶复合而成。

2、实际应用中，飞行器外部、不同部位由于使用环境的差异，对热防护材料的抗烧性能有更高的要求，特别是局部需要开孔装配其他零部件(比如舵轴、口盖、螺钉堵头等)，而舵轴等凸起状态零部件会造成飞行器外表面在该开孔处周边一定范围(尤其是装配缝隙处)产生异常高的气流冲刷，造成此处相较于其它部位需要更高的抗烧性能，因此，现有技术中需要对该类特殊位置进行特殊的增强抗烧等处理，通常的做法是，在热防护材料开孔位置开更大的孔或切去一大块并采用其他抗烧性能更高的陶瓷复合材料替代，这种方案虽然解决了开孔位置的抗烧性能，但是热防护材料与陶瓷复合材料两者不同材质之间会有拼接缝隙，拼接缝隙如果处理不当又会产生新的异常的高气流冲刷，带来更多的装配和材料结构匹配问题。

技术实现思路

1、本实用新型解决现有技术的不足而提供一种在不改变大面积热防护构件的整体结构、隔热性能的前提下，提高局部位置的力学性能、抗烧蚀性能的局部增强抗烧的防热复合材料构件。

2、为实现上述目的，本实用新型首先提出了一种局部增强抗烧的防热复合材料构件，包括纤维针刺毡层和表层高密度织物层，所述纤维针刺毡层上、在需要装配飞行器外表的零部件的位置开设有大于零部件装配外径的第一开孔，所述纤维针刺毡层在第一开孔内缝合固定有与第一开孔大小相匹配的高密度增强织物填充块形成第一织物层，所述第一织物层的外侧缝合固定有表层高密度织物层形成所述耐高温无机纤维增强织物，所述耐高温无机纤维增强织物通过注胶复合工艺处理后形成所述纤维增强酚醛树脂气凝胶复合材料层，所述纤维增强酚醛树脂气凝胶复合材料层上、在高密度增强织物填充块所在位置开设有与零部件装配位置、零部件装配外径相匹配的第二开孔。

3、采用上述结构，在不改变耐高温无机纤维增强织物整体结构的前提下，在工厂制作时，根据设计位置和尺寸，在纤维针刺毡层上、对飞行器外表需要装配零部件部位开设第一开孔，并用高密度增强织物填充块填充第一开孔，并将高密度增强织物填充块与纤维针刺毡层缝合，由于高密度增强织物填充块与纤维针刺毡层均为织物材质，缝合后两者连接稳定形成第一织物层，最后在整体的第一织物层上再缝合表层高密度织物层，使得纤维针刺毡层、高密度增强织物填充块以及表层高密度织物层形成耐高温无机纤维增强织物，这样形成的耐高温无机纤维增强织物无接缝，耐高温无机纤维增强织物经材料注胶复合工艺后只在高密度增强织物填充块所在位置开设有与零部件装配外径、位置相匹配的第二开孔，利用高密度增强织物填充块的高强度和高抗烧性能，保证了在异常高气流冲刷下，第二开口位置的稳定，而且由于整体材料在工厂制作完成，现场只需安装即可，大大提高了施工的便利性。

4、本实施方式中，所述第一开孔大于零部件装配外径20～60mm。

5、本实施方式中，所述纤维针刺毡层为石英纤维毡、高硅氧纤维毡、玻璃纤维毡或莫来石纤维毡中的一种。

6、本实施方式中，所述纤维针刺毡层的厚度为5～50mm，纤维体积分数为5％～15％。纤维针刺毡层为低密度纤维，使得纤维针刺毡层既保持了材料的低导热低密度要求，又满足一定的材料强度要求。

7、本实施方式中，所述表层高密度织物层为2.5d石英纤维织物或2.5d高硅氧纤维织物中的一种。

8、本实施方式中，所述表层高密度织物层的厚度为1～5mm，优选为2～3mm，纤维体积分数为35％～48％，优选为40％～45％。表层高密度织物层采用的厚度和纤维体积分数既保证表层高密度织物层具有较好的缝制和成形性能，又保证表层高密度织物层具有高的强度和抗烧性能。

9、本实施方式中，所述高密度增强织物填充块为石英纤维织物，纤维体积分数35％～48％。高密度增强织物填充块的编织方式为2.5d、三向正交、三维四向或层叠布缝合中的一种，优选的，高密度增强织物填充块编织方式为2.5d和层叠布缝合中的一种，所述高密度增强织物填充块的纤维体积分数进一步优选为40％～45％，高密度增强织物填充块的纤维体积分数既保证织物具有较好的缝制和成形性能，又保证材料成形后具有高的强度和抗烧性能。

10、综上所述，本实用新型能在大尺寸纤维增强酚醛树脂气凝胶复合材料层成形制备的基础上，对局部开孔等需要力学和抗烧等特殊性能要求的位置通过高密度增强织物填充块进行替代。本构件在飞行器外表需装配零部件部位局部强度、模量和抗烧性能优异，无需后续针对局部位置再进行高抗烧性能材料的加工替代，使大面积热防护材料分块减少、拼缝减少、整体性更高，装配更简单、材料匹配问题减少，使得本构件既能满足航天飞行器外表大面积对热防护材料防热隔热的要求，又能解决局部开口位置高载荷高烧蚀状态的问题，在航天飞行器热防护领域获得广泛的应用。

技术特征：

1.一种局部增强抗烧的防热复合材料构件，其特征在于：包括纤维针刺毡层(1)和表层高密度织物层(4)，所述纤维针刺毡层(1)上、在需要装配飞行器外表的零部件的位置开设有大于零部件装配外径的第一开孔，所述纤维针刺毡层(1)在第一开孔内缝合固定有与第一开孔大小相匹配的高密度增强织物填充块(3)形成第一织物层，所述第一织物层的外侧缝合固定有表层高密度织物层(4)形成耐高温无机纤维增强织物，所述耐高温无机纤维增强织物通过注胶复合工艺形成纤维增强酚醛树脂气凝胶复合材料层，所述纤维增强酚醛树脂气凝胶复合材料层上、在高密度增强织物填充块(3)所在位置开设有与零部件装配位置、零部件装配外径相匹配的第二开孔。

2.根据权利要求1所述的局部增强抗烧的防热复合材料构件，其特征在于：所述第一开孔大于零部件装配外径20～60mm。

3.根据权利要求1所述的局部增强抗烧的防热复合材料构件，其特征在于：所述纤维针刺毡层(1)为石英纤维毡、高硅氧纤维毡、玻璃纤维毡或莫来石纤维毡。

4.根据权利要求1所述的局部增强抗烧的防热复合材料构件，其特征在于：所述纤维针刺毡层(1)的厚度为5～50mm，纤维体积分数为5％～15％。

5.根据权利要求1所述的局部增强抗烧的防热复合材料构件，其特征在于：所述表层高密度织物层(4)为2.5d石英纤维织物或2.5d高硅氧纤维织物。

6.根据权利要求1所述的局部增强抗烧的防热复合材料构件，其特征在于：所述表层高密度织物层(4)的厚度为1～5mm，纤维体积分数为35％～48％。

7.根据权利要求1所述的局部增强抗烧的防热复合材料构件，其特征在于：所述高密度增强织物填充块(3)为石英纤维织物。

8.根据权利要求1所述的局部增强抗烧的防热复合材料构件，其特征在于：所述高密度增强织物填充块(3)的纤维体积分数为35％～48％。

技术总结一种局部增强抗烧的防热复合材料构件，包括纤维针刺毡层和表层高密度织物层，所述纤维针刺毡层上，在需要装配飞行器外表零部件的位置开设有大于零部件装配外径的第一开孔，所述纤维针刺毡层在第一开孔内缝合固定有与第一开孔大小相匹配的高密度增强织物填充块形成第一织物层，所述第一织物层的外侧缝合固定有表层高密度织物层形成耐高温无机纤维增强织物，耐高温无机纤维增强织物经材料注胶复合工艺后在高密度增强织物填充块所在位置开设有与零部件装配外径、位置相匹配的第二开孔。本技术在不改变大面积热防护构件的整体结构的前提下，提高局部位置的力学性能、抗烧蚀性能。技术研发人员：费厚军,刘鹏,曹杰,陈子昂,李晶,吴为,李欢受保护的技术使用者：长沙思云新材料科技有限公司技术研发日：20240130技术公布日：2024/9/17