[发明专利]一种火箭用柔性隔热硅基材料及其制备方法

说明书

本申请涉及一种火箭用柔性隔热硅基材料，包括依序叠层设置的：硅橡胶层，所述硅橡胶层内部分散有空心玻璃微球；复合织物层，所述复合织物层包括石英织物和包覆在所述石英织物表面的瓷化硅橡胶，所述瓷化硅橡胶内部分散有空心微球。本申请实施例提供的一种火箭用柔性隔热硅基材料及其制备方法，通过将硅橡胶层和复合织物层结合到一起，在硅橡胶层内部分散空心玻璃微球，使硅橡胶层能够耐热冲刷；复合织物层具有低密度、高隔热的性能，且高温下可形变，可以适应火箭发动机外壳的体积膨胀；因此本申请提供的火箭用柔性隔热硅基材料，同时具备耐高温、低密度、隔热和高温下保持柔性的性能。

技术领域

本申请涉及航天航空领域，尤其涉及火箭用隔热材料。

背景技术

一部分火箭的发动机壳体为回转体构件，且为高温内压结构件，在使用过程中发动机壳体外部长时间有高达1400℃～1500℃度的高温气流冲刷，要求外层热防护层能够在长时间的高温气流冲刷下保持较好的尺寸保持率，冲刷后退量不大于2mm。同时，该热防护还需要具备较低的密度和较好的隔热效果，以保证在外部高温环境下，内层碳纤维结构层的温度不高于200℃。同时，火箭发动机在使用过程中会产生较高的内压，导致发动机壳体的尺寸受内压膨胀增大，因此，外层热防护层需要在经受外部高温的同时，自身还能保持一定柔韧性，能够适应发动机壳体膨胀增大的尺寸变化，不会受膨胀应力断裂，从而保持结构的完整性。然而，目前已知热防护材料难以同时具备耐高温、低密度、隔热和高温下保持柔性等多种性能。

发明内容

本申请实施例提供了一种火箭用柔性隔热硅基材料及其制备方法，以解决热防护材料难以同时具备耐高温、低密度、隔热和高温下保持柔性等多种性能的技术问题。

第一方面，本申请实施例提供一种火箭用柔性隔热硅基材料，包括依序叠层设置的：

硅橡胶层，所述硅橡胶层内部分散有空心玻璃微球；

复合织物层，所述复合织物层包括石英织物和包覆在所述石英织物表面的瓷化硅橡胶，所述瓷化硅橡胶内部分散有空心微球。

在本申请的一些实施例中，所述瓷化硅橡胶中，所述空心微球与所述瓷化硅橡胶的质量比为10-40：103-115；和/或，

所述硅橡胶层中，空心玻璃微球和硅橡胶的质量比为20-80：100；和/或，

所述石英织物的纤维体积含量为25-35％。

第二方面，本申请实施例提供一种火箭用柔性隔热硅基材料的制备方法，用以制备第一方面任一实施例所述的火箭用柔性隔热硅基材料，所述火箭用柔性隔热硅基材料的制备方法包括如下步骤：

将可瓷化粉末、空心微球、有机硅树脂混合，得到第一混合液；

提供石英织物，以所述第一混合液浸润石英织物，得到预浸料；

提供内部分散有空心玻璃微球的硅橡胶层；

将所述硅橡胶层与所述预浸料叠放，得到柔性隔热硅基材料前体；

将所述柔性隔热硅基材料前体在外部压力下以预定温度加热，得到所述柔性隔热硅基材料。

在本申请的一些实施例中，所述将可瓷化粉末、空心微球、有机硅树脂混合，其中所述可瓷化粉末、所述空心微球与所述有机硅树脂的质量比为3-15：10-40：100；和/或，

所述硅橡胶层中，空心玻璃微球和硅橡胶的质量比为20-80：100。

在本申请的一些实施例中，所述石英织物的纤维体积含量为25-35％。

在本申请的一些实施例中，所述预定温度为150-180℃。

在本申请的一些实施例中，所述提供内部分散有空心玻璃微球的硅橡胶层，包括如下步骤：