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摘要：武器发展过程中，导弹在临近空间主要基于高马赫数长期飞行，飞行中由于空气压缩和摩擦作用的影响，气动加重日益普遍，我国对于高超声速飞行器热防护十分重视，其高温条件下强度较高，可多次重复使用。国内主要采用烧蚀型防热材料，可靠性较强，使用中具有一次性，这里也对热环境提出了较高要求。放热层和隔热层的共同配合能够提高结构配合度。本文就将重点研究隔热材料及成型技术。
关键词：轻质耐高温隔热材料;成型技术;结构配合度
中图分类号：TU 文献标识码：A 文章编号：（2020）-05-135
飞行器当中经常使用无机材料和有机材料作为隔热材料。常见的无机材料有气凝胶和陶瓷隔热瓦。其耐热性和隔热性较强，但是成型工艺的复杂度较高，也影响了有机防热层一体化复合。有机材料是一种以高聚合物为主的材料，成型加工优势明显，隔热性能优良，但密度较高，力学性能和耐热性能不理想。所以研究新型的隔热材料具有积极的现实意义。
1实验
1.1主要原料
实验过程中采用的主材有酚醛树脂、双酚A型环氧树脂、苯并噁嗪树脂、芳綸纤维，玻璃小球、质量分数高于98%的甲基三甲氧基硅烷，苯基三甲氧基硅烷、市场上常见的填料，所有试剂均没有经过纯化处理。
1.2制备方法
以合理的混合比例混合酚醛树脂、功能填料和纤维，最终得到短切纤维预固料。在平板模具当中放置适量的短切纤维预固料，采用模压固化成型的方式制作平板试片。深入研究预混料制备过程中的捏合时间、分散型、加压时间，选取最优的成型工艺。
1.3性能测试
使用热重分析仪组织复合材料热失重分析，测试中，应使其处于氮气环境，试验的温度从25℃，上升到800℃，以20℃/min升温，采用电子分析天平测试。依据测试的规范确定压缩强度，测试中采用万能试验机。同时依据行业规范落实比热容测试，采用国外引进的热常数测定仪完成热导率和比热容线胀系数的测试，严格执行技术规范，使用德国进口的线膨胀系数测定仪。
2结果
2.1耐高温树脂研究
隔热层基体树脂采用酚醛树脂，为优化酚醛树脂的耐热性，可从提高酚醛树脂的初始聚合度实现树脂改性，也可在酚醛树脂中应用无机元素，在树脂体系当中引入硼元素和硅元素。酚醛树脂改性后，选择四种酚醛树脂制备隔热层试片，考察材料的物理性能、热性能和力学性能。
基于试验结果不难看出，四种隔热层试片的导热率均为0.15W/（m·K）上下，比热容在1.0kJ上下。其中，A是普通酚醛树脂，其余树脂均为以A为基础经过改性处理的树脂材料。B树脂的聚合度显著提高，C树脂加入了硼元素，D树脂中加入了硅元素。为更好地了解材料的抗氧化性能，要在900℃的温度条件下将试样放入马弗炉中加热15分钟。试验后发现没有改性的酚醛树脂基合材料的质量保留率接近58%，C和D树脂材料中加入了适量的无机元素，复合材料的保留率为70%上下，这也充分证明，该种改性方式具有可靠性和可行性，改性后的树脂具有良好的耐热性和抗氧化性。
2.2隔热材料配制
基体树脂、纤维和填料是隔热材料中的主材。基体树脂是一种典型的连续相，决定了隔热层性能。纤维能够完善隔热的机械强度及高温条件下的抗剥蚀能力;填料能够严格控制材料密度，也可显著优化材料的耐热性。
2.2.1树脂性能改良
以前期研究为基础，为不断优化隔热层的力学性能，可采用苯并噁嗪树脂、环氧树脂、活性填料及表面活性剂优化酚醛树脂，制备隔热层试片。从测试结果中不难看出，经改善后，隔热层的密度、热导率和拉伸强度有所提升。为完善隔热层的性能，可结合材料性能和工艺需求，采取多种方式优化树脂性能。
2.2.2纤维种类研究
为控制隔热层密度，优化材料的力学性能，将有机纤维引入材料体系。芳纶纤维的密度低、拉伸强度较高，且具有较为显著的韧性优势。试验过程中引入适量的芳纶纤维制备隔热层试片，按照规范要求组织性能测试。结果显示，引入芳纶纤维能够降低材料的密度和导热率，也可提高比热容。其与纤维的性质具有紧密联系，同样要求芳纶具有较高的强度，如芳纶纤维和石英纤维的体积比例为2：1，能够降低材料密度，显著提高拉伸强度。
2.2.3填料优化
以空心玻璃小球作为主要填料，依据密堆积原理，在填料中添加其他类型的填料，如多种粒径的玻璃小球、云母和二氧化硅等材料，同时严格检验制备的隔热层性能。结果表明，填料中加入多种类型的空心玻璃小球，做好两种小球的复配工作，以增加隔热层密度和热导率。原有的空位被小球填满，提高空间的利用率和材料的强度。在填料试样中加入适量云母石，材料的密度显著提升，但是强度不升反降，这与材料分布不均有关。试样中加入白碳黑后，材料的密度和强度均显著升高。
2.3隔热材料性能优化及考核
优化材料配比和性能的过程中，制备了多个隔热材料，组织性能测试。测试结果显示，材料室温拉伸强度超过13MPa，200℃拉伸强度超过9MPa，压强在40MPa以上。三份试样中，试样1中加入空心玻璃小球，密度较低。试样2和3当中加入了功能性填料，材料的密度和力学性能得到改善，且在应用中可结合实际灵活调整。基于RTM工艺复合隔热层试片1与防热层，以此制备复合防隔热材料试片，并组织风洞试验考核，按照既定的参数模拟真实的防热机构，在湍流导管电弧风洞中完成试验。经风动烧蚀处理，防热层材料表面的平整度较高，无明显裂纹，以及鼓包或过度腐蚀问题，隔热层与防热层界面无明显分层问题，且底材背温度也可控制在140℃以内，充分满足设计要求。
3结束语
为全面解决工程化问题，上文制备了隔热层工艺件，充分印证了隔热层材料的性能及成型技术的稳定性、可靠性。利用RTM技术在隔热层组织了防热层成型，隔热层可全面满足材料温度压力的要求。在力热联合试验考核的基础上，满足设计工作的各项要求，促进了该项技术的发展创新。
参考文献
[1]程正翠.工业窑炉硅酸铝轻质高温保温隔热材料的制备[J].金属热处理， 2019，044（004）：59-61.
[2]锁浩，王伟，江胜君，等.耐高温气凝胶隔热材料研究进展[J].上海航天，2019，036（006）.
[3]杨杰，隋学叶，刘瑞祥，等.航天飞机及高超飞行器用刚性隔热材料研究进展[J].现代技术陶瓷，2015，（3）.25-29.
[4]李东辉，孙创，夏新林.多层隔热材料的热设计方法研究[J].宇航材料工艺，2013，（2）.22-25.
[5]戴珍，罗刚堂，董玲艳，等.轻质耐高温隔热材料及成型技术[J].宇航材料工艺，2020，50（2）.27-30.
[6]王雪闪，顾昊，邓诗峰，等.短切石英纤维增强含硅芳炔树脂泡沫性能研究[J].北京化工大学学报（自然科学版），2018，（6）.34-39.
[7]马秀萍，郭亚林，张祎.轻质烧蚀防热材料研究进展[J].航天制造技术，2018，（1）.2-6，11.
[8]邢亚娟，孙波，高坤，等.航天飞行器热防护系统及防热材料研究现状[J].宇航材料工艺，2018，（4）.9-15.
[9]魏杨，邓诗峰，李登同，等.一种含硅芳炔树脂泡沫的制备及性能[J].宇航材料工艺，2016，（3）.52-54.
关键词：轻质耐高温隔热材料;成型技术;结构配合度
中图分类号：TU 文献标识码：A 文章编号：（2020）-05-135
飞行器当中经常使用无机材料和有机材料作为隔热材料。常见的无机材料有气凝胶和陶瓷隔热瓦。其耐热性和隔热性较强，但是成型工艺的复杂度较高，也影响了有机防热层一体化复合。有机材料是一种以高聚合物为主的材料，成型加工优势明显，隔热性能优良，但密度较高，力学性能和耐热性能不理想。所以研究新型的隔热材料具有积极的现实意义。
1实验
1.1主要原料
实验过程中采用的主材有酚醛树脂、双酚A型环氧树脂、苯并噁嗪树脂、芳綸纤维，玻璃小球、质量分数高于98%的甲基三甲氧基硅烷，苯基三甲氧基硅烷、市场上常见的填料，所有试剂均没有经过纯化处理。
1.2制备方法
以合理的混合比例混合酚醛树脂、功能填料和纤维，最终得到短切纤维预固料。在平板模具当中放置适量的短切纤维预固料，采用模压固化成型的方式制作平板试片。深入研究预混料制备过程中的捏合时间、分散型、加压时间，选取最优的成型工艺。
1.3性能测试
使用热重分析仪组织复合材料热失重分析，测试中，应使其处于氮气环境，试验的温度从25℃，上升到800℃，以20℃/min升温，采用电子分析天平测试。依据测试的规范确定压缩强度，测试中采用万能试验机。同时依据行业规范落实比热容测试，采用国外引进的热常数测定仪完成热导率和比热容线胀系数的测试，严格执行技术规范，使用德国进口的线膨胀系数测定仪。
2结果
2.1耐高温树脂研究
隔热层基体树脂采用酚醛树脂，为优化酚醛树脂的耐热性，可从提高酚醛树脂的初始聚合度实现树脂改性，也可在酚醛树脂中应用无机元素，在树脂体系当中引入硼元素和硅元素。酚醛树脂改性后，选择四种酚醛树脂制备隔热层试片，考察材料的物理性能、热性能和力学性能。
基于试验结果不难看出，四种隔热层试片的导热率均为0.15W/（m·K）上下，比热容在1.0kJ上下。其中，A是普通酚醛树脂，其余树脂均为以A为基础经过改性处理的树脂材料。B树脂的聚合度显著提高，C树脂加入了硼元素，D树脂中加入了硅元素。为更好地了解材料的抗氧化性能，要在900℃的温度条件下将试样放入马弗炉中加热15分钟。试验后发现没有改性的酚醛树脂基合材料的质量保留率接近58%，C和D树脂材料中加入了适量的无机元素，复合材料的保留率为70%上下，这也充分证明，该种改性方式具有可靠性和可行性，改性后的树脂具有良好的耐热性和抗氧化性。
2.2隔热材料配制
基体树脂、纤维和填料是隔热材料中的主材。基体树脂是一种典型的连续相，决定了隔热层性能。纤维能够完善隔热的机械强度及高温条件下的抗剥蚀能力;填料能够严格控制材料密度，也可显著优化材料的耐热性。
2.2.1树脂性能改良
以前期研究为基础，为不断优化隔热层的力学性能，可采用苯并噁嗪树脂、环氧树脂、活性填料及表面活性剂优化酚醛树脂，制备隔热层试片。从测试结果中不难看出，经改善后，隔热层的密度、热导率和拉伸强度有所提升。为完善隔热层的性能，可结合材料性能和工艺需求，采取多种方式优化树脂性能。
2.2.2纤维种类研究
为控制隔热层密度，优化材料的力学性能，将有机纤维引入材料体系。芳纶纤维的密度低、拉伸强度较高，且具有较为显著的韧性优势。试验过程中引入适量的芳纶纤维制备隔热层试片，按照规范要求组织性能测试。结果显示，引入芳纶纤维能够降低材料的密度和导热率，也可提高比热容。其与纤维的性质具有紧密联系，同样要求芳纶具有较高的强度，如芳纶纤维和石英纤维的体积比例为2：1，能够降低材料密度，显著提高拉伸强度。
2.2.3填料优化
以空心玻璃小球作为主要填料，依据密堆积原理，在填料中添加其他类型的填料，如多种粒径的玻璃小球、云母和二氧化硅等材料，同时严格检验制备的隔热层性能。结果表明，填料中加入多种类型的空心玻璃小球，做好两种小球的复配工作，以增加隔热层密度和热导率。原有的空位被小球填满，提高空间的利用率和材料的强度。在填料试样中加入适量云母石，材料的密度显著提升，但是强度不升反降，这与材料分布不均有关。试样中加入白碳黑后，材料的密度和强度均显著升高。
2.3隔热材料性能优化及考核
优化材料配比和性能的过程中，制备了多个隔热材料，组织性能测试。测试结果显示，材料室温拉伸强度超过13MPa，200℃拉伸强度超过9MPa，压强在40MPa以上。三份试样中，试样1中加入空心玻璃小球，密度较低。试样2和3当中加入了功能性填料，材料的密度和力学性能得到改善，且在应用中可结合实际灵活调整。基于RTM工艺复合隔热层试片1与防热层，以此制备复合防隔热材料试片，并组织风洞试验考核，按照既定的参数模拟真实的防热机构，在湍流导管电弧风洞中完成试验。经风动烧蚀处理，防热层材料表面的平整度较高，无明显裂纹，以及鼓包或过度腐蚀问题，隔热层与防热层界面无明显分层问题，且底材背温度也可控制在140℃以内，充分满足设计要求。
3结束语
为全面解决工程化问题，上文制备了隔热层工艺件，充分印证了隔热层材料的性能及成型技术的稳定性、可靠性。利用RTM技术在隔热层组织了防热层成型，隔热层可全面满足材料温度压力的要求。在力热联合试验考核的基础上，满足设计工作的各项要求，促进了该项技术的发展创新。
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[8]邢亚娟，孙波，高坤，等.航天飞行器热防护系统及防热材料研究现状[J].宇航材料工艺，2018，（4）.9-15.
[9]魏杨，邓诗峰，李登同，等.一种含硅芳炔树脂泡沫的制备及性能[J].宇航材料工艺，2016，（3）.52-54.