1.本实用新型涉及航空航天隔热构件领域，尤其是涉及一种航空航天飞行器用碳/碳复合材料隔热瓦。
背景技术：2.航空航天飞行器在穿越大气层中或在大气层中飞行时，机身和空气摩擦产生巨大热量，飞行器表面温度可达1400℃-2600℃，处于极端气动加热环境。为使航空航天飞行器能够承受高温考验，需要使用质量轻且耐高温的保温材料做成隔热瓦片覆盖在飞行器表面，起被动隔热作用。目前一般采用陶瓷纤维作为隔热瓦的主要材料体系。但陶瓷纤维隔热瓦使用温度仅为1200℃-1500℃，不能承受更高的温度，且高温力学性能差，因此，陶瓷纤维材料的隔热瓦限制了超高速飞行器的发展。如中国发明专利公开号为cn106946579a公开了一种以石英陶瓷纤维为主，碳化硅纤维和莫来石纤维为辅的三元纤维复合陶瓷隔热瓦制备方法，该陶瓷纤维隔热瓦最高使用温度仅为1500℃，且力学性能低，拉伸强度仅为0.4mpa。
3.随着航空航天飞行器速度的不断提高，对隔热瓦的使用工况提出了更高的要求，需研发2600℃高温力学性能稳定的隔热瓦，以满足航空航天飞行器超高速发展趋势。
技术实现要素：4.本实用新型的目的是提供一种航空航天飞行器用碳/碳复合材料隔热瓦，解决目前航空航天飞行器用隔热瓦高温力学性能差的问题。
5.本实用新型解决其技术问题所采用的技术方案是：一种航空航天飞行器用碳/碳复合材料隔热瓦，包括顺次叠加设置的高密度碳/碳复合材料层、树脂碳基体过渡层、低密度碳/碳复合材料层和热解碳涂层。
6.进一步的，所述高密度碳/碳复合材料层的材料为高密度碳/碳复合材料，密度为1.2-1.8g/cm3；所述低密度碳/碳复合材料层的材料为低密度碳/碳复合材料，密度为0.8-1.2g/cm3。碳/碳复合材料是以碳纤维及其织物为增强相，以碳为基体组成的纯碳多相结构复合材料，根据不同沉积周期获得的密度与性能不同，分为低密度碳/碳复合材料和高密度碳/碳复合材料。
7.优选的，所述高密度碳/碳复合材料层的厚度为12mm-25mm，所述树脂碳基体过渡层的厚度为0.5mm-1mm，所述低密度碳/碳复合材料层的厚度为12mm-25mm，所述热解碳涂层的厚度为0.1mm-0.2mm。
8.优选的，所述高密度碳/碳复合材料的密度为1.8g/cm3；低密度碳/碳复合材料的密度为1.2g/cm3。
9.优选的，所述高密度碳/碳复合材料层和低密度碳/碳复合材料层的厚度为24mm，所述热解碳涂层的厚度为0.2mm。
10.本实用新型的有益效果：本实用新型制备的隔热瓦，可耐2600
°
的高温，且在高温下力学性能良好，比传统陶瓷纤维隔热板更能耐高温，力学性能更好。该隔热瓦还具有隔热
性能高，热导率低，抗热冲击性能好等优先，同时，该隔热瓦抗腐蚀、耐磨损，能抵御风雨、冰雹等自然环境侵蚀，使用寿命长，还能减小搬运、安装过程中对材料的损伤。
11.以下将结合附图和实施例，对本实用新型进行较为详细的说明。
附图说明
12.图1为本实用新型的剖视图。
具体实施方式
13.实施例1：
14.如图1所示，一种航空航天飞行器用碳/碳复合材料隔热瓦，包括由内到外顺次叠加设置的高密度碳/碳复合材料层1、树脂碳基体过渡层2、低密度碳/碳复合材料层3和热解碳涂层4。
15.所述高密度碳/碳复合材料层1的材料为高密度碳/碳复合材料，密度为1.2g/cm3，厚度为12mm；所述低密度碳/碳复合材料层3的材料为低密度碳/碳复合材料，密度为0.8g/cm3，厚度为12mm；所述热解碳涂层4的厚度为0.1mm，材料为热解碳；所述树脂碳基体过渡层2的厚度为1mm，树脂碳基体过渡层2由有机树脂经高温碳化、固压后形成，使不同密度的碳/碳复合材料通过分子结构紧密结合一起。所述有机树脂为酚醛树脂或双酚树脂。通过以上材料制备而成的隔热瓦为正六边形板材或方形板材；密度为1.0g/cm3，密度轻，能够有效减轻飞行器重量。其中：低密度碳/碳复合材料提供了良好的隔热性能，高密度碳/碳复合材料具有优异的高温力学性能，通过碳/碳隔热瓦结构的优化设计，实现了隔热效果和高温力学性能的综合性能，同时，表面的热解碳涂层起高温抗氧化、抗侵蚀作用。
16.实施例2：
17.如图1所示，一种航空航天飞行器用碳/碳复合材料隔热瓦，包括由内到外顺次叠加设置的高密度碳/碳复合材料层1、树脂碳基体过渡层2、低密度碳/碳复合材料层3和热解碳涂层4。
18.所述高密度碳/碳复合材料层1的材料为高密度碳/碳复合材料，密度为1.5g/cm3，厚度为12mm；所述低密度碳/碳复合材料层3的材料为低密度碳/碳复合材料，密度为1.0g/cm3，厚度为12mm；所述热解碳涂层4的厚度为0.1mm,所述树脂碳基体过渡层2的厚度为1mm。制成的隔热瓦密度为1.25g/cm3。其他同实施例1。
19.实施例3：
20.如图1所示，一种航空航天飞行器用碳/碳复合材料隔热瓦，包括由内到外顺次叠加设置的高密度碳/碳复合材料层1、树脂碳基体过渡层2、低密度碳/碳复合材料层3和热解碳涂层4。
21.所述高密度碳/碳复合材料层1的材料为高密度碳/碳复合材料，密度为1.8g/cm3，厚度为24mm；所述低密度碳/碳复合材料层3的材料为低密度碳/碳复合材料，密度为1.2g/cm3，厚度为24mm；所述热解碳涂层4的厚度为0.2mm,所述树脂碳基体过渡层2的厚度为2mm。制成的隔热瓦密度为1.5g/cm3。其他同实施例1。
22.表1为实施例1至3制备的隔热瓦性能对照表。
[0023][0024][0025]
以上结合附图对本实用新型进行了示例性描述。显然，本实用新型具体实现并不受上述方式的限制。只要是采用了本实用新型的方法构思和技术方案进行的各种非实质性的改进；或未经改进，将本实用新型的上述构思和技术方案直接应用于其它场合的，均在本实用新型的保护范围之内。
技术特征：1.一种航空航天飞行器用碳/碳复合材料隔热瓦，其特征在于：包括顺次叠加设置的高密度碳/碳复合材料层(1)、树脂碳基体过渡层(2)、低密度碳/碳复合材料层(3)和热解碳涂层(4)。2.如权利要求1所述的航空航天飞行器用碳/碳复合材料隔热瓦，其特征在于：所述高密度碳/碳复合材料层(1)的材料为高密度碳/碳复合材料，密度为1.2-1.8g/cm3；所述低密度碳/碳复合材料层(3)的材料为低密度碳/碳复合材料，密度为0.8-1.2g/cm3。3.如权利要求2所述的航空航天飞行器用碳/碳复合材料隔热瓦，其特征在于：所述高密度碳/碳复合材料层(1)的厚度为12mm-25mm，所述树脂碳基体过渡层(2)的厚度为0.5mm-1mm，所述低密度碳/碳复合材料层(3)的厚度为12mm-25mm，所述热解碳涂层(4)的厚度为0.1mm-0.2mm。4.如权利要求3所述的航空航天飞行器用碳/碳复合材料隔热瓦，其特征在于：所述高密度碳/碳复合材料的密度为1.8g/cm3；低密度碳/碳复合材料的密度为1.2g/cm3。5.如权利要求4所述的航空航天飞行器用碳/碳复合材料隔热瓦，其特征在于：所述高密度碳/碳复合材料层(1)和低密度碳/碳复合材料层(3)的厚度为24mm，所述热解碳涂层(4)的厚度为0.2mm。
技术总结本实用新型公开了一种航空航天飞行器用碳/碳复合材料隔热瓦，包括顺次叠加设置的高密度碳/碳复合材料层、树脂碳基体过渡层、低密度碳/碳复合材料层和热解碳涂层。所述高密度碳/碳复合材料层的材料为高密度碳/碳复合材料，密度为1.2-1.8g/cm3；所述低密度碳/碳复合材料层的材料为低密度碳/碳复合材料，密度为0.8-1.2g/cm3。所述高密度碳/碳复合材料层的厚度为12mm-25mm，所述树脂碳基体过渡层的厚度为0.5mm-1mm，所述低密度碳/碳复合材料层的厚度为12mm-25mm，所述热解碳涂层的厚度为0.1mm-0.2mm。本实用新型具有耐高温、耐磨损的优点，且在高温下力学性能好，可广泛应用于航空航天飞行器隔热材料领域。空航天飞行器隔热材料领域。空航天飞行器隔热材料领域。
技术研发人员：陈凯 孔令华 贾光东
受保护的技术使用者：德翼高科（杭州）科技有限公司
技术研发日：2021.12.17
技术公布日：2022/7/5
