(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202210963808.4 (22)申请日 2022.08.11 (71)申请人 湖北航聚科技有限公司 地址 432000 湖北省孝感市高新区京广大 道85号 (72)发明人 陈海亚　肖勇　黄赓乔　向世平　 周超　马雪松　周晓斌　鲁明涛　 (74)专利代理 机构 武汉智汇为专利代理事务所 (普通合伙) 42235 专利代理师 李恭渝 (51)Int.Cl. C08L 83/04(2006.01) C08L 83/08(2006.01) C08L 77/10(2006.01) C08L 79/08(2006.01)C08L 79/06(2006.01) C08K 3/34(2006.01) C08K 7/26(2006.01) C08K 3/26(2006.01) C08K 3/22(2006.01) C08K 7/06(2006.01) C08K 7/04(2006.01) C08K 7/14(2006.01) C08J 5/04(2006.01) (54)发明名称 一种低密度固体火箭发动机防热材料及其 制备方法 (57)摘要 本发明提供了种低密度固体火箭发动机防 热材料及其制备方法， 按重量份数计包括如下组 分： 基料100份， 补强填料10 ‑40份， 抗烧蚀填料 10‑40份， 结构填料10 ‑40份， 增粘助剂1 ‑5份， 隔 热填料1‑40份， 溶剂50 ‑70份； 结构填料包 括硬质 纤维填料和浆粕填料。 该低密度固体 火箭发动机 防热材料生产工艺简单， 制得的材料为 “三相”结 构， 具有极低的密度和优异的隔热性能。 硬质纤 维在材料中是起立体增强作用， 浆粕类纤维的作 用则是在二维平面上进行增强， 可抗开裂， 尤其 是避免纵深 “劈裂＂， 且利用了浆粕纤维的溶胀性 特性来形成空气相， 从而大幅度的降低材料整体 密度， 使密度可以达 到0.3‑0.4g/cm3。 权利要求书1页 说明书5页 附图1页 CN 115304918 A 2022.11.08 CN 115304918 A 1.一种低密度固体火箭发动机防热 材料， 其特征在于， 按重量份数计包括如下组分： 基料100份， 补强填料10 ‑40份， 抗烧蚀填料10 ‑40份， 结构填料10 ‑40份， 增粘助剂1 ‑5 份， 隔热填料1 ‑40份， 溶剂5 0‑70份； 所述结构填料包括硬质纤维填料和浆粕填料。 2.根据权利要求1所述的一种低密度固体火箭发动机防热材料， 其特征在于， 所述硬质 纤维填料包括碳化硅晶须、 陶瓷纤维、 芳纶纤维、 玻璃纤维、 碳纤维、 莫来石纤维石英纤维、 聚酰亚胺纤维、 聚苯撑苯并二噁唑纤维中的一种或多种。 3.根据权利要求1所述的一种低密度固体火箭发动机防热材料， 其特征在于， 所述浆粕 填料包括 芳纶浆粕、 聚酰 亚胺浆粕、 聚苯撑苯并二噁唑浆粕中的一种或多种。 4.根据权利要求1所述的一种低密度固体火箭发动机防热材料， 其特征在于， 所述硬质 纤维填料和浆粕填料的质量比为(3 ‑5):1。 5.根据权利要求1所述的一种低密度固体火箭发动机防热材料， 其特征在于， 所述基料 包括苯基硅橡胶、 苯基硅树脂、 甲基硅橡胶、 甲基硅树脂、 乙基硅橡胶、 乙基硅树脂、 苯撑硅 橡胶、 苯撑 硅树脂、 苯醚撑 硅橡胶、 苯醚撑 硅树脂、 氟硅 橡胶、 氟硅树脂中的一种或多种。 6.根据权利要求1所述的一种低密度固体火箭发动机防热材料， 其特征在于， 所述补强 填料包括白炭黑、 炭黑、 轻质碳酸钙、 硅微粉、 有机蒙脱土、 多乙烯基聚硅氧烷、 纳米氧化铝 中的一种或多种； 所述抗烧蚀填料包括氧化锆粉、 氧化铝粉、 石英粉、 莫来石粉、 三氧化二铁粉、 氧化锌 粉、 碳化硅粉和芳纶粉中的一种或多种； 所述 抗烧蚀填料的尺寸 为300‑600目。 7.根据权利要求1所述的一种低密度固体火箭发动机防热材料， 其特征在于， 所述增粘 助剂包括硅烷偶联剂、 硅硼硅氧烷、 钛 酸酯偶联剂、 铝酸酯偶联剂的一种或多种。 8.根据权利要求1所述的一种低密度固体火箭发动机防热材料， 其特征在于， 所述隔热 填料包括软木粉、 气 凝胶粉、 空心玻璃微珠、 酚醛空心 微球、 硅树脂微球中的一种或多种， 所 述隔热填料的尺寸 为600‑1200目； 所述溶剂包括 正己烷、 正庚烷、 乙酸乙酯、 乙酸 丁酯、 甲苯、 二甲苯中的一种或多种。 9.根据权利要求1所述的一种低密度固体火箭发动机防热材料， 其特征在于， 所述硬质 纤维填料的直径为2 ‑20 μm， 长径比为(10 ‑50):1。 10.如权利要求1 ‑9任意一项所述的一种低密度固体火箭发动机防热材料的制备方法， 其特征在于， 包括以下步骤： S1、 按质量称取基料、 补强填料、 抗烧蚀填料、 结构填料和增粘助剂进行混炼， 得到混炼 料； S2、 按质量称取混 炼料、 隔热填料和溶剂搅拌均匀， 得到防热 材料； S3、 将得到的防热 材料通过刮涂成型或用喷涂 工艺成型； 室温下固化。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 115304918 A 2一种低密 度固体火箭发动机防热材料及其制备方 法 技术领域 [0001]本发明涉及防隔热材料技术领域， 具体涉及一种低密度固体火箭发动机防热材料 及其制备 方法。 背景技术 [0002]飞行器在大气层内高速飞行时， 高速气流在飞行器外表面受到压缩， 大量动能转 化为热能， 导致气流温度急剧升高， 因而必须对飞行器外表面进行热防护。 目前， 已有许多 关于飞行器防隔热 材料的研究。 [0003]专利CN 109266212  A提出了一种低密度高性能防热涂层， 该材料采用硅橡胶填充 玻璃空心球和气相白炭黑， 具有密度低和导热系 数低等特点， 但该系列的防热材料密度为 0.5‑0.7g/cm3， 导热系数≤0.14W/(m ·k)， 由于空心微球密度和添加份数的限制， 无法进一 步降低涂层材 料的密度和导热系数， 限制了其 性能的提升和应用领域。 [0004]专利CN109294238A提出了一种轻质高弹耐烧 蚀隔热材料及其制备方法， 该材料由 热硫化硅橡胶、 硼酚醛树脂、 六亚甲基四胺、 白炭黑、 羟基硅油、 轻质耐烧蚀填料、 硫化剂、 均 三甲苯和纤维组成， 通过混炼、 塑炼、 密炼、 分段多次发泡硫化 成型， 具有良好的弹性和耐烧 蚀性能， 但密度较高0.6 ‑0.8/cm3， 成型工艺也相对复杂， 需要经过多段(90℃， 150℃， 170 ℃， 190℃)高温发泡， 对设备要求较高， 能耗大。 [0005]专利CN109796772A提出了一种气源微发泡碳层的柔性耐烧 蚀复合材料， 该材料由 硅橡胶、 纤维、 白炭黑、 气源物质 、 固化剂和催化剂组成， 室温模压成型， 具有良好的耐烧蚀 性能， 但是 该材料导热系数0.18 ‑0.29W/(m·k)， 隔热性能不佳。 [0006]从现有的热防护技术可知， 现有热防护材料降低密度的方法主要有以下两种： 1、 通过添加低密度填料降低材料密度； 2、 通过添加发泡剂使材料发泡降低材料密度。 通过添 加低密度填料降低材料密度的方法受材料力学性能和填料密度的限制， 无法进一步降低材 料密度； 通过添加发泡剂使材料发泡降低材料密度的方法材料发泡过程受温度影响较大， 材料外形面难以控制， 材料性能一致性难以得到有效保障， 另外， 高温硫化 发泡材料还具有 工艺复杂的缺 点。 因此， 亟 待进一步研发一种工艺简单、 形面可控的低密度隔热 材料。 发明内容 [0007]针对现有技术中的问题， 本发明提供了种低密度固体火箭发动机防热材料及 其制 备方法， 该低密度固体火箭 发动机防热材料生产工艺简单， 制得的材料为 “三相”结构， 具有 极低的密度和优异的隔热性能。 [0008]为了实现上述目的， 本发明的技术方案具体如下： 一种低密度 固体火箭发动机防 热材料， 按重量份数计包括如下组分： [0009]基料100份， 补强填料10 ‑40份， 抗烧蚀填料10 ‑40份， 结构填料10 ‑40份， 增粘助剂 1‑5份， 隔热填料1 ‑40份， 溶剂5 0‑70份； [0010]所述结构填料包括硬质纤维填料和浆粕填料。说　明　书 1/5 页 3 CN 115304918 A 3