一种基于可焓变纳米隔热材料的飞行参数记录器热防护套

技术领域

本发明涉及一种飞行参数记录器领域，特别是一种基于可焓变纳米隔热材料的飞行参数记录器热防护套。

背景技术

飞行参数记录器用于记录飞机的工作状态与飞行员的操作情况，为飞行事故调查提供客观有效的依据。为使记录器中的数据在坠机后能完整保存，飞行参数记录器需要具有抗高温火烧(1100℃)与中温烘烤(260℃)的幸存能力。欧洲航空设备组织的ED-112《抗坠毁机载记录系统最低工作性能要求》以及美国联邦航空局的TSO-C124b《飞行数据记录系统技术标准》均规定了飞行参数记录器需耐受900～1100℃火焰烧蚀至少1小时的要求。在此隔热要求基础上，新型无人机和军用战机航电系统对飞行参数记录器的重量和体积也做出了很高的要求，需要飞行参数记录器尽可能的减重和降体积。

现有的飞参热防护方法，使用热反射、隔热、储热手段来提升飞行参数记录器热防护能力，装配结构复杂且难以进一步降低总体重量和体积。因此需要新型多隔热功能的热防护材料和热防护结构来进一步提高飞行参数记录器整体的热防护能力与结构紧凑度，以此达到减重、降体积的要求。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于可焓变纳米隔热材料的飞行参数记录器热防护套，增强飞行参数记录器的结构紧凑度，降低装配难度，同时实现在保证隔热性能的条件下，降低飞行参数记录器的重量和体积。

本发明解决技术的方案是：一种基于可焓变纳米隔热材料的飞行参数记录器热防护套，该保护套包括可焓变纳米隔热内衬、外结构壳体、热反射涂层、内密封壳体、内密封填料和N个透气通道，N大于等于1；

可焓变纳米隔热内衬安装在外结构壳体内部，内密封壳体的外侧，与二者直接接触；内密封壳体、被保护数据芯片和密封填料均位于可焓变纳米隔热内衬内部，被保护数据芯片安装于内密封壳体的中心位置，被保护数据芯片与内密封壳体之间填充密封填料；各透气通道设置在外结构壳体结构中，透气通道内开口与可焓变纳米隔热内衬接触，外开口与外界接触，透气通道内填充密封材料，常温下，该密封材料用于气密密封；在火烧状态下，可焓变纳米隔热内衬兼具隔热和焓变吸热作用，其焓变后的气态产物在飞行参数记录器外结构壳体表面形成气膜，减缓火焰对飞行参数记录器的对流传热，密封填料用于防止气态产物渗透进内密封壳体与被保护的数据芯片接触，透气通道内的密封材料烧蚀、挥发，使透气通道连通外界空间与可焓变纳米隔热内衬。

优选地，所述透气通道有内螺纹结构。

优选地，所述内置密封材料的透气通道在常温下能够通过0.4MPa/1h气密密封试验考核。

优选地，1100℃高温火烧条件下，透气通道内的密封材料能够在10min内烧蚀、挥发，使得透气通道的开孔面积比例大于80％。

优选地，所述可焓变纳米隔热内衬的密度为0.45～0.8g/cm

优选地，所述可焓变纳米隔热内衬材质为可焓变纳米隔热材料，由耐高温纳米粉末、可焓变材料纳米粉末、陶瓷增强纤维、遮光剂粉末构成，其中，耐高温纳米粉末为纳米氧化硅、纳米氧化铝、纳米莫来石中的一种或几种；可焓变材料纳米粉末为氢氧化铝、硼酸、水合氯化镁、碳酸钙、碳酸锂的一种或几种，陶瓷增强纤维为石英短切纤维、玻璃短切纤维、氧化锆纤维、氮化硅短切纤维、莫来石纤维、氧化铝纤维、高硅氧纤维、玄武岩纤维、碳化硅纤维中的一种或几种，遮光剂粉末为碳化硅粉末、氧化钛粉末、氧化锆粉末、硅酸锆粉末、氧化铬粉末、氧化铁粉末中的一种或几种。

优选地，所述可焓变纳米隔热内衬的组分及其密度根据如下方法确定：

S1、设置可焓变纳米隔热材料的初始整体密度；

S2、根据被保护数据芯片的耐温许用温度选择可焓变材料纳米粉末，在潜焓变温度高于被保护数据芯片的耐温许用温度的范围内选择潜焓热值最高的可焓变材料纳米粉末；

S3、按照预设的比例，制备出可焓变纳米隔热材料样件使得可焓变纳米隔热材料的密度为步骤S1确定的初始整体密度；

S4、对可焓变纳米隔热材料样件进行热导率测试和差热分析，得到可焓变纳米隔热材料的实际热导率、潜焓变温度点和潜焓热值；

S5、根据可焓变纳米隔热材料样件的实际热导率、潜焓变温度点和潜焓热值，采用火烧试验热场仿真流程，进行火烧试验热场仿真，得到使被保护数据芯片的温度不超过耐温许用温度的可焓变纳米隔热内衬厚度；

S6、判断可焓变纳米隔热内衬厚度是否满足预设厚度要求，如果满足，则进入步骤S7，如果不满足，增大可焓变材料的填加比例，重新执行步骤S3～步骤S6；

S7、进行实际火烧试验考核，若火烧试验后被保护数据芯片最终温度Tc,ex低于被保护数据芯片耐温许用温度，则进入步骤S8；若芯片超出芯片耐温许用温度，比较火烧试验后被保护数据芯片最终温度T

优选地，所述初始整体密度与整体密度上限的关系为：ρ

优选地，所述步骤S3中可焓变纳米隔热材料样件中各组分预设比例为：可焓变材料纳米粉末初始添加比例为20～40wt％，其余组分为高温纳米粉末，占比40～65wt％、陶瓷增强纤维占比为5～10wt％以及遮光剂粉末占比为5～10wt％。

优选地，所述制备可焓变纳米隔热内衬的步骤如下：

S3.1、将可焓变材料纳米粉末与耐高温纳米粉末按照质量比例2：1进行混合及分散；

S3.2、使用球磨机对分散后的混合粉末进行研磨，使其中的可焓变材料纳米粉末研磨至800nm粒径以下；

S3.3、将研磨后的混合粉末与剩余的耐高温纳米粉末、遮光剂粉末以及陶瓷增强纤维进行混料；

S3.4、根据可焓变纳米隔热材料的初始整体密度，将混合后的原料进行干法模压成型，制备成可焓变纳米隔热材料，作为可焓变纳米隔热内衬的毛坯；

S3.5、根据可焓变纳米隔热内衬厚度，采用铣床加工制备出的可焓变纳米隔热内衬的毛坯，铣出用于装配内密封壳体的形状。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)、本发明使用隔热/吸热一体化的可焓变纳米隔热材料制作飞行参数记录器热防护结构，可以同时实现隔热(热导率<0.03W/(m·K))和焓变吸热(潜焓吸热量>600kJ/kg)，从而有效降低流入飞行参数记录器的热量；

(2)、本发明使用可焓变纳米隔热材料整合替代了单一相变隔热材料和单一隔热材料，可以取消相变材料与隔热材料的分隔装置，减少飞行参数记录器的重量；

(3)、本发明使用可焓变纳米隔热材料，固-气相变的物理吸热过程或热解放气的化学吸热过程。相变后的气态相变产物或化学反应的气化产物可以通过高温透气孔排出，在飞行参数记录器表面形成气膜，降低高温火焰对飞行参数记录器的传热量；

(4)、本发明使用的可焓变纳米隔热材料将吸热的可焓变材料复合到隔热材料中，无需再在飞行参数记录器中封装相变材料，降低了工艺复杂性和成本；

(5)、本发明所使用的可焓变纳米隔热材料与热反射涂层属于无机材料，均不会发生老化变质，可以确保飞行参数记录器热防护功能的长期有效。

附图说明

图1为本发明实施例基于可焓变纳米隔热材料的飞行参数记录器热防护壳体结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

图1为一种基于可焓变纳米隔热材料的飞行参数记录器热防护套结构示意图，由图1可知，本发明提供的一种基于可焓变纳米隔热材料的飞行参数记录器热防护套，包括可焓变纳米隔热内衬3、外结构壳体2、热反射涂层1、内密封壳体7、内密封填料6和N个透气通道4，N大于等于1。其中，可焓变纳米隔热内衬3安装在外结构壳体2内部，内密封壳体7的外侧，与外结构壳体2和内密封壳体7直接接触。被保护数据芯片5安装于内密封壳体7的中心位置，被保护数据芯片5与内密封壳体7之间填充密封填料6；各透气通道4设置在外结构壳体2结构中，透气通道4内开口与可焓变纳米隔热内衬3接触，外开口与外界接触，透气通道4内填充密封材料，常温下，该密封材料用于气密密封。

可焓变纳米隔热内衬3兼具隔热和焓变吸热作用，其焓变后的气态产物在飞行参数记录器外结构壳体2表面形成气膜，减缓火焰对飞行参数记录器的对流传热，密封填料6用于防止焓变后的气态产物渗透进内密封壳体7从而与被保护数据芯片5接触；透气通道4内的密封材料烧蚀、挥发后，使透气通道4连通外界空间与可焓变纳米隔热内衬3。

本发明的飞行参数记录器热防护套综合使用纳米隔热技术、相变/热解吸热技术、热面热反射技术和表面气膜阻隔热对流的隔热手段。其中，可焓变纳米隔热材料兼具纳米隔热、相变/热解吸热、气膜阻隔热对流的功能，表面热反射涂层可以实现表面热反射功能。

可焓变纳米隔热内衬3材质为可焓变纳米隔热材料，由耐高温纳米粉末(纳米氧化硅、纳米氧化铝、纳米莫来石中的一种或几种)、可焓变材料纳米粉末(氢氧化铝、硼酸、水合氯化镁、碳酸钙、碳酸锂的一种或几种)、陶瓷增强纤维(石英短切纤维、玻璃短切纤维、氧化锆纤维、氮化硅短切纤维、莫来石纤维、氧化铝纤维、高硅氧纤维、玄武岩纤维、碳化硅纤维中的一种或几种)、遮光剂粉末(碳化硅粉末、氧化钛粉末、氧化锆粉末、硅酸锆粉末、氧化铬粉末、氧化铁粉末中的一种或几种)构成，将耐高温纳米粉末、焓变纳米粉末和遮光剂颗粒、增强纤维混合均匀后，经干法模压成型制备出隔热性能优异的可焓变纳米隔热材料，再经机加工成型为所需形状的可焓变纳米隔热内衬3。

所述可焓变纳米隔热内衬3的组分及其密度根据如下方法确定：

S1、设置可焓变纳米隔热材料的初始整体密度；所述初始整体密度与整体密度上限的关系为：ρ

S2、根据被保护数据芯片5的耐温许用温度选择可焓变材料纳米粉末，在潜焓变温度高于被保护数据芯片5的耐温许用温度的范围内选择潜焓热值最高的可焓变材料纳米粉末；

S3、按照预设的比例，制备出可焓变纳米隔热材料样件使得可焓变纳米隔热材料的密度为步骤S1确定的初始整体密度；

可焓变纳米隔热材料样件中各组分预设比例为：可焓变材料纳米粉末初始添加比例为20～40wt％，其余组分为高温纳米粉末，占比40～65wt％、陶瓷增强纤维占比为5～10wt％以及遮光剂粉末占比为5～10wt％。

S4、对可焓变纳米隔热材料样件进行热导率测试和差热分析，得到可焓变纳米隔热材料的实际热导率、潜焓变温度点和潜焓热值；

S5、根据可焓变纳米隔热材料样件的实际热导率、潜焓变温度点和潜焓热值，采用火烧试验热场仿真流程，进行火烧试验热场仿真，得到使被保护数据芯片5的温度不超过耐温许用温度的可焓变纳米隔热内衬3厚度；

S6、判断可焓变纳米隔热内衬3厚度是否满足预设厚度要求，如果满足，则进入步骤S7，如果不满足，增大可焓变材料的填加比例，重新执行步骤S3～步骤S6；

S7、进行实际火烧试验考核，若火烧试验后被保护数据芯片5最终温度Tc,ex低于被保护数据芯片5耐温许用温度，则进入步骤S8；若芯片超出芯片耐温许用温度，比较火烧试验后被保护数据芯片5最终温度T

透气通道4在未经火烧条件下为封闭状态，内部填充密封填料(硅橡胶、柔性石墨、氟橡胶、聚四氟乙烯、合成树脂中的一种或几种)。在火烧状态下，即外结构壳体温度高于可焓变纳米隔热材料的潜焓变温度点时，密封填料失效，连通可焓变纳米隔热材料与外界，排出气体产物，在外结构壳体2的外表面形成气膜保护层，阻碍高温火焰对外结构壳体2的表面对流传热。

外结构壳体2为采用铸造工艺制作,钢材冶炼时加入Mo、Al、Nb、Ta等强化元素，构成一种马氏体沉淀硬化不锈钢,经过固溶和时效处理后,同时具有强度与高韧性。外结构壳体2的抗拉强度≥1310MPa、冲击韧性≥126J/cm

热反射涂层1附着在外结构壳体2表面，厚度为20-80μm，热辐射系数高于0.85，具备耐湿热、酸碱腐蚀和耐老化性能。

优选地，所述透气通道4有内螺纹结构，所述内置密封材料的透气通道4在常温下能够通过0.4MPa/1h气密密封试验考核。

优选地，1100℃高温火烧条件下，透气通道4内的密封材料能够在10min内烧蚀、挥发，使得透气通道4的开孔面积比例大于80％。

优选地，所述可焓变纳米隔热内衬3的密度为0.45～0.8g/cm

所述制备可焓变纳米隔热内衬3的步骤如下：

S3.1、将可焓变材料纳米粉末与耐高温纳米粉末按照质量比例2：1进行混合及分散；

S3.2、使用球磨机对分散后的混合粉末进行研磨，使其中的可焓变材料纳米粉末研磨至800nm粒径以下；

S3.3、将研磨后的混合粉末与剩余的耐高温纳米粉末、遮光剂粉末以及陶瓷增强纤维进行混料；

S3.4、根据可焓变纳米隔热材料的初始整体密度，将混合后的原料进行干法模压成型，制备成可焓变纳米隔热材料，作为可焓变纳米隔热内衬3的毛坯；

S3.5、根据可焓变纳米隔热内衬3厚度，采用铣床加工制备出的可焓变纳米隔热内衬3的毛坯，铣床刀速不低于5000r/min，慢速进刀，铣出用于装配内密封壳体7的空间。

飞行参数记录器热防护套具体制作实施例及步骤如下：

实施例1：

步骤一：

制作可焓变纳米隔热内衬3，具体如下：

根据上述方法，确定所需可焓变的纳米隔热材料的热导率及密度。

根据材料密度制备可焓变纳米隔热材料。称取240g焓变材料粉末与120g纳米氧化硅粉末进行混合及分散，再使用球磨机对分散后的混合粉末进行研磨，使得可焓变材料粉末研磨至800nm粒径以下。将研磨后的焓变材料与纳米氧化硅的混合物与195g纳米氧化硅粉末、61g遮光剂粉末以及50g陶瓷增强纤维进行混料。根据所需密度，将混合后的原料进行模压，制备成可焓变纳米隔热材料，作为可焓变纳米隔热内衬3的毛坯。

制备出的可焓变纳米隔热材料的性能为：热导率0.0246W/(m·K)、潜焓变化温度200-260℃、潜焓变量680J/kg。

采用铣床加工制备出的可焓变纳米隔热内衬3的毛坯，铣床刀速不低于5000r/min，慢速进刀，铣出用于装配内密封壳体7的空间。加工完成后，可焓变纳米隔热内衬3的切削面均匀一致，无明显凹坑与裂纹。

步骤二：

制作的外结构壳体2及热反射涂层1，具体如下：

采用铸造工艺或3D打印方式制作外结构壳体2，材质为耐高温马氏体钢、耐高温奥氏体钢、耐高温钛合金中的一种。制成的外结构壳体2的抗拉强度≥1310MPa，冲击韧性≥126J/cm

在外结构壳体2外表面制作热反射涂层1，制作方法参照中国专利CN106228636。涂层总厚度20-80μm，室温干燥24h固化，固化后热反射涂层的热辐射系数大于0.85，颜色为灰色。

在外结构壳体2上制作高温透气通道4，加工方式为转孔加工。高温透气通道4为通孔，直径为2.5mm，内部有螺纹结构。通孔内侧连接可焓变纳米隔热内衬3，外侧连接外环境。在机加工出的通孔内侧灌注环氧树脂密封材料。环氧树脂通过抽真空灌注，灌注完成后在常温、常压下静置4小时进行固化。常温状态下，高温透气通道4保持密封状态，可以通过0.4MPa/24h气密密封试验考核。1100℃高温火烧条件下，高温透气通道4内的密封材料可在10min内烧蚀、挥发，开孔面积比例大于80％。

步骤三：

制作内密封壳体7与安装数据芯片5。内密封壳体7材质为不锈钢、钛合金、铝合金材质中的一种，分为内密封壳体底盖和内密封壳体底盖罐体两部分。先将数据芯片5封装在绝缘硅胶密封材料中，再安装至内密封壳体底盖罐体中心位置，随后内密封壳体底盖与内密封壳体罐体连接。连接方式为螺纹密封连接，连接缝位置涂抹绝缘硅胶进一步密封。一个批次的内密封壳体7在总数中抽样5％，进行60MPa/30d水密密封试验，观察有无水渗入罐体内部。通过密封标准后可以安装至飞行参数记录器内部。

实施例2：

步骤一：

制作可焓变纳米隔热内衬3，具体如下：

根据上述分析方法，确定所需可焓变的纳米隔热材料的热导率及密度。

根据材料密度制备可焓变纳米隔热材料。称取180g焓变材料粉末与90g纳米氧化铝粉末进行混合及分散，再使用球磨机对分散后的混合粉末进行研磨，使得可焓变材料粉末研磨至800nm粒径以下。将研磨后的焓变材料与纳米氧化硅的混合物与260g纳米氧化铝粉末、59g遮光剂粉末以及55g陶瓷增强纤维进行混料。根据所需密度，将混合后的原料进行模压，制备成可焓变纳米隔热材料，作为可焓变纳米隔热内衬3的毛坯。

制备出的可焓变纳米隔热材料的性能为：热导率0.0248W/(m·K)、潜焓变化温度110-180℃、潜焓变量750kJ/kg。

采用铣床加工制备出的可焓变纳米隔热内衬3的毛坯，铣床刀速不低于5000r/min，慢速进刀，铣出用于装配内密封壳体7的空间。加工完成后，可焓变纳米隔热内衬3的切削面均匀一致，无明显凹坑与裂纹。

步骤二：

制作的外结构壳体2及热反射涂层1，具体如下：

采用铸造工艺或3D打印方式制作外结构壳体2，材质为耐高温马氏体钢、耐高温奥氏体钢、耐高温钛合金中的一种。制成的外结构壳体2的抗拉强度≥1310MPa，冲击韧性≥126J/cm

在外结构壳体2外表面制作热反射涂层1，制作方法参照中国专利CN106228636。涂层总厚度20-80μm，室温干燥24h固化，固化后热反射涂层的热辐射系数大于0.85，颜色为灰色。

在外结构壳体2上制作高温透气通道4，加工方式为转孔加工。高温透气通道4为通孔，直径为2.5mm，内部有螺纹结构。通孔内侧连接可焓变纳米隔热内衬3，外侧连接外环境。在机加工出的通孔内侧灌注室温硫化硅橡胶密封材料。室温硫化硅橡胶通过抽真空灌注，灌注完成后在常温、常压下进行硫化，硫化4小时后固化成型。常温状态下，高温透气通道4保持密封状态，可以通过0.4MPa/24h气密密封试验考核。1100℃高温火烧条件下，高温透气通道4内的密封材料可在10min内烧蚀、挥发，开孔面积比例大于70％。

步骤三：

制作内密封壳体7与安装数据芯片5。内密封壳体7材质为不锈钢、钛合金、铝合金材质中的一种，分为内密封壳体底盖和内密封壳体底盖罐体两部分。先将数据芯片5封装在绝缘硅胶密封材料中，再安装至内密封壳体底盖罐体中心位置，随后内密封壳体底盖与内密封壳体罐体连接。连接方式为螺纹密封连接，连接缝位置涂抹绝缘硅胶进一步密封。一个批次的内密封壳体7在总数中抽样5％，进行60MPa/30d水密密封试验，观察有无水渗入罐体内部。通过密封标准后可以安装至飞行参数记录器内部。

实施例3：

步骤一：

制作可焓变纳米隔热内衬3，具体如下：

根据上述分析方法，确定所需可焓变的纳米隔热材料的热导率及密度。

根据材料密度制备可焓变纳米隔热材料。称取155g焓变材料粉末与80g纳米氧化铝粉末进行混合及分散，再使用球磨机对分散后的混合粉末进行研磨，使得可焓变材料粉末研磨至900nm粒径以下。将研磨后的焓变材料与纳米氧化硅的混合物与320g纳米氧化铝粉末、59g遮光剂粉末以及52g陶瓷增强纤维进行混料。根据所需密度，将混合后的原料进行模压，制备成可焓变纳米隔热材料，作为可焓变纳米隔热内衬3的毛坯。

制备出的可焓变纳米隔热材料的性能为：热导率0.0247W/(m·K)、潜焓变化温度116-240℃、潜焓变量755kJ/kg。

采用铣床加工制备出的可焓变纳米隔热内衬3的毛坯，铣床刀速不低于5000r/min，慢速进刀，铣出用于装配内密封壳体7的空间。加工完成后，可焓变纳米隔热内衬3的切削面均匀一致，无明显凹坑与裂纹。

步骤二：

制作的外结构壳体2及热反射涂层1，具体如下：

采用铸造工艺或3D打印方式制作外结构壳体2，材质为耐高温马氏体钢、耐高温奥氏体钢、耐高温钛合金中的一种。制成的外结构壳体2的抗拉强度≥1310MPa，冲击韧性≥126J/cm

在外结构壳体2外表面制作热反射涂层1，制作方法参照中国专利CN106228636。涂层总厚度20-80μm，室温干燥24h固化，固化后热反射涂层的热辐射系数大于0.85，颜色为灰色。

在外结构壳体2上制作高温透气通道4，加工方式为转孔加工。高温透气通道4为通孔，直径为2.5mm，内部有螺纹结构。通孔内侧连接可焓变纳米隔热内衬3，外侧连接外环境。在机加工出的通孔内侧灌注室温硫化硅橡胶密封材料。室温硫化硅橡胶通过抽真空灌注，灌注完成后在常温、常压下进行硫化，硫化4小时后固化成型。常温状态下，高温透气通道4保持密封状态，可以通过0.4MPa/24h气密密封试验考核。1100℃高温火烧条件下，高温透气通道4内的密封材料可在10min内烧蚀、挥发，开孔面积比例大于70％。

步骤三：

制作内密封壳体7与安装数据芯片5。内密封壳体7材质为不锈钢、钛合金、铝合金材质中的一种，分为内密封壳体底盖和内密封壳体底盖罐体两部分。先将数据芯片5封装在绝缘硅胶密封材料中，再安装至内密封壳体底盖罐体中心位置，随后内密封壳体底盖与内密封壳体罐体连接。连接方式为螺纹密封连接，连接缝位置涂抹绝缘硅胶进一步密封。一个批次的内密封壳体7在总数中抽样5％，进行60MPa/30d水密密封试验，观察有无水渗入罐体内部。通过密封标准后可以安装至飞行参数记录器内部。

综上所述，本发明的飞行参数记录器使用可焓变组分的纳米隔热材料构造隔热/吸变一体化飞行参数记录器热防护套。纳米隔热材料具有优异的隔热性能，热导率低至0.03W/(m·K)以下，与纳米粒径的可焓变材料复合后形成隔热/吸热一体化隔热材料，其制成的飞行参数记录器热防护套可以兼具隔热性能和高焓值吸热性能，同时焓变过程为固-气变化过程，潜焓吸热量>600kJ/kg，吸热后可以放出气体产物，并在飞行参数记录器表面形成隔热气膜，减缓火焰对飞行参数记录器的对流传热。所述飞行参数记录器热防护结构可以提高飞行参数记录器热防护性能的同时使飞行参数记录器结构更加紧凑，实现整体体积和重量的最小化。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。