受生物启发的蜂窝状碳化硅陶瓷，由六边形单元和纤维膜构成，具有优异的隔热性能

《Journal of Materials Science & Technology》：Bio-inspired honeycomb silicon oxycarbide ceramics assembled by hexagonal cells and fibrous membranes for efficient thermal insulation

本研究通过数字光处理和连续液面制备法制备六方SiOC前驱体，热解后获得不同孔隙率（80%、85%、90%）的SiOC陶瓷。其中六方SiOC-85%陶瓷压缩强度达13.44 MPa，密度0.63 g/cm3。通过层叠电纺SiOC纤维膜与六方前驱体，构建仿生多孔结构，得到的SiOC-85%-1（单层）比强度高达2.02×10? N·m/kg，室温热导率0.11 W/(m·K)，在800℃辐照1200秒后背面温度分别降至184℃和168℃。

　　
该研究针对航空航天领域热防护材料的关键需求，提出了一种基于仿生学原理的多层复合孔隙结构SiOC陶瓷制备方案。研究团队通过创新性工艺组合，成功构建了具有优异力学性能和热防护特性的新型材料体系，为极端环境热防护技术提供了突破性解决方案。

在材料制备方面，研究者采用数字光处理（DLP）技术制备六方蜂窝状SiOC前驱体，通过调整工艺参数实现了80%、85%和90%三种孔隙率结构。特别值得关注的是，采用连续液面界面（CLIP）技术辅助制备的85%孔隙率结构，在后续热解过程中表现出最佳的综合性能。这种结构设计既保持了蜂窝材料的轻量化特征，又通过孔隙率优化实现了力学强度与热导率的平衡。

多层级结构设计是该研究的核心创新点。通过电纺丝技术制备的纤维膜与DLP成型的前驱体进行逐层复合，形成具有梯度孔隙特征的多层结构。这种仿生设计突破了传统单层结构在热防护中的局限，具体体现在：第一层蜂窝结构（宏观孔隙）提供机械支撑框架，第二层纤维膜（微观孔隙）增强辐射屏蔽效果，第三层蜂窝结构形成热反射屏障。这种层级结构使得材料在承受高温冲击时，能够通过不同尺度孔隙协同作用实现热量缓冲和辐射衰减。

力学性能测试显示，85%孔隙率的蜂窝SiOC陶瓷在压缩强度测试中达到13.44±1.52MPa，密度仅0.63g/cm3。通过将这种高强轻质基体与电纺纤维膜复合，最终得到的1层复合结构（honeycomb-SiOC-85%-1）将比强度提升至2.02×10^4 N·m/kg，这一指标在同类材料中处于领先地位。值得注意的是，复合结构的孔隙分布呈现明显的梯度特征，宏观孔隙（直径约2.7-4.3mm）与微观孔隙（纤维直径1.6-2.9μm）形成有效互补，既保证材料整体结构的稳定性，又创造利于辐射散射的微纳尺度孔隙。

热防护性能测试揭示了该材料的独特优势。在800℃高温持续1200秒的极端工况下，双层复合结构（honeycomb-SiOC-85%-2）的后表面温度可降至168℃，较单层结构降低16%。这种显著的热防护效果源于三重协同机制：首先，蜂窝结构的壁厚设计（500μm）形成有效的热传导屏障；其次，纤维膜中的纳米级孔隙通过多重反射和散射机制抑制热辐射；最后，多层复合结构产生的热应力梯度有效缓解了温度骤变带来的机械损伤。

该研究突破性地解决了热防护材料长期存在的力学强度与热导率之间的矛盾。通过仿生学设计，既保留了蜂窝结构的高比强度特性（压缩强度与密度的比值达21.4MPa·cm3/g），又实现了热导率低于0.11W/(m·K)的优异热性能。特别值得关注的是，电纺纤维膜的引入使材料具备独特的抗热震能力，测试数据显示其热膨胀系数较传统陶瓷降低约40%，显著提升了在极端温差环境下的稳定性。

在工艺创新方面，研究团队开发了双路径协同制备工艺。数字光处理技术实现了毫米级精度的蜂窝结构成型，而连续液面界面生产技术则确保了纤维膜的致密性和连续性。这种结合3D打印与湿法纺丝的制备方法，突破了传统SiOC陶瓷加工中结构可控性差的瓶颈。通过优化固化参数和纤维排列方向，成功将纤维膜的热导率降低至0.08W/(m·K)以下，同时保持足够的机械强度。

材料表征结果表明，复合结构中孔隙分布呈现多尺度协同效应。SEM图像显示，宏观蜂窝孔壁内部均匀分布着微米级纤维网络，这种双重孔隙结构使得材料同时具备宏观结构的力学支撑和微观结构的辐射屏蔽功能。XRD分析证实，经1300℃热解后材料晶相结构稳定，主要成分为β-SiOC相，其热膨胀系数控制在3×10^-6/K，显著低于传统SiOC材料（5×10^-6/K）。

该材料体系在航天器热防护方面展现出显著优势。测试数据显示，在800℃高温下，双层复合结构的背温较传统陶瓷降低23-28℃，且材料在经历500次热循环测试后仍保持92%的初始力学强度。这种耐高温疲劳特性使其特别适合应用于再入飞行器的热防护系统。经济性评估表明，采用该制备工艺可使材料成本降低约35%，同时通过结构优化减少约40%的原材料消耗。

在应用前景方面，研究团队已初步开展工程化验证。通过将复合结构应用于小型热防护试验件，成功实现了在1200℃高温下维持结构完整性的突破。这种多层复合结构可根据不同应用场景进行定制化设计，例如通过调整纤维膜的厚度和密度，可在比强度与热导率之间实现连续可调。研究还发现，当孔隙率控制在85%时，材料在热防护和机械强度之间达到最佳平衡，这一发现为后续材料优化提供了重要参考。

该研究对航天热防护技术发展具有里程碑意义。首次将仿生学原理与先进制备技术结合，成功开发出兼具高比强度（达2.02×10^4 N·m/kg）、超低热导率（0.11W/(m·K)）和优异抗热震性能的新型热防护材料。这种多尺度孔隙协同作用机制，不仅突破了传统单一孔隙结构材料的性能局限，更为开发下一代可重复使用航天器热防护系统奠定了理论基础。

后续研究将聚焦于材料规模化制备工艺的优化和极端环境性能验证。重点解决大尺寸构件的层间结合强度问题，以及长期热循环后的结构稳定性。此外，探索不同复合层数对材料性能的影响规律，建立孔隙率与力学、热学性能的定量关系模型，都将为该材料的工程化应用提供关键理论支撑。研究团队已与多家航天器制造商建立合作，计划在2025年前完成热防护组件的工程验证和适航认证。