CN109665866B - 一种c/c飞机刹车材料中低温450～1100℃涂层的外场修复方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种C/C飞机刹车材料中低温450～1100℃涂层的外场修复方法，该方法具体包括以下步骤：步骤一，过渡层修复：将过渡层混合浆料涂刷于待修复涂层的受损处，固化，获得过渡层；步骤二，内玻璃层修复：将内玻璃层浆料涂刷于步骤一制备的过渡层上，固化，获得弥散分布不同软化点玻璃的内玻璃层；步骤三，外玻璃层修复：将外玻璃层浆料涂刷于步骤二制备的内玻璃层上，固化，获得弥散分布不同软化点玻璃的外玻璃层。该方法通过引入有机硅烷与耗氧填料碳化硼混合作为过渡层，解决了修复涂层与基体的不润湿问题。同时过渡层还可进行基体改性。
Description
技术领域
本发明属于飞机刹车材料领域，涉及飞机刹车材料涂层，具体涉及一种C/C飞机刹车材料中低温450～1100℃涂层的外场修复方法。
背景技术
航空科技的发展对飞机的制动性能提出越来越高的要求，作为制动系统的关键部件，制动材料也深受重视。飞机刹车材料由半金属有机刹车材料到使用粉末冶金刹车材料，直到70年代碳刹车材料被开发和应用。碳/碳复合材料(C/C)密度低，热性能优异，高温稳定性好，特别是在宽温度范围内具有适当的摩擦系数和优异的耐磨性而被广泛用作飞行器刹车材料。在飞机制动过程中摩擦使动能迅速转化成热能储存并慢慢耗散。特别在重型战机制动以及短距离刹车的情况下，刹车过程中产生的大量能量使热库温度急剧升高至900℃。甚至在一些极端情况下，如飞机超载着陆或中止起飞时，其紧急刹车会使热库温度升高至1100℃甚至更高温度。
然而在高于450℃的有氧环境中，C/C刹车材料会发生氧化，且随着温度的升高氧化速率急剧加快。C/C在600和700℃空气中氧化动力学曲线呈直线型，在800和900℃氧化动力学曲线呈指数型。这种高温下的急速氧化会导致其力学性能和摩擦性能下降，严重影响飞机制动的可靠性和稳定性。因此，必须对C/C进行防氧化保护。
目前国内外普遍采用磷酸盐体系涂层对C/C飞机刹车盘非摩擦面进行表面处理。对于这种涂层体系的研究和使用已经成熟并已商业化。但是，C/C飞机刹车盘在运输、装备、拆卸和维护的过程中不可避免地会出现磕碰和碰撞等，从而导致涂层破损。涂层的破坏可能导致C/C非摩擦面暴露在高温有氧环境中，进而使其氧化失效，影响服役安全性。重新制备涂层需要将刹车盘送回制备厂家，拆去刹车盘键槽处的钢夹，再清洗烘干，然后进行涂层的涂刷和烘干，然后装炉高温热处理(800～900℃)，不仅周期长而且耗资大。发展外场修复涂层可直接对损伤的涂层部位进行在线修复。涂层料涂刷后仅需150～200℃烘干处理，不需再次高温热处理，大大降低成本，保障C/C飞机刹车盘服役安全性，并提高使用寿命。
现阶段的涂层制备，都需要对涂层进行烧结形成玻璃相，达到抗氧化的效果。然而这种烧结涂层制备工艺复杂，周期长，尤其是必须使用高温气氛烧结炉，限制了涂层外场在线修复的实施。此外，广泛应用的磷酸盐涂层体系只能在制动温度低于800℃温度下使用，而采用其它高温温度的玻璃涂层体系，又存在于C/C基体润湿性差的问题。
发明内容
针对上述现有技术的不足与缺陷，本发明的目的在于提供一种C/C飞机刹车材料中低温450～1100℃涂层的外场修复方法，解决C/C材料中低温涂层的在线修复技术问题。。
为了解决上述技术问题，本申请采用如下技术方案予以实现：
一种C/C飞机刹车材料中低温450～1100℃涂层的外场修复方法：
当待修复涂层为C/C飞机刹车材料中的抗氧化温域为450～700℃的涂层时，采用步骤一和步骤二进行修复；
当待修复涂层为C/C飞机刹车材料中的抗氧化温域为450～900℃的涂层时，采用步骤一和步骤二进行修复；
当待修复涂层为C/C飞机刹车材料中的抗氧化温域为450～1100℃的涂层时，采用步骤一、步骤二和步骤三进行修复；
该方法具体包括以下步骤：
步骤一，过渡层修复：
将过渡层混合浆料涂刷于待修复涂层的受损处，固化，获得过渡层；
所述的过渡层混合浆料，以重量份数计，由以下原料混合制成：耗氧填料碳化硼为1份，有机硅烷为1份，无水乙醇为1～3份；
步骤二，内玻璃层修复：
将内玻璃层浆料涂刷于步骤一制备的过渡层上，固化，获得弥散分布不同软化点玻璃的内玻璃层；
所述的内玻璃层浆料为内玻璃层粉料与无水乙醇按照质量比2：3～4的比例混合制成；
所述的内玻璃层粉料，以重量份数计，由以下原料混合制成：第一玻璃粉为70％～82％，自愈合耗氧剂为15％～25％，有机硅烷为3％～5％，原料的重量份数之和为100％；
所述的第一玻璃粉为软化点为600～800℃的玻璃粉与软化点为400～600℃的玻璃粉按照质量比为3：1混合制成；
或所述的第一玻璃粉为软化点为700～900℃的玻璃粉与软化点为400～600℃的玻璃粉按照质量比为3：1混合制成；
或所述的第一玻璃粉为软化点为800～1000℃的玻璃粉与软化点为600～800℃的玻璃粉按照质量比为3：1混合制成；
步骤三，外玻璃层修复：
将外玻璃层浆料涂刷于步骤二制备的内玻璃层上，固化，获得弥散分布不同软化点玻璃的外玻璃层；
所述的外玻璃层浆料为外玻璃层粉料与无水乙醇按照质量比2：3～4的比例混合制成；
所述的外玻璃层粉，以重量份数计，由以下原料混合制成：第二玻璃粉为70％～82％，自愈合耗氧剂为15％～25％，有机硅烷为3％～5％，原料的重量份数之和为100％；
所述的第二玻璃粉为软化点为600～800℃的玻璃粉与软化点为400～600℃的玻璃粉按照质量比为3：1混合制成。
本发明还具有如下技术特征：
步骤一中，所述的过渡层混合浆料，以重量份数计，由以下原料混合制成：耗氧填料碳化硼为1份，有机硅烷为1份，无水乙醇为3份。
步骤二中，所述的内玻璃层浆料为内玻璃层粉料与无水乙醇按照质量比2：3的比例混合制成；步骤三中，所述的外玻璃层浆料为外玻璃层粉料与无水乙醇按照质量比2：3的比例混合制成。
步骤二中，所述的内玻璃层粉料，以重量份数计，由以下原料混合制成：第一玻璃粉为80％，自愈合耗氧剂为15％，有机硅烷为5％；步骤三中，所述的外玻璃层粉，以重量份数计，由以下原料混合制成：第二玻璃粉为80％，自愈合耗氧剂为15％，有机硅烷为5％。
所述的自愈合耗氧剂为碳粉、碳化硼粉或碳化硅粉。
所述的有机硅烷为聚硅氮烷、聚硅氧烷或聚碳硅烷。
所述的固化温度为150～200℃；所述的固化均采用红外灯或紫外灯照射使其固化。
所述的软化点为800～1000℃的玻璃粉为硼硅酸盐玻璃粉；软化点为700～900℃的玻璃粉为硼硅酸盐玻璃粉；软化点为600～800℃的玻璃粉为磷酸盐玻璃粉；软化点为400～600℃的玻璃粉为铋玻璃粉。
本发明与现有技术相比，有益的技术效果是：
(Ⅰ)本发明的方法能够实现对C/C飞机刹车材料中低温涂层的外场在线修复，该方法通过引入有机硅烷与耗氧填料碳化硼混合作为过渡层，解决了修复涂层与基体的不润湿问题。同时过渡层还可进行基体改性，在提高修复涂层与基体间的界面结合力的同时，通过渗入耗氧填料碳化硼对C/C刹车材料的摩擦磨损性能进行优化提升。
(Ⅱ)通过本发明的方法修复后的涂层，从室温升到高温的整个过程中，修复涂层均具有良好的抗氧化性，防止C/C复合材料被氧化。
(Ⅲ)本发明的方法制备工艺简单，只需简单的涂刷和150～200℃烘烤固化即可完成，无需复杂的高温热处理设备和工艺，对制备设备要求低。制备周期短，成本低，符合外场修复的苛刻环境要求。
附图说明
图1是本发明修复涂层试样固化后的表面SEM照片。
图2是本发明修复涂层试样固化后的断面SEM照片。
图3是本发明修复涂层试样裂解后的(a)未加入耗氧填料碳化硼过渡层表面微结构和(b)加入有耗氧填料碳化硼过渡层表面微结构。
图4是本发明修复涂层试样600℃氧化5h后的(a)涂层表面微结构和(b)涂层断面微结构。
图5是本发明修复涂层试样900℃氧化5h后的(a)涂层表面微结构和(b)涂层断面微结构。
图6是本发明修复涂层试样1100℃氧化5h后的(a)涂层表面微结构和(b)涂层断面微结构。
图中各个标号的含义为：(a)涂层表面微结构；(b)涂层断面微结构。
以下结合附图和实施例对本发明的具体内容作进一步详细解释说明。
具体实施方式
飞机在制动的过程中，刹车盘从室温能快速升高到制动的最高温度。所以获得宽温域的防氧化修复涂层，实现从室温升到高温的整个过程中均具有良好的抗氧化涂层是外场修复涂层的关键。
与其它修复涂层不同的是，本发明的涂层设计不仅改善了玻璃与基体的润湿性同时通过渗入耗氧填料碳化硼对C/C刹车材料的摩擦磨损性能进行优化提升，实现了从室温开始防氧化的过程，同时在整个温度过程中伴随着自愈合耗氧剂在消耗进入涂层的氧，并原位产生液态玻璃相填充涂层中裂纹和空隙等缺陷，实现涂层的自愈合。这使其可以在整个中低温(450～1100℃)服役过程中能形成完整、均匀且致密的涂层。
本发明一种C/C飞机刹车材料中低温(450～1100℃)涂层的外场修复技术，涂层结构设计合理，涂层中组分相互配合，可达到相应温度的使用要求。在涂层体系中过渡层主要是为了改善修复涂层与基体之间的润湿性、提高其界面间的结合力并同时对基体进行改性。通过在有机硅烷中添加耗氧填料碳化硼，有效地填充了有机硅烷在裂解过程中由于放出CH4，H2等气体产生的体积收缩，抑制有机硅烷氧化。并且过渡层中的部分耗氧填料碳化硼可进入到C/C刹车材料的内部进行基体改性，提高C/C刹车材料比热及导热系数、降低摩擦界面温度、增强材料抗氧化性能、降低氧化磨损。修复涂层主要由不同软化点的低温玻璃和耗氧剂组成。其在不同服役温度下，低软化点玻璃最先融化对修复涂层的裂纹及孔洞进行封填，随着温度的升高，高软化点玻璃开始产生作用，同时在整个温度过程中自愈合耗氧剂能消耗掉通过涂层缺陷侵入或扩散进入涂层内部的氧并原位产生液态玻璃相愈合涂层缺陷。由此实现450～1100℃宽温域的防氧化涂层，即从室温升至高温的整个过程中均具有良好的抗氧化性，保护C/C复合材料不被氧化。
需要说明的是，聚硅氮烷、聚硅氧烷和聚碳硅烷均为市售已知常规产品，摩尔质量在450～980g/mol范围内，室温黏度在12～100mPa·s。
需要说明的是，对待修复的C/C飞机刹车盘，在修复之前一般采用去离子水进行超声清洗30分钟，然后放置于烘箱120℃，2～4h烘干，使得待修复涂层清洁，待用。
以下给出本发明的具体实施例，需要说明的是本发明并不局限于以下具体实施例，凡在本申请技术方案基础上做的等同变换均落入本发明的保护范围。
实施例1：
本实施例给出一种C/C飞机刹车材料中低温涂层的外场修复方法，本实施例中的待修复涂层为C/C飞机刹车材料中的抗氧化温域为450～700℃的涂层，采用步骤一和步骤二进行修复；
该方法具体包括以下步骤：
步骤一，过渡层修复：
将过渡层混合浆料涂刷于待修复涂层的受损处，固化，获得过渡层；
过渡层混合浆料，以重量份数计，由以下原料混合制成：耗氧填料碳化硼为1份，有机硅烷为1份，无水乙醇为3份；
过渡层混合浆料在混合时，通过磁力搅拌器，在40℃加热搅拌30分钟。
步骤二，内玻璃层修复：
将内玻璃层浆料涂刷于步骤一制备的过渡层上，固化，获得弥散分布不同软化点玻璃的内玻璃层；
内玻璃层浆料为内玻璃层粉料与无水乙醇按照质量比2：3的比例混合制成，也可以采用2：4的比例替换；
内玻璃层粉料，以重量份数计，由以下原料混合制成：第一玻璃粉为80％，自愈合耗氧剂为15％，有机硅烷为5％；
第一玻璃粉为软化点为600～800℃的玻璃粉与软化点为400～600℃的玻璃粉按照质量比为3：1混合制成；
自愈合耗氧剂为碳粉，也可以采用碳化硼粉或碳化硅粉替换。
有机硅烷为聚硅氧烷，也可以采用聚硅氮烷或聚碳硅烷替换。
步骤一和步骤二的固化温度为150～200℃；固化均采用红外灯或紫外灯照射使其固化。固化时间为30min。
软化点为600～800℃的玻璃粉为磷酸盐玻璃粉。
软化点为400～600℃的玻璃粉为铋玻璃粉。
磷酸盐玻璃粉与铋玻璃粉引入是为了在450℃初期，具有低软化点的铋玻璃粉(软化点为400～600℃)首先软化愈合涂层中裂纹和空隙等缺陷，起到低温防氧化的作用；随着温度的升高，在接近600℃时高软化点的磷酸盐玻璃粉(软化点为600～800℃)逐渐形成液相提高涂层的防氧化性能。
对已制备的固化后试样进行了微结构表征，结果显示涂层与C/C飞机刹车材料具有优异的润湿性。图1为涂层试样固化后的表面微结构，结果显示颗粒与颗粒之间可完全被交联剂聚硅氮烷连接。图2为涂层试样固化后的断面微结构，表明部分涂料已渗入C/C材料基体内部，与基体具有良好的结合能力。
对已制备的过渡层试样进行了氧化测试，结果显示涂层在600℃氧化10小时后，未加入耗氧填料碳化硼过渡层试样氧化失重为11.15％，然而加入耗氧填料碳化硼过渡层试样氧化增重为0.81％；在700℃氧化4小时后，未加入耗氧填料碳化硼过渡层试样氧化失重为67.24％，加入耗氧填料碳化硼过渡层试样氧化失重为1.08％，然而未涂覆有任何过渡层的C/C材料失重几乎到达100％。结合过渡层试样的表面微观形貌(图3(a))可以观察出，未加入耗氧填料碳化硼过渡层表面裂解后存在严重的体积收缩。结合过渡层试样的表面微观形貌(图3(b))可以观察出，加入耗氧填料碳化硼过渡层可以较完整的覆盖在C/C刹车材料的表面，形成一种较为致密的过渡层薄膜。通过在有机硅烷中添加耗氧填料碳化硼，有效地填充了有机硅烷在裂解过程中由于放出CH4，H2等气体产生的体积收缩。通过单次刹车实验，也证明了这种有机硅烷和耗氧填料碳化硼过渡层能有效地对C/C刹车材料的摩擦性能起到改性作用。与C/C材料相比，碳化硼改性C/C刹车材料的刹车温度降低、增强材料抗氧化性能、降低氧化磨损。
对制备的涂层试样进行了氧化实验测试，结果显示涂层在700℃氧化5小时后，涂层试样失重仅约0.09％。然而未涂覆涂层的试样在相同的氧化条件下，失重接近于40％。结合氧化后涂层试样表面微观形貌(如图4(a))可以观察出，涂层表面是完整连续的，但也存在一定的未熔颗粒和气泡孔洞。这是由于在此温度下玻璃的粘度较大，导致玻璃粉料颗粒与颗粒之间融化而产生的气泡不能及时溢出涂层。但是结合涂层断面微观形貌(图4(b))可以看出，C/C基体材料完整并未发生氧化。表明涂层中低软化点的铋玻璃(软化点为400～600℃)相足够用来封填涂层。由此可见该方案的涂层制备方法对C/C刹车盘能起到良好的防氧化作用。
实施例2：
本实施例给出一种C/C飞机刹车材料中低温涂层的外场修复方法，本实施例中的待修复涂层为C/C飞机刹车材料中的抗氧化温域为450～900℃的涂层，采用步骤一和步骤二进行修复；
该方法具体包括以下步骤：
步骤一，过渡层修复：
与实施例1的步骤1相同。
步骤二，内玻璃层修复：
与实施例1的步骤2基本相同，区别点在于，第一玻璃粉不同。
本实施例中的第一玻璃粉为软化点为700～900℃的玻璃粉与软化点为400～600℃的玻璃粉按照质量比为3：1混合制成；
自愈合耗氧剂为碳粉，也可以采用碳化硼粉或碳化硅粉替换。
有机硅烷为聚硅氧烷，也可以采用聚硅氮烷或聚碳硅烷替换。
步骤一和步骤二的固化温度为150～200℃；固化均采用红外灯或紫外灯照射使其固化。固化时间为30min。
软化点为700～900℃的玻璃粉为硼硅玻璃粉。
软化点为400～600℃的玻璃粉为铋玻璃粉。
硼硅玻璃粉与铋玻璃粉引入是为了在450℃初期，具有低软化点的铋玻璃粉(软化点为400～600℃)首先软化愈合涂层中裂纹和空隙等缺陷，起到防氧化作用；随着温度的升高，在接近700℃时高软化点的硼硅玻璃粉(软化点为700～900℃)逐渐形成液相提高涂层的防氧化性能。碳化硼粉的引入使其消耗进入涂层中的氧，同时原位产生液态的玻璃相填充涂层中裂纹和空隙等缺陷，愈合涂层缺陷。在600℃以后主要是高软化点硼硅玻璃(软化点为700～900℃)和碳化硼起到主要抗氧化作用。
对已修复的涂层试样了氧化实验测试，结果显示涂层在900℃氧化5小时后，涂层试样增重2.17％。结合氧化后涂层试样表面微观形貌(图5(a))可以观察出，涂层表面光滑平整。结合涂层断面微观形貌(图5(b))可以看出，涂层与基体润湿性良好。出现增重的原因是耗氧剂碳化硼氧化生成B2O3是一个质量分数增加的过程。耗氧剂碳化硼的加入可：(1)消耗渗入涂层内部的氧；(2)反应伴随着2.5倍的体积膨胀(碳化硼的摩尔体积为21.93cm3/mol，液态B2O3的摩尔体积为26.78cm3/mol)，部分涂层缺陷可通过体积膨胀得到愈合；(3)生成的B2O3玻璃软化点为450℃，可以在较低温度封填涂层缺陷。由此可见该方案的涂层对C/C刹车盘起到了良好的防氧化效果。
实施例3：
本实施例给出一种C/C飞机刹车材料中低温涂层的外场修复方法，本实施例中的待修复涂层为C/C飞机刹车材料中的抗氧化温域为450～1100℃的涂层，采用步骤一、步骤二和步骤三进行修复；
该方法具体包括以下步骤：
步骤一，过渡层修复：
与实施例1的步骤1相同。
步骤二，内玻璃层修复：
与实施例1的步骤2基本相同，区别点在于，第一玻璃粉不同。
本实施例中的第一玻璃粉为软化点为800～1000℃的玻璃粉与软化点为600～800℃的玻璃粉按照质量比为3：1混合制成；
硼硅玻璃粉与磷酸盐玻璃粉引入是为了在600℃初期，具有低软化点的磷酸盐玻璃粉(软化点为600～800℃)首先软化愈合涂层中裂纹和空隙等缺陷，起到防氧化的作用；随着温度的升高，在接近800℃时，高软化点的硼硅玻璃粉(软化点为800～1000℃)逐渐形成液相进一步合涂层中裂纹和空隙等缺陷，提高涂层的防氧化性能。引入的碳化硅粉一部分作为硬质颗粒，抑制高温下玻璃的流动；另一部分使其消耗氧气同时产生液态的玻璃相进行涂层的自愈合。在900℃以后主要是和高软化点玻璃粉(软化点为800～1000℃)和碳化硅起到主要防氧化作用。
步骤三，外玻璃层修复：
将外玻璃层浆料涂刷于步骤二制备的内玻璃层上，固化，获得弥散分布不同软化点玻璃的外玻璃层；
外玻璃层浆料为外玻璃层粉料与无水乙醇按照质量比2：3的比例混合制成，也可以采用2：4的比例替换；
外玻璃层粉，以重量份数计，由以下原料混合制成：第二玻璃粉为80％，自愈合耗氧剂为15％，有机硅烷为5％。
第二玻璃粉为软化点为600～800℃的玻璃粉与软化点为400～600℃的玻璃粉按照质量比为3：1混合制成。
自愈合耗氧剂为碳粉，也可以采用碳化硼粉或碳化硅粉替换。
有机硅烷为聚硅氧烷，也可以采用聚硅氮烷或聚碳硅烷替换。
步骤一、步骤二和步骤三的固化温度为150～200℃；固化均采用红外灯或紫外灯照射使其固化。固化时间为30min。
软化点为800～1000℃的玻璃粉为硼硅玻璃粉。
软化点为600～800℃的玻璃粉为磷酸盐玻璃粉。
软化点为400～600℃的玻璃粉为铋玻璃粉。
磷酸盐玻璃粉与铋玻璃粉引入是为了在450℃初期，具有低软化点的铋玻璃粉(软化点为400～600℃)首先软化愈合涂层中裂纹和空隙等缺陷，起到防氧化的作用；随着温度的升高，在接近600℃时高软化点的磷酸盐玻璃粉(软化点为600～800℃)逐渐形成液相进一步合涂层中裂纹和空隙等缺陷，提高涂层的防氧化性能。碳化硼粉的引入使其在600℃以上消耗进入涂层的氧，同时原位反应生成液态的玻璃相愈合涂层中的裂纹及空隙等缺陷，提高涂层的防氧化性能。在600℃以后主要是磷酸盐玻璃(软化点为600～800℃)和碳化硼起到主要防氧化作用。
对已修复的涂层试样了氧化实验测试，结果显示涂层在600℃氧化5小时后的测试结果与实施例2的测试结果基本相同。
对已修复的涂层试样了氧化实验测试，结果显示涂层在900℃氧化5小时后的测试结果与实施例2的测试结果基本相同。
对已修复的涂层试样了氧化实验测试，结果显示涂层在1100℃氧化5小时后，涂层试样失重仅约3.51％，能满足飞机刹车盘的使用要求。结合氧化后涂层试样表面微观形貌(图6(a))可以观察出，涂层表面光滑平整。结合涂层断面微观形貌(图6(b))可以看出，涂层与基体润湿性良好，并且在此时所有的硼四碳颗粒均已消耗完全。裂纹的存在是由于热震而产生，这些裂纹在高温下可自愈合。
Claims (7)
1.一种C/C飞机刹车材料中低温450～1100℃涂层的外场修复方法，其特征在于：
当待修复涂层为C/C飞机刹车材料中的抗氧化温域为450～700℃的涂层时，采用步骤一和步骤二进行修复；
当待修复涂层为C/C飞机刹车材料中的抗氧化温域为450～900℃的涂层时，采用步骤一和步骤二进行修复；
当待修复涂层为C/C飞机刹车材料中的抗氧化温域为450～1100℃的涂层时，采用步骤一、步骤二和步骤三进行修复；
该方法具体包括以下步骤：
步骤一，过渡层修复：
将过渡层混合浆料涂刷于待修复涂层的受损处，固化，获得过渡层；
所述的过渡层混合浆料，以重量份数计，由以下原料混合制成：耗氧填料碳化硼为1份，有机硅烷为1份，无水乙醇为1～3份；
步骤二，内玻璃层修复：
将内玻璃层浆料涂刷于步骤一制备的过渡层上，固化，获得弥散分布不同软化点玻璃的内玻璃层；
所述的内玻璃层浆料为内玻璃层粉料与无水乙醇按照质量比2：3～4的比例混合制成；
所述的内玻璃层粉料，以重量份数计，由以下原料混合制成：第一玻璃粉为70％～82％，自愈合耗氧剂为15％～25％，有机硅烷为3％～5％，原料的重量份数之和为100％；
所述的第一玻璃粉为软化点为600～800℃的玻璃粉与软化点为400～600℃的玻璃粉按照质量比为3：1混合制成；
或所述的第一玻璃粉为软化点为700～900℃的玻璃粉与软化点为400～600℃的玻璃粉按照质量比为3：1混合制成；
或所述的第一玻璃粉为软化点为800～1000℃的玻璃粉与软化点为600～800℃的玻璃粉按照质量比为3：1混合制成；
步骤三，外玻璃层修复：
将外玻璃层浆料涂刷于步骤二制备的内玻璃层上，固化，获得弥散分布不同软化点玻璃的外玻璃层；
所述的外玻璃层浆料为外玻璃层粉料与无水乙醇按照质量比2：3～4的比例混合制成；
所述的外玻璃层粉，以重量份数计，由以下原料混合制成：第二玻璃粉为70％～82％，自愈合耗氧剂为15％～25％，有机硅烷为3％～5％，原料的重量份数之和为100％；
所述的第二玻璃粉为软化点为600～800℃的玻璃粉与软化点为400～600℃的玻璃粉按照质量比为3：1混合制成；
所述的自愈合耗氧剂为碳粉、碳化硼粉或碳化硅粉。
2.如权利要求1所述的外场修复方法，其特征在于：步骤一中，所述的过渡层混合浆料，以重量份数计，由以下原料混合制成：耗氧填料碳化硼为1份，有机硅烷为1份，无水乙醇为3份。
3.如权利要求1所述的外场修复方法，其特征在于：步骤二中，所述的内玻璃层浆料为内玻璃层粉料与无水乙醇按照质量比2：3的比例混合制成；步骤三中，所述的外玻璃层浆料为外玻璃层粉料与无水乙醇按照质量比2：3的比例混合制成。
4.如权利要求1所述的外场修复方法，其特征在于：步骤二中，所述的内玻璃层粉料，以重量份数计，由以下原料混合制成：第一玻璃粉为80％，自愈合耗氧剂为15％，有机硅烷为5％；步骤三中，所述的外玻璃层粉，以重量份数计，由以下原料混合制成：第二玻璃粉为80％，自愈合耗氧剂为15％，有机硅烷为5％。
5.如权利要求1所述的外场修复方法，其特征在于：所述的有机硅烷为聚硅氮烷、聚硅氧烷或聚碳硅烷。
6.如权利要求1所述的外场修复方法，其特征在于：所述的固化温度为150～200℃；所述的固化均采用红外灯或紫外灯照射使其固化。
7.如权利要求1所述的外场修复方法，其特征在于：所述的软化点为800～1000℃的玻璃粉为硼硅酸盐玻璃粉；软化点为700～900℃的玻璃粉为硼硅酸盐玻璃粉；软化点为600～800℃的玻璃粉为磷酸盐玻璃粉；软化点为400～600℃的玻璃粉为铋玻璃粉。
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