霍文娟， 李龍飛， 孔為民， 劉巍浩

(1. 晉西工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司， 山西 太原 030027； 2. 中北大學(xué) 工程訓(xùn)練中心， 山西 太原 030051)

0 引 言

隨著火箭彈的發(fā)展， 其飛行速度已經(jīng)超過(guò)3 Ma， 受粘性摩擦、 速度阻滯和壓力變化等， 周圍環(huán)境溫度升高， 并通過(guò)熱傳導(dǎo)、 對(duì)流和輻射等方式傳導(dǎo)在火箭彈上. 尤其在尾翼結(jié)構(gòu)上， 即使飛行時(shí)間短暫， 氣動(dòng)加熱也較嚴(yán)重， 會(huì)降低尾翼結(jié)構(gòu)材料的強(qiáng)度、 剛度和翼面的承載能力， 增大變形， 結(jié)構(gòu)中溫度不均勻會(huì)產(chǎn)生熱應(yīng)力， 可能使尾翼結(jié)構(gòu)破壞， 當(dāng)駐點(diǎn)溫度很高時(shí)， 迎風(fēng)面局部材料熔化， 翼面破壞. 當(dāng)尾翼遭受熱損傷時(shí)， 會(huì)導(dǎo)致火箭彈穩(wěn)定性降低， 飛行失效. 因此， 高速飛行的火箭彈尾翼應(yīng)采取熱防護(hù)措施， 主要包括采取尾翼耐熱結(jié)構(gòu)和熱防護(hù)層兩種方案. 其中， 熱障涂層(Thermal Barrier Coating， TBC)通過(guò)在基體表面涂覆具有高溫隔熱特性的材料， 形成熱障涂層， 可以降低基體的工作溫度[1-2]， 為火箭彈尾翼克服飛行氣動(dòng)熱提供借鑒. 目前， 熱障涂層廣泛應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)， 陶瓷層材料是6%～8% Y2O3(質(zhì)量分?jǐn)?shù))部分穩(wěn)定ZrO2(YSZ)[3]. 但是在火箭彈領(lǐng)域， 鮮有使用熱障涂層的相關(guān)報(bào)道. 本文討論在尾翼鋼制材料表面制備熱障涂層防護(hù)的方案， 尾翼經(jīng)過(guò)熱障涂層防護(hù)后應(yīng)保持原有的氣動(dòng)外形， 熱障涂層的材料應(yīng)有一定的強(qiáng)度， 氣動(dòng)加熱后， 不應(yīng)出現(xiàn)裂紋和崩落， 隔熱效果要優(yōu)良， 質(zhì)量要小.

1 尾翼結(jié)構(gòu)分析

尾翼迎風(fēng)面結(jié)構(gòu)如圖 1 所示， 迎風(fēng)面是氣動(dòng)沖刷程度最惡劣， 氣動(dòng)加熱最為嚴(yán)重的部位， 也是尾翼厚度最小， 剛度強(qiáng)度最差的部位. 一般根據(jù)不同的氣動(dòng)加熱程度選用不同的迎風(fēng)面結(jié)構(gòu)， 通常有以下幾種形式：① 迎風(fēng)面金屬材料和尾翼其他部位一致的整體結(jié)構(gòu)式尾翼； ② 迎風(fēng)面采用耐高溫金屬材料并和尾翼其他部位固定連接的分體結(jié)構(gòu)式尾翼； ③ 鉚接或膠接的蜂窩夾層結(jié)構(gòu)式金屬尾翼； ④ 非金屬尾翼.

圖 1 尾翼迎風(fēng)面Fig.1 Windward side of empennage

鈦合金材料的整體結(jié)構(gòu)式尾翼， 飛行中尾翼剛度不足， 且鈦合金價(jià)格昂貴； 迎風(fēng)面為耐高溫合金的分體式尾翼結(jié)構(gòu)， 制造工藝性差； 酚醛樹脂壓塑成型的非金屬尾翼， 雖然隔熱效果好， 但易被高速氣流沖刷掉. 本文選用材料為中碳鋼的整體結(jié)構(gòu)式尾翼， 整體形狀為變壁厚(2.5～7 mm)型材， 迎風(fēng)面厚度最小為 2.5 mm. 同時(shí)， 該火箭彈尾翼不采用耐熱結(jié)構(gòu)， 而選用尾翼表面涂覆熱障涂層以實(shí)現(xiàn)飛行中的熱防護(hù). 為了提高涂層的可靠性， 尾翼形狀棱邊應(yīng)進(jìn)行圓滑過(guò)渡， 以避免直角造成的涂層應(yīng)力和崩落， 同時(shí)增大迎風(fēng)面大圓角半徑， 降低飛行阻力并改善涂層制造工藝性.

2 熱障涂層的制備

熱噴涂是利用一定的熱源將噴涂材料熔融或軟化， 借助熱源本身動(dòng)力或外加的壓縮空氣流， 使噴涂材料霧化成微粒， 形成快速粒子流， 然后噴射到基體表面， 獲得涂層. 不同顆粒對(duì)涂層結(jié)構(gòu)的形成發(fā)揮不同的作用， 熔融及部分熔融大粒子可以直接影響涂層結(jié)構(gòu)[4]. 涂層的結(jié)合機(jī)理包括涂層與基體的結(jié)合以及涂層與涂層的結(jié)合. 前者的結(jié)合強(qiáng)度稱為結(jié)合力， 后者的結(jié)合強(qiáng)度稱為內(nèi)聚力. 噴涂層是由無(wú)數(shù)變形粒子互相交錯(cuò)呈波浪式堆疊在一起的層狀組織結(jié)構(gòu). 顆粒間不可避免的存在一部分孔隙或空洞， 還可能存在氧化物或其他夾雜物[5]. 熱障涂層制備工藝主要包括涂層結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、 涂層成分選擇和噴涂方法選擇等.

2.1 熱障涂層結(jié)構(gòu)

熱障涂層結(jié)構(gòu)主要分為雙層、 多層[6]和功能梯度結(jié)構(gòu)， 其中雙層結(jié)構(gòu)的頂層是以ZrO2為主的陶瓷層， 起隔熱作用； 底層為金屬粘接層， 起改善基體與陶瓷層物理相容性和抗氧化腐蝕的作用， 如圖 2 所示. 雙層結(jié)構(gòu)的熱障涂層結(jié)構(gòu)與制備工藝相對(duì)簡(jiǎn)單， 耐熱性較好， 應(yīng)用最廣泛， 能實(shí)現(xiàn)該尾翼的熱防護(hù).

圖 2 熱障涂層結(jié)構(gòu)Fig.2 Structure of thermal barrier coating

2.2 熱障涂層材料

2.2.1 陶瓷涂層(工作層)

熱障涂層中的陶瓷涂層是尾翼克服氣動(dòng)加熱的工作層， 應(yīng)具備以下性質(zhì)：① 耐高溫； ② 低密度； ③ 良好的抗熱沖擊性能； ④ 相對(duì)較低的熱導(dǎo)率； ⑤ 高的化學(xué)穩(wěn)定性； ⑥ 較高的熱膨脹系數(shù). 目前， 使用最廣泛的陶瓷材料Y2O3部分穩(wěn)定ZrO2(YSZ)具有高的熱膨脹系數(shù)(最接近金屬)和低的熱導(dǎo)率(金屬的1/10)[6-7]， 其XRD圖譜如圖 3 所示.

圖 3 陶瓷粉末(ZrO2)XRD圖譜Fig.3 XRD spectrum of ceramic powder ZrO2

2.2.2 金屬粘接層

如果將氧化鋯ZrO2直接噴涂在金屬基體上， 會(huì)導(dǎo)致涂層的脫落， 不能起到任何防護(hù)作用， 這是因?yàn)檠趸哯rO2與金屬基體的熱膨脹系數(shù)不匹配， 為解決上述問(wèn)題， 通常在金屬基體和陶瓷涂層之間增加一層具有一定厚度的金屬粘接層. 金屬粘接層是熱障涂層中的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)[7-8]. 金屬粘接層材料一般選用MCrAlY(M為Ni或NiCo)合金， 這種材料的粘接層不僅能滿足粘接要求， 還能提高金屬基體的抗氧化腐蝕性能.

金屬粘接層(NiCr)粉末XRD圖譜如圖 4 所示.

圖 4 金屬粘接層(NiCr)粉末XRD圖譜Fig.4 XRD spectrum of metal bonding layer powder NiCr

2.3 熱障涂層制備方法

熱障涂層的制備方法主要有等離子噴涂法(APS)、 電子束物理氣相沉積法(EB-PVD)、 化學(xué)氣相沉積法(CVD)3種. 本文采用等離子噴涂法[9]， 在等離子噴涂過(guò)程中， 影響噴涂沉積率及質(zhì)量的工藝參數(shù)很多， 主要有： 噴涂功率、 送粉距離、 送粉量、 氣體流量等， 工藝參數(shù)之間互相影響.

1) 表面預(yù)處理. 其工藝主要包括表面凈化和表面粗化. 表面凈化主要用于除去所有尾翼噴涂區(qū)域的油漬、 砂粒等污垢， 這些污垢嚴(yán)重影響涂層和金屬基體的結(jié)合. 去除污垢后的表面應(yīng)小心保護(hù)， 避免二次污染. 涂層與金屬基體之間是依靠“撞擊”來(lái)結(jié)合的， 噴涂表面粗化的目的是粗糙金屬基體表面， 有利于涂層的附著.

2) 大氣等離子噴涂. 大氣等離子噴涂簡(jiǎn)稱等離子噴涂， 通過(guò)等離子噴槍來(lái)實(shí)現(xiàn). 噴槍的噴嘴(陽(yáng)極)和電極(陰極)分別接電源的正、 負(fù)極， 噴嘴和電極之間通入工作氣體， 借助高頻火花引燃電弧， 將氣體加熱并使之電離， 產(chǎn)生等離子弧， 氣體熱膨脹由噴嘴噴出高速等離子射流. 送粉器將粉末從噴嘴內(nèi)或外送入等離子射流中， 粉末被加熱到熔融或半熔融狀態(tài)， 被射流加速后以一定的速度噴射到經(jīng)預(yù)處理的基體表面形成涂層. 等離子噴涂可以制備具有耐磨、 耐腐蝕、 耐高溫氧化、 隔熱等性能的涂層. 采用等離子電弧的高溫?zé)嵩矗?可減少孔隙、 夾雜物等涂層制備中的缺陷.

3) 噴涂功率控制. 等離子射流作為粒子加熱、 加速的媒介， 噴涂功率決定等離子射流. 如果噴涂功率過(guò)小， 則粉末熔融不好、 不充分， 粉末碰撞工件時(shí)變形不充分， 并有較多的粉末反彈損失， 降低了沉積效率， 且涂層與基體結(jié)合不牢； 反之， 雖然粉末融化和撞擊變形良好， 但粉末受熱氧化腐蝕太多. 噴槍是完成等離子噴涂過(guò)程的核心設(shè)備之一， 不同型號(hào)的噴槍具有自身的特點(diǎn)及要求， 功率參數(shù)應(yīng)滿足其所用設(shè)備的要求.

4) 送粉距離控制. 噴槍送粉距離決定粉末顆粒在等離子射流中的起點(diǎn)， 起點(diǎn)位置發(fā)生改變后， 粒子加熱、 加速歷程隨之變化， 影響其達(dá)到基體前的溫度、 速度， 從而使涂層性能發(fā)生改變. 噴涂距離過(guò)大， 粒子溫度、 速度均下降導(dǎo)致結(jié)合力、 沉積效率下降； 反之， 粒子溫度、 速度高導(dǎo)致基體、 粒子出現(xiàn)高溫氧化， 影響涂層性能.

5) 送粉量控制. 送粉量必須與功率相適應(yīng)， 送粉量過(guò)大， 會(huì)出現(xiàn)粉末熔融不充分， 造成夾生、 層片粘接狀況不佳， 導(dǎo)致噴涂效率過(guò)低； 送粉量過(guò)小， 粉末氧化嚴(yán)重， 造成基體溫度過(guò)高， 同樣導(dǎo)致噴涂效率過(guò)低.

6) 氣體流量控制. 等離子噴涂所用氣體分兩種， 一種稱為主氣， 氣體流量大小直接影響等離子焰流的流速和熱焓. 如果流量過(guò)高， 氣體不僅會(huì)帶走等離子射流中的更多熱量， 而且會(huì)使噴涂粒子速度加快， 減少了在等離子焰流中的時(shí)間， 導(dǎo)致噴涂粒子不能達(dá)到變形所需要的熔融或半熔融狀態(tài)， 使得涂層組織疏松， 孔隙率增加； 相反， 流量過(guò)低會(huì)降低噴涂粒子速度， 容易引起噴嘴和陰極燒損.

3 試驗(yàn)研究

3.1 基體表面凈化及粗糙度對(duì)涂層質(zhì)量的影響

根據(jù)實(shí)驗(yàn)分析基體表面粗糙度及凈化表面對(duì)涂層質(zhì)量的影響， 以制定合理的工藝， 實(shí)驗(yàn)結(jié)果如表 1 所示.

在靜態(tài)燒蝕試驗(yàn)中， 方案1和2的涂層剝落, 如圖 5 所示. 可以得到如下結(jié)論： 增大粗糙度能大幅提高金屬粘接層與金屬基體的結(jié)合強(qiáng)度， 當(dāng)Ra≥8.0 μm， 結(jié)合強(qiáng)度可達(dá)到 22 MPa； 凈化表面方式中， 超聲波水洗不如空氣吹效果好. 通過(guò)選擇合理的表面粗化參數(shù)和表面凈化方式， 使得尾翼熱障涂層與基體的結(jié)合強(qiáng)度由10 MPa(當(dāng)8.0 μm≥Ra≥5.0 μm) 提高至20 MPa.

表 1 方案1～3的尾翼狀態(tài)

圖 5 熱障涂層剝落示意圖Fig.5 Peeling of thermal barrier coating

3.2 噴涂參數(shù)對(duì)沉積效率的影響

熱障涂層沉積效率試驗(yàn)是將100 g涂層粉末全部噴涂在一塊經(jīng)過(guò)表面預(yù)處理且重量確定的鋼板上， 該涂層粉末的沉積率就是鋼板噴上粉末后的總重量與鋼板重量的差值和鋼板重量的百分比， 試驗(yàn)示意圖如圖 6 所示. 沉積率高可提高涂層的致密性， 降低孔隙率， 改善涂層性能. 在該尾翼涂層中沉積率為40%較好.

圖 6 沉積率試驗(yàn)示意圖Fig.6 Diagram of deposition rate test

3.2.1 噴涂功率的影響

通過(guò)試驗(yàn)， 分析相同參數(shù)下不同的噴涂功率對(duì)涂層沉積率的影響， 以制定合理的噴涂功率. 試驗(yàn)方案見表 2.

表 2 方案1～6的噴涂參數(shù)

測(cè)量鋼板的增重可以得出： 方案3的沉積率最高， 即NiCr底粉噴涂功率選用30 kW； 方案5的沉積率最高， 即ZrO2面粉噴涂功率選用40 kW.

3.2.2 噴涂距離的影響

分析相同參數(shù)下不同的噴涂距離對(duì)沉積率的影響， 以制定合理的噴涂距離. 試驗(yàn)方案見表 3.

表 3 方案7～12的噴涂參數(shù)

測(cè)量鋼板的增重可以得出： 方案9的沉積率最高， 即NiCr底粉噴涂距離選用120 mm； 方案11的沉積率最高， 即ZrO2面粉噴涂距離選用110 mm.

3.2.3 送粉量的影響

分析相同參數(shù)下不同的送粉量對(duì)沉積率的影響， 以制定合理的送粉量. 試驗(yàn)方案見表 4.

表 4 方案13～18的噴涂參數(shù)

測(cè)量鋼板的增重得出： 方案13的沉積率最高， 即NiCr底粉送粉量選用30 g/min； 方案18的沉積率最高， 即ZrO2面粉送粉量選用40 g/min.

3.3 最佳噴涂參數(shù)

根據(jù)以上試驗(yàn)研究， 本文尾翼熱障涂層等離子噴涂參數(shù)確定如表 5 所示.

表 5 最佳噴涂參數(shù)

3.4 靜態(tài)試驗(yàn)

采用自制的氧乙炔加熱裝置模擬加熱環(huán)境， 即熱流隨時(shí)間變化， 被加熱的尾翼熱障涂層處于靜止?fàn)顟B(tài)， 并通過(guò)熱電偶測(cè)試尾翼涂層迎風(fēng)面上、 中、 下3處的表面溫度， 須達(dá)到1 950 ℃的高溫， 加熱時(shí)間持續(xù)60 s， 空冷30 min. 通過(guò)尾翼地面燒蝕試驗(yàn)表明， 涂層沒(méi)有裂紋、 剝落， 如圖 7 所示.

圖 7 尾翼地面燒蝕試驗(yàn)結(jié)果Fig.7 Test result of empennage ablation in the ground

3.5 動(dòng)態(tài)試驗(yàn)

在高速風(fēng)洞中模擬氣動(dòng)加熱溫度和氣流速度， 但由于氣流密度小， 動(dòng)壓小， 只能模擬部分沖刷情況. 有研究表明， 直徑大于30 μm的粒子能對(duì)尾翼造成明顯的沖蝕磨損[10]. 動(dòng)態(tài)試驗(yàn)表明， 在1 800 ℃高溫和20 s時(shí)間內(nèi)， 熱障涂層狀態(tài)完好， 如圖 8 所示.

圖 8 地面熱風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果Fig.8 Test result of hot wind tunnel in the ground

4 結(jié) 論

等離子噴涂制備的尾翼熱障涂層解決了火箭彈飛行中尾翼氣動(dòng)加熱工作失效的問(wèn)題， 通過(guò)工程化研究， 試驗(yàn)結(jié)果表明：

1) 通過(guò)選擇合理的表面粗化參數(shù)和表面凈化方式， 使得尾翼熱障涂層與基體的結(jié)合強(qiáng)度由10 MPa 提高至20 MPa.

2) 動(dòng)態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)中， 熱障涂層可以在1 800 ℃ 時(shí)， 時(shí)間20 s內(nèi)， 克服氣動(dòng)熱， 熱障涂層無(wú)剝落， 尾翼整體無(wú)變形， 承載能力提高.

3) 合理的尾翼結(jié)構(gòu)有助于提高熱障涂層的附著力， 改善涂層性能.

參考文獻(xiàn)：

[1] 周洪， 李飛， 何博， 等. 等離子噴涂熱障涂層的隔熱性分析[J]. 中國(guó)有色金屬學(xué)報(bào)， 2007, 17(10)： 1609-1615.

Zhou Hong, Li Fei, He Bo, et al. Analyses on thermal barrier effects of zirconia based thermal barrier coatings[J]. The Chinese Journal of Nonferrous Metals, 2007, 17(10)： 1609-1615. (in Chinese)

[2] 何箐， 汪瑞軍， 鄒晗， 等. 不同結(jié)構(gòu)8YSZ熱障涂層對(duì)CMAS沉積物的防護(hù)作用[J]. 中國(guó)表面工程， 2016， 29(4)： 86-95.

He Qing, Wang Ruijun, Zou Han, et al. Protective effects of 8YSZ TBCs with different microstructures against CMAS deposits[J]. China Surface Engineering， 2016， 29(4)： 86-95. (in Chinese)

[3] 袁小虎， 郭洪波, 彭徽， 等. Gd2Zr2O7陶瓷的高溫?zé)嵛锢硇阅芗癎d2Zr2O7-8YSZ雙涂層制備[J]. 復(fù)合材料學(xué)報(bào)， 2013, 3(5)： 138-143.

Yuan Xiaohu, Guo Hongbo, Peng Hui, et al. High temperature thermo-physical properties of and preparation of a novel thermal barrier coating Gd2Zr2O7-8YSE[J]. Acta Materiae Compositae Sinica， 2013, 3(5)： 138-143. (in Chinese)

[4] 鄧子謙， 劉敏， 毛杰， 等. 等離子噴涂-物理氣相沉積射流中粒子狀態(tài)和分布[J]. 中國(guó)表面工程， 2017， 30(3)： 81-88.

Deng Ziqian， Liu Min， Mao Jie， et al. State and distribution of particles in jet of plasma spray-physical vapor deposition[J]. China Surface Engineering， 2017， 30(3)： 81-88. (in Chinese)

[5] 錢苗根. 現(xiàn)代表面技術(shù)[M]. 第2版. 北京： 機(jī)械工業(yè)出版社， 2016.

[6] 王嬌， 鄧暢光， 鄧姝皓， 等. CeO2-Y2O3- ZrO2熱障涂層的組織結(jié)構(gòu)及隔熱性能[J]. 中國(guó)表面工程， 2015， 28(1)： 29-35.

Wang Jiao， Deng Changguang， Deng Shuhao， et al. Microstructures and thermal insulation capability of CeO2-Y2O3-ZrO2thermal barrier coatings[J]. China Surface Engineering， 2015， 28(1)： 29-35. (in Chinese)

[7] 付超， 孔魏凱， 廖文俊， 等. 應(yīng)用于燃?xì)廨啓C(jī)的熱障涂層技術(shù)的研究現(xiàn)狀[J]. 裝備機(jī)械， 2014(3)： 12-18.

Fu Chao, Kong Weikai, Liao Wenjun, et al. Research on thermal barrier coating technology of gas turbine[J]. Equipment Machnery, 2014(3)： 12-18. (in Chinese)

[8] 張志強(qiáng)， 宋文興， 陸海鷹. 熱障涂層在航天發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片上的應(yīng)用研究[J]. 航空發(fā)動(dòng)機(jī)， 2011， 37(2)： 38-42.

Zhang Zhiqiang， Song Wenxing， Lu Haiying. Application fo thermal barrier coating on aeroengine turbine blade[J]. Aeroengine， 2011， 37(2)： 38-42. (in Chinese)

[9] 吳子健. 熱噴涂技術(shù)與應(yīng)用[M]. 北京： 機(jī)械工業(yè)出版社， 2016.

[10] 袁福河， 張佳平， 程玉賢， 等. 我國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)用幾種涂層技術(shù)的差距及未來(lái)發(fā)展[J]. 航空制造技術(shù)， 2016, 59(1/2)： 40-44.

Yuan Fuhe， Zhang Jiaping， Cheng Yuxian， et al. Gap and future in technologies of coaings for aeroengine in China[J]. Aeronautical Manufacturing Technology， 2016, 59(1/2)： 40-44. (in Chinese)