徐 瑩 劉峻瑜 樊 虎 賀 晨 王曉雪

（1 北京航天長(zhǎng)征飛行器研究所，北京 100076）

（2 空裝駐北京地區(qū)第三軍代表室，北京 100076）

（3 航天材料及工藝研究所，北京 100076）

文 摘 本文針對(duì)一種新型耐燒蝕防熱涂層在飛行器翼面局部防熱中的應(yīng)用進(jìn)行研究。通過(guò)有限元分析方法對(duì)局部溫度場(chǎng)及熱應(yīng)力變形情況的影響進(jìn)行研究；同時(shí)對(duì)該新型防熱涂層的抗剪切性能進(jìn)行試驗(yàn)考核及微觀形貌分析。研究表明：防熱涂層的使用能夠使飛行器翼面局部部位溫度降低，減小材料變形，有效提高了材料的使用強(qiáng)度。通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)燒蝕試驗(yàn)考核，0.5 mm 防熱涂層的應(yīng)用，能夠在試樣表面溫度達(dá)到1 006 ℃的情況下，背面溫度降到147 ℃，燒蝕后表面形貌良好。該項(xiàng)研究為該防熱涂層在飛行器局部防熱的使用提供了參考。

0 前言

新一代飛行器更高機(jī)動(dòng)性的飛行使用要求，飛行器將面臨熱流更高，時(shí)間更長(zhǎng)的嚴(yán)酷熱環(huán)境條件，可靠的熱防護(hù)系統(tǒng)已經(jīng)成為決定新一代飛行器成敗的關(guān)鍵技術(shù)之一。同時(shí)飛行器舵翼等局部部位相比艙體環(huán)境具有更高熱流、更高剪切力的氣動(dòng)加熱特點(diǎn)。為了滿足舵翼等部位的防熱及力學(xué)承載要求，需要進(jìn)行熱防護(hù)［1］。燒蝕防熱涂層具有施工簡(jiǎn)單、成本低、熱防護(hù)效果好等特點(diǎn)，尤其適用于飛行器復(fù)雜氣動(dòng)外形結(jié)構(gòu)件的熱防護(hù)［2］?，F(xiàn)有燒蝕防熱涂層主要分兩類，一類是以環(huán)氧樹(shù)脂、酚醛樹(shù)脂為樹(shù)脂基體的碳基燒蝕防熱涂層［3］。另一類是以硅橡膠為樹(shù)脂基體的硅基燒蝕防熱涂層［4］。近年來(lái)聚合物燒蝕涂料由于其熱防護(hù)性能強(qiáng)、熱導(dǎo)率低、密度低、抗燒蝕、抗沖擊、施工工藝簡(jiǎn)便，被廣泛用于飛行器表面結(jié)構(gòu)的防熱，尤其廣泛應(yīng)用于各種發(fā)動(dòng)機(jī)表面［5-6］。國(guó)內(nèi)外燒蝕型防熱涂層的研究主要以聚氨酯、環(huán)氧樹(shù)脂、酚醛樹(shù)脂和有機(jī)硅樹(shù)脂為基體樹(shù)脂。王百亞，郭亞林，鄭天亮［7］等人通過(guò)對(duì)有機(jī)硅樹(shù)脂工藝的改性，以獲得更好的綜合性能。為了滿足飛行器高熱流、大剪切力長(zhǎng)時(shí)間的飛行使用要求，采用一種新型硅橡膠樹(shù)脂體系耐燒蝕防熱涂層。

本文針對(duì)某飛行器高熱流長(zhǎng)時(shí)間氣動(dòng)加熱下，復(fù)雜翼面部位在有無(wú)新型耐燒蝕防熱涂層情況下的局部溫度場(chǎng)及熱應(yīng)力變形進(jìn)行仿真計(jì)算對(duì)比分析，并對(duì)新型防熱涂層進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)燒蝕抗剪切力試驗(yàn)研究，對(duì)涂層的微觀機(jī)理進(jìn)行分析，驗(yàn)證理論計(jì)算方法的正確可行性。

1 原理與方法

1.1 熱傳導(dǎo)原理方程

燒蝕防熱涂層采用燒蝕熱防護(hù)法，通過(guò)在燒蝕過(guò)程中損耗自身質(zhì)量，利用熱阻塞、熔融吸熱、輻射散熱、化學(xué)反應(yīng)吸熱等機(jī)制進(jìn)行熱防護(hù)［1］。

一維熱傳導(dǎo)微分方程為［8］：

其中cp—材料比熱，λx—材料熱導(dǎo)率。

1.2 熱應(yīng)力數(shù)學(xué)模型

結(jié)構(gòu)受熱產(chǎn)生的熱變形、熱應(yīng)力等熱匹配性能主要與材料線膨脹系數(shù)、彈性模量及溫度變化量有關(guān)。熱變形量的計(jì)算公式為［9］：

式中，ΔL代表結(jié)構(gòu)受熱產(chǎn)生的變形量，κ代表線膨脹系數(shù)，L代表結(jié)構(gòu)線性尺寸，Δt代表溫度變化量。

1.3 有限元計(jì)算方法

飛行器局部尾翼的溫度及熱應(yīng)力仿真計(jì)算采用ABAQUS 有限元建模軟件，計(jì)算模型如圖1 所示，結(jié)構(gòu)主要包括防熱涂層和尾翼基體兩部分，計(jì)算所用材料性能參數(shù)如表1所示。計(jì)算加載邊界為：飛行器局部翼面熱流密度500～1 600 kW·m-2，其中超過(guò)1 000 kW·m-2的時(shí)間達(dá)到了30 s以上。

表1 材料性能參數(shù)Tab.1 Parameters of material performance

1.4 試驗(yàn)考核方法參數(shù)

開(kāi)展涂層小發(fā)動(dòng)機(jī)剪切力考核試驗(yàn)，試驗(yàn)件涂層厚度為0.5 mm，基材為45 號(hào)鋼材。發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)條件如下：熱流密度qw=900 kW·m-2，焓值hre=2 000 kJ·kg-1，氣流速度ue=910 m·s-1，試驗(yàn)時(shí)間t=20 s。

1.5 燒蝕型防熱涂層制備工藝方法及參數(shù)

燒蝕型防熱涂層是燒蝕型防熱涂料固化后的產(chǎn)物，主要由基體樹(shù)脂、功能填料、固化劑、功能助劑等組成［3］。燒蝕防熱涂層的制備工藝為先使用高速分散機(jī)將各種功能調(diào)料分散在樹(shù)脂中，再使用球磨機(jī)、砂磨機(jī)、翻滾機(jī)等各種設(shè)備以300～500 r/min的攪拌速度將各種原材料研磨半小時(shí)以上直至規(guī)定細(xì)度。涂層制備后再進(jìn)行涂覆施工，基本性能指標(biāo)包括常溫下的密度、比熱容、熱導(dǎo)率、線膨脹系數(shù)、拉伸強(qiáng)度、斷裂伸長(zhǎng)率等。

2 新型防熱涂層在飛行器局部翼面防熱的力熱強(qiáng)度仿真結(jié)果

為了驗(yàn)證新型防熱涂層對(duì)于飛行器局部翼面的防熱效果，針對(duì)加熱環(huán)境條件進(jìn)行表面有無(wú)防熱涂層的溫度場(chǎng)仿真計(jì)算。為了飛行器氣動(dòng)維形需求及尾翼金屬剛度要求所限，防熱涂層厚度選擇為0.5 mm，同時(shí)受限于安裝使用環(huán)境，僅在除翼梢頂部5 mm 區(qū)域范圍外，整體涂覆0.5 mm 防熱涂層。仿真結(jié)果云圖如圖2 和圖3 所示。從圖2 中可以看出，在帶涂層的情況下，尾翼基體頂部裸露金屬溫度處溫度最高達(dá)到了590 ℃，其余部位在防熱涂層的防護(hù)下，溫度呈現(xiàn)梯度變化，在尾翼根部隨著基體的厚度增厚，溫度逐漸降低；從圖3中可以看出，在不帶涂層的情況下，基體的外形尺寸厚度直接影響溫度分布，尾翼基體前端及頂部溫度最高，達(dá)到了790 ℃，是由于該部位較其他部位更薄。

有無(wú)涂層翼面金屬處的溫度對(duì)比如圖4所示。通過(guò)局部結(jié)構(gòu)有無(wú)防熱涂層的溫度場(chǎng)計(jì)算可以看出，在局部結(jié)構(gòu)涂覆0.5 mm新型硅橡膠類防熱涂層，局部翼面靠近上沿位置最高溫度從790 ℃降低到590 ℃，降低了200 ℃，滿足尾翼金屬基體的許用溫度要求。

在尾翼結(jié)構(gòu)溫度場(chǎng)計(jì)算的基礎(chǔ)上，針對(duì)局部結(jié)構(gòu)變形進(jìn)行分析。局部結(jié)構(gòu)的受力載荷云圖如圖5所示，有無(wú)涂層條件下的局部結(jié)構(gòu)位移云圖如圖6和圖7所示。

在使用載荷下，在局部翼面帶防熱涂層情況下，翼的最大位移由原17.7 mm減小到11.7 mm。在局部溫度降低的情況下局部結(jié)構(gòu)變形減小了6 mm，熱應(yīng)力變形量減小值達(dá)到了33%，有效提高了材料的使用強(qiáng)度。這是因?yàn)樵趲繉忧闆r下，金屬基體整體溫度降低，基體的耐受強(qiáng)度增高，同時(shí)溫度降低導(dǎo)致基體材料的彈性模量升高，從而導(dǎo)致熱變形量降低。

3 發(fā)動(dòng)機(jī)抗剪切性能試驗(yàn)及理論研究

針對(duì)新型防熱涂層的抗剪切性能進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)考核，從發(fā)動(dòng)機(jī)剪切力試驗(yàn)可以看出，在發(fā)動(dòng)機(jī)氣流加熱條件下，防熱涂層表面剪切力達(dá)到了

新型硅橡膠類防熱涂層發(fā)動(dòng)機(jī)燒蝕試驗(yàn)前后對(duì)比如圖8 所示。傳統(tǒng)環(huán)氧類防熱涂層材料發(fā)動(dòng)機(jī)燒蝕試驗(yàn)前后對(duì)比如圖9所示。

從圖中可以看出，新型防熱涂層材料保持完好，涂層受熱后形成致密碳化層，試驗(yàn)前后試驗(yàn)件未見(jiàn)明顯變化。采用紅外點(diǎn)溫儀對(duì)試件表面溫度進(jìn)行測(cè)量，硅橡膠類防熱涂層表面溫度達(dá)到1 006 ℃，傳統(tǒng)環(huán)氧類防熱涂層表面溫度達(dá)到1 074 ℃，傳統(tǒng)環(huán)氧類防熱涂層受熱后分解收縮，與基材之間出現(xiàn)疑似裂紋跡象。

新型防熱涂層采用硅橡膠作為樹(shù)脂基體，有效提升了涂層的耐燒蝕性能和粘接性能，與傳統(tǒng)的環(huán)氧類防熱涂層最大差異在于樹(shù)脂基體不同，傳統(tǒng)的環(huán)氧類防熱涂層采用環(huán)氧樹(shù)脂作為樹(shù)脂基體，樹(shù)脂分子結(jié)構(gòu)如圖10所示。環(huán)氧樹(shù)脂雖然具有較高的裂解溫度，但由于自身韌性較差，樹(shù)脂自身斷裂伸長(zhǎng)率不大于10%。當(dāng)溫度超過(guò)300 ℃以后，樹(shù)脂基體急劇釋放出大量裂解氣，涂層發(fā)生明顯收縮，造成開(kāi)裂。

新型防熱涂層采用加成型硅橡膠體系，加成型硅橡膠分子主鏈為Si-O鍵，分子鍵長(zhǎng)和鍵能均明顯高于環(huán)氧樹(shù)脂的C-C鍵。由于分子結(jié)構(gòu)的差異，加成型硅橡膠具有更高的耐溫等級(jí)和更好的柔韌性。其耐溫等級(jí)可達(dá)460 ℃，如圖11所示，同時(shí)樹(shù)脂自身斷裂伸長(zhǎng)率可達(dá)100%，明顯優(yōu)于環(huán)氧樹(shù)脂。在高溫環(huán)境下，由于有機(jī)硅耐溫等級(jí)較高，裂解氣釋放速度相對(duì)較慢，且自身柔韌性較高，因此不會(huì)導(dǎo)致涂層大面積開(kāi)裂。圖12為新型涂層燒蝕后微觀形貌，其碳化層、裂解層及原始層均較為完整，未出現(xiàn)貫穿性裂紋。

兩種涂層材料燒蝕試驗(yàn)后背面溫升如表2所示。使用考慮材料物性參數(shù)的熱傳導(dǎo)方法進(jìn)行理論計(jì)算，兩種涂層性能對(duì)比如表3所示，試驗(yàn)測(cè)量與理論計(jì)算背面溫度曲線如圖13和圖14所示。

表2 背面溫度統(tǒng)計(jì)表Tab.2 Statistics of back temperatures

表3 兩種防熱涂層性能對(duì)比Tab.3 Performance comparison of heat resistant coatings

新型硅橡膠類防熱涂層試驗(yàn)件背面溫升結(jié)果達(dá)到了147 ℃，環(huán)氧類防熱涂層試驗(yàn)件背面溫升結(jié)果達(dá)到了160 ℃。新型硅橡膠類防熱涂層試驗(yàn)件背面溫升理論計(jì)算結(jié)果為173 ℃，環(huán)氧類防熱涂層試驗(yàn)件背面溫升理論計(jì)算結(jié)果為177 ℃，均稍高于試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果，預(yù)測(cè)偏差為17.6%及10.6%，理論預(yù)測(cè)趨于合理。對(duì)于兩種涂層溫升差異的主要原因?yàn)槠湮镄詤?shù)差異造成的，新型防熱涂層的熱導(dǎo)率更低，導(dǎo)致其溫升較環(huán)氧類防熱涂層更低。同時(shí)在實(shí)際加熱過(guò)程中涂層表面會(huì)發(fā)生熱解反應(yīng)，熱解氣體引射進(jìn)入邊界層，起到熱阻塞作用可降低內(nèi)部溫度［11］，這也是導(dǎo)致理論計(jì)算背面溫升高于實(shí)際測(cè)量結(jié)果的主要原因。新型硅橡膠類防熱涂層較環(huán)氧類防熱涂層的樹(shù)脂含量更高，熱分解阻塞效果更加明顯也是導(dǎo)致其背面測(cè)量溫升小于環(huán)氧類防熱涂層的主要原因。

4 結(jié)論

（1）針對(duì)某飛行器高熱流中低焓，大剪切力的局部氣動(dòng)加熱特點(diǎn)，0.5 mm防熱涂層的使用，使得飛行器局部翼面金屬基材溫度降低200 ℃，熱應(yīng)力變形量減小達(dá)到33%，滿足使用要求。

（2）針對(duì)新型防熱涂層與傳統(tǒng)環(huán)氧類防熱涂層進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)剪切力試驗(yàn)研究，其抗剪切力的表面狀態(tài)更好；0.5 mm 涂層使用，在表面溫度達(dá)到1 006 ℃的氣動(dòng)加熱條件下，試驗(yàn)件背面溫度降到147 ℃，理論預(yù)測(cè)趨于合理。

（3）通過(guò)微觀機(jī)理分析，新型防熱涂層通過(guò)改進(jìn)樹(shù)脂體系，改善了防熱涂層的抗燒蝕性能，達(dá)到了良好的耐燒蝕抗剪切力效果，具有較高的工程實(shí)用價(jià)值。