吳敏，張國濤，黨力，陳哲，汪耀源，韓艷松

(1.湖北航天化學(xué)技術(shù)研究所，襄陽 441003；2.火箭軍裝備部駐襄陽地區(qū)軍事代表室，襄陽 441003）

0 引言

近年來隨著鋁合金殼體在固體火箭發(fā)動機(jī)中廣泛應(yīng)用，在發(fā)動機(jī)研制過程的關(guān)鍵時刻，經(jīng)常出現(xiàn)一些發(fā)動機(jī)絕熱層燒蝕變形、脫落等缺陷甚至殼體燒穿引起的故障模式，直接影響發(fā)動機(jī)的可靠性和壽命，影響整彈的研制進(jìn)程。采用復(fù)合固體推進(jìn)劑的固體火箭發(fā)動機(jī)燃燒室，存在高壓、高溫度(3000 K 左右)燃?xì)?、工作時間相對較長、熱流密度高等惡劣工作環(huán)境，燃燒室的熱防護(hù)設(shè)計[1]是一個至關(guān)重要的問題，特別是針對高溫燃?xì)庠谡麄€工作時間內(nèi)均直接作用絕熱層表面、側(cè)邊通氣面積較小易形成高速氣流的條件下，絕熱層更是面臨高速氣流沖刷、燒蝕、脫落等嚴(yán)酷考驗，極易導(dǎo)致殼體燒穿試驗失敗。在燃?xì)饬魉俚偷臈l件下，燃燒室內(nèi)表面的隔熱防護(hù)方案至今已發(fā)展較為成熟，主要采用三元乙丙(EPDM)、丁腈等常用的橡膠類軟質(zhì)隔熱材料[2]通過熱解化學(xué)反應(yīng)，使絕熱層碳化、燒蝕帶走大量熱量，減緩燃?xì)鈱んw的傳熱速率；在高速氣流條件下，長尾管內(nèi)則選用耐沖刷能力強(qiáng)的碳纖維或高硅氧材料等硬質(zhì)隔熱防護(hù)組件。無論是采用軟質(zhì)的EPDM、丁腈等，還是硬質(zhì)的碳纖維等材料，均需要材料有足夠厚度以滿足最小生產(chǎn)工藝厚度、耐燒蝕、抗沖刷性能的要求。硅酸鹽高溫涂料[3]是采用噴涂或刷涂工藝，存在粘接力弱、厚度大(1～3 mm)、抗沖刷能力差等特點(diǎn)，一般只能用于發(fā)動機(jī)內(nèi)的擋藥板、固定架等輔助件上。

在航空發(fā)動機(jī)燃?xì)鉁u輪葉片上噴涂氧化鋯作為熱障涂層(Thermal barrier coatings, TBCs)已得到廣泛應(yīng)用[4-8]，當(dāng)前的研究成果表明熱障涂層可長時間在1150 ℃條件下服役，較新的研究成果也只開展在1100 ℃高溫下內(nèi)應(yīng)力分析及仿真[9]，1200 ℃下的熱沖擊驗證試驗[10]，1300 ℃/500 h的高溫時效測試分析[11,12]；下一代燃?xì)鉁u輪葉片的工作溫度將在1250 ℃以上[6]，極限使用溫度高達(dá)1600 ℃，未見有公開報道YSZ 涂層技術(shù)在更高溫度條件下使用。

隔熱涂層具有優(yōu)良的抗高溫穩(wěn)定性，涂層膨脹系數(shù)與金屬基材接近，較好的耐熱沖擊性能，涂層和基體有良好的結(jié)合力，尤其具有極低熱傳導(dǎo)性能，同時還具有粘接強(qiáng)度高、厚度很薄節(jié)省設(shè)計空間、耐高溫等顯著優(yōu)點(diǎn)。純凈的ZrO2有單斜晶(M)、四方晶(T)和立方晶(C)三種晶型，且不同晶型之間可以互相轉(zhuǎn)化，M 型、T 型轉(zhuǎn)變是可逆的，但從高溫型轉(zhuǎn)變?yōu)榈蜏匦陀忻黠@的滯后效應(yīng)[8]。從轉(zhuǎn)化溫度可知涂層受熱后溫度小于2500 ℃時涂層晶型結(jié)構(gòu)穩(wěn)定[8]，因此可以考慮將該涂層應(yīng)用于燃燒溫度小于2500 ℃、較短工作時間的固體火箭發(fā)動機(jī)燃燒室內(nèi)。

本文結(jié)合噴涂氧化鋯涂層工程技術(shù)及熔融溫度范圍，將該技術(shù)應(yīng)用在固體火箭發(fā)動機(jī)的殼體熱防護(hù)措施中，通過相關(guān)試驗驗證氧化鋯涂層材料及噴涂工藝在固體火箭發(fā)動機(jī)殼體的熱防護(hù)效果，有望解決橡膠類絕熱層容易出現(xiàn)的燒蝕、沖刷、脫落等一般故障，以期為固體火箭發(fā)動機(jī)的隔熱防護(hù)提供實(shí)際指導(dǎo)。

1 涂層制備、性能及仿真模型

1.1 涂層制備

陶瓷面層是質(zhì)量分?jǐn)?shù)為7%的氧化釔部分穩(wěn)定的氧化鋯(Y2O3Partly Stabilized Zirconia,YSZ)，采用大氣等離子噴涂(Air Plasma Spray，APS)工藝制備，金屬粘結(jié)層為NiCrAlY，采用低壓等離子噴涂(Low Pressure Plasma Spray, LPPS)工藝制備，形成雙涂層結(jié)構(gòu)，涂層較為致密，涂層與涂層、涂層與基體間界面結(jié)合較好，涂層抗拉結(jié)合強(qiáng)度達(dá)到32.6 MPa，滿足固體發(fā)動機(jī)的高溫燃?xì)鈱Ω魺岜诿嫘纬傻臎_刷、剝離等結(jié)合強(qiáng)度要求。涂層示意圖如圖1 所示。

圖1 YSZ 涂層示意圖Fig.1 Diagram of YSZ coating

1.2 涂層性能表征

對樣片測試表征，按照GB/T22588-2008 對YSZ 涂層的熱導(dǎo)率進(jìn)行測試，為0.5～1.4 W/m·K、NiCrAlY 層熱導(dǎo)率為5～16 W/m·K；結(jié)合強(qiáng)度采用GB/T 8642-2002 方法，測試設(shè)備為CMT5205 型拉伸試驗機(jī)?？篃嵴鹦阅軠y試采用熱電爐加熱試片至1050 ℃、保溫5 min、并在3 s 內(nèi)放入20 ℃水中，冷卻至室溫的方法，測試設(shè)備為RJX-4-13型箱式高溫電爐，采用R 型熱電偶進(jìn)行測量控溫。由于固體發(fā)動機(jī)鋁合金殼體為單次使用，因此循環(huán)次數(shù)定為10 次。孔隙率采用金相方法按照GB/T 3365-2008 對涂層測量，金相測試設(shè)備為GX51金相顯微鏡。涂層的各項主要性能見表1。對隔熱涂層來說，熱導(dǎo)率(λ)是其最重要的性能數(shù)據(jù)，導(dǎo)熱系數(shù)越小，則材料的隔熱性越好。熱膨脹系數(shù)與金屬基體材料基本相當(dāng)，可保證在升溫過程中不會因熱膨脹系數(shù)差異較大引起較大的熱應(yīng)力導(dǎo)致產(chǎn)生分離脫落等故障。

表1 涂層的機(jī)械和熱力學(xué)性能Table 1.Mechanical and thermodynamic properties of the coating

1.3 仿真模擬參數(shù)

殼體為鋁合金7A09，受燃燒室工作壓強(qiáng)限制，殼體設(shè)計厚度為5.0 mm，在殼體內(nèi)表面先噴涂一層厚度為0.1 mm 的NiCrAlY 粘結(jié)層后，再噴涂0.3 mm 的YSZ(7 wt.% Y2O3穩(wěn)定的ZrO2)，得到最終涂層結(jié)構(gòu)。鋁合金與涂層等三種材料與傳熱相關(guān)的物理性能見表2。

表2 鋁合金、涂層和粘結(jié)層的物理性能Table 2 Physical properties of Al, coating and transition layer

固體發(fā)動機(jī)穩(wěn)定工作壓強(qiáng)為12 MPa(環(huán)境及試驗溫度均為20 ℃)，燃?xì)鉁囟葹?200 ℃并作用于噴涂層表面，熱瞬態(tài)分析時間為1.5 s，剖面模型簡化為燃?xì)庾饔糜谕繉颖砻?，?jīng)涂層與粘結(jié)層熱傳導(dǎo)到鋁殼體上。

采用有限元法計算分析在高溫燃?xì)?、高壓?qiáng)的條件下，鋁合金殼體采用了噴涂YSZ 涂層后，溫度場的瞬態(tài)變化過程。針對該仿真對象特點(diǎn)，做出以下基本假設(shè)：(1) 工件及涂層連續(xù)且均勻，忽略材料氣孔、局部裂紋及其他缺陷對材料熱物性參數(shù)的影響；(2) 燃?xì)獾臒嵩捶€(wěn)定，不隨高溫燃?xì)庠诎l(fā)動機(jī)內(nèi)部的流速變化而影響接觸溫度、熱交換效應(yīng)等參數(shù)；(3) 忽略鋁殼體外側(cè)面與外界的對流及輻射。

采用SolidWorks Simulation 有限元軟件進(jìn)行瞬態(tài)傳熱仿真計算，為提高計算效率，對模型只采用了沿徑向厚度方向建立2 mm 高度的模型，仿真模型中沿徑向厚度分別為0.3 mm YSZ 涂層、0.1 mm NiCrAlY 層、5.0 mm 鋁合金殼體。由于涂層的導(dǎo)熱系數(shù)低、材料厚度薄，溫度梯度較大，因此對YSZ 涂層與NiCrAlY 層采用較致密的網(wǎng)格劃分，除了YSZ 內(nèi)表面與鋁合金殼體外表面之外(圖2 中的左側(cè)面與右側(cè)面)，其余4 面均為對稱模型，網(wǎng)絡(luò)模型為見圖2。

圖2 徑向模型網(wǎng)格Fig.2 Finite mesh of the model

2 結(jié)果與討論

2.1 仿真分析的溫度場結(jié)果

設(shè)定仿真瞬態(tài)步長為0.05 s、完成0～1.5 s 瞬態(tài)溫度場仿真模擬計算，1.5 s 時刻整個模型仿真結(jié)果溫度場云圖見圖3 所示。發(fā)動機(jī)工作到1.5 s結(jié)束時刻，模型沿徑向方向0～5.4 mm 內(nèi)的溫度變化見圖4；鋁殼體外表面0～1.5 s 內(nèi)的溫度隨時間變化情況見圖5。

圖3 溫度變化仿真結(jié)果Fig.3 Temperature distribution of the model

圖4 徑向溫度分布圖Fig.4 Temperature distribution of radial direction

圖5 殼體外表面的溫度變化圖Fig.5 Temperature distribution of shell's outer surface

仿真分析結(jié)果表明，從圖4 可知粘結(jié)層與鋁殼體接觸面的溫度為255 ℃，遠(yuǎn)未達(dá)到鋁合金殼體的熔化溫度點(diǎn)，分析認(rèn)為在該條件下鋁合金殼體能滿足材料耐溫要求；從圖5 可知鋁合金殼體外表面的溫度變化從0到0.3 s開始爬升較為緩慢，之后逐漸為線性快速增長；經(jīng)過1.5 s 后殼體外側(cè)面溫度為194 ℃，與殼體內(nèi)側(cè)面的溫度差為61 ℃，鋁合金殼體的平均溫度值約為224.5 ℃，仍能夠滿足發(fā)動機(jī)殼體在理論計算15 MPa 條件下的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度使用要求，保證發(fā)動機(jī)殼體設(shè)計安全可靠。

2.2 驗證試驗結(jié)果及分析

發(fā)動機(jī)殼體為鋁合金7A09 厚度5 mm，噴涂0.1 mm NiCrAiY 粘結(jié)層與噴涂0.3 mm YSZ 完成隔熱涂層的熱防護(hù)功能，對整個發(fā)動機(jī)開展了各項環(huán)境試驗(沖擊、振動、運(yùn)輸、高低溫循環(huán))考核后，再進(jìn)行點(diǎn)火考核試驗。發(fā)動機(jī)工作時間為1.5 s、工作壓強(qiáng)約12 MPa、理論燃?xì)鉁囟葹?200 ℃，發(fā)動機(jī)試驗壓強(qiáng)曲線見圖6，從點(diǎn)火開始直到工作結(jié)束以及燃?xì)庑箟哼^程，高溫燃?xì)饩讨苯咏佑|到噴涂層表面。在發(fā)動機(jī)殼體外表面的兩處對稱位置，采用貼片式熱電偶溫度傳感器進(jìn)行溫度測量，發(fā)動機(jī)殼體外表面測試溫度變化曲線見圖7。

圖6 發(fā)動機(jī)工作壓強(qiáng)曲線Fig.6 SRM working pressure curve

圖7 殼體外表面溫度變化曲線Fig.7 Temperature results of shell's outer surface

通過圖7 溫度曲線可以判斷，兩路溫度測試結(jié)果保持了較好的一致性，在初始階段表面溫度維持在環(huán)境溫度約0.4 s，之后開始呈均勻直線上升至最高溫度約為180 ℃，比發(fā)動機(jī)工作燃燒完的時間略有延遲近1 s 達(dá)到最高溫度，之后隨著對流及熱輻射的影響開始逐漸降溫。

點(diǎn)火試驗后拆卸發(fā)動機(jī)殼體，發(fā)現(xiàn)噴涂的YSZ 涂層與鋁合金殼體結(jié)合面良好、結(jié)構(gòu)完整，鋁合金未見局部熔融、涂層未見局部脫落、翹起等缺陷現(xiàn)象。經(jīng)過多發(fā)次地面試驗與飛行試驗考核，均取得圓滿成功，試驗結(jié)果表明YSZ 涂層具有良好的抗熱沖擊性能，實(shí)現(xiàn)對鋁合金殼體的隔熱防護(hù)及保證結(jié)構(gòu)強(qiáng)度要求，能滿足發(fā)動機(jī)燃燒室的使用要求。

3 結(jié)論

(1) 在固體火箭發(fā)動機(jī)內(nèi)燃?xì)饩哂懈邷?、高壓、流速高的條件下，在鋁合金殼體內(nèi)表面上采用等離子噴涂氧化鋯涂層技術(shù)，具有極低的熱導(dǎo)率(1.07 W/(m·K))，可大幅度地減小熱防護(hù)層設(shè)計厚度至0.4 mm、有效擴(kuò)大了燃?xì)馔ǖ烂娣e，同時解決了軟質(zhì)絕熱層容易出現(xiàn)燒蝕、脫落等缺陷引起的發(fā)動機(jī)殼體燒穿等故障模式。

(2) 從仿真結(jié)果可知，噴涂YSZ 涂層后可大幅度降低高溫燃?xì)鈱︿X合金殼體的熱傳導(dǎo)加熱效應(yīng)，保證鋁合金殼體的材料強(qiáng)度在安全使用范圍。從多次驗證試驗考核結(jié)果可知，在2200 ℃、1.5 s 高溫燃?xì)鈼l件下，YSZ 涂層對鋁合金殼體表現(xiàn)出優(yōu)良的隔熱防護(hù)功能，殼體外表面最高只有約180 ℃，涂層工作過程穩(wěn)定可靠，充分驗證及拓展了YSZ 涂層在高溫燃?xì)忸I(lǐng)域的應(yīng)用范圍；可將殼體內(nèi)表面噴涂YSZ 涂層的工藝應(yīng)用于工作時間較短、燃?xì)鉁囟容^高的其它固體火箭發(fā)動機(jī)的隔熱防護(hù)措施中。