徐 瑩 劉峻瑜 樊 虎 賀 晨 王曉雪

（1 北京航天長征飛行器研究所，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)用進行研究。通過有限元分析方法對局部溫度場及熱應(yīng)力變形情況的影響進行研究；同時對該新型防熱涂層的抗剪切性能進行試驗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度。通過發(fā)動機燒蝕試驗考核，0.5 mm 防熱涂層的應(yīng)用，能夠在試樣表面溫度達到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動性的飛行使用要求，飛行器將面臨熱流更高，時間更長的嚴酷熱環(huán)境條件，可靠的熱防護系統(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、更高剪切力的氣動加熱特點。為了滿足舵翼等部位的防熱及力學(xué)承載要求，需要進行熱防護［1］。燒蝕防熱涂層具有施工簡單、成本低、熱防護效果好等特點，尤其適用于飛行器復(fù)雜氣動外形結(jié)構(gòu)件的熱防護［2］?，F(xiàn)有燒蝕防熱涂層主要分兩類，一類是以環(huán)氧樹脂、酚醛樹脂為樹脂基體的碳基燒蝕防熱涂層［3］。另一類是以硅橡膠為樹脂基體的硅基燒蝕防熱涂層［4］。近年來聚合物燒蝕涂料由于其熱防護性能強、熱導(dǎo)率低、密度低、抗燒蝕、抗沖擊、施工工藝簡便，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)動機表面［5-6］。國內(nèi)外燒蝕型防熱涂層的研究主要以聚氨酯、環(huán)氧樹脂、酚醛樹脂和有機硅樹脂為基體樹脂。王百亞，郭亞林，鄭天亮［7］等人通過對有機硅樹脂工藝的改性，以獲得更好的綜合性能。為了滿足飛行器高熱流、大剪切力長時間的飛行使用要求，采用一種新型硅橡膠樹脂體系耐燒蝕防熱涂層。

本文針對某飛行器高熱流長時間氣動加熱下，復(fù)雜翼面部位在有無新型耐燒蝕防熱涂層情況下的局部溫度場及熱應(yīng)力變形進行仿真計算對比分析，并對新型防熱涂層進行發(fā)動機燒蝕抗剪切力試驗研究，對涂層的微觀機理進行分析，驗證理論計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法，通過在燒蝕過程中損耗自身質(zhì)量，利用熱阻塞、熔融吸熱、輻射散熱、化學(xué)反應(yīng)吸熱等機制進行熱防護［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 有限元計算方法

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

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

1.4 試驗考核方法參數(shù)

開展涂層小發(fā)動機剪切力考核試驗，試驗件涂層厚度為0.5 mm，基材為45 號鋼材。發(fā)動機試驗條件如下：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，試驗時間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將各種功能調(diào)料分散在樹脂中，再使用球磨機、砂磨機、翻滾機等各種設(shè)備以300～500 r/min的攪拌速度將各種原材料研磨半小時以上直至規(guī)定細度。涂層制備后再進行涂覆施工，基本性能指標包括常溫下的密度、比熱容、熱導(dǎo)率、線膨脹系數(shù)、拉伸強度、斷裂伸長率等。

2 新型防熱涂層在飛行器局部翼面防熱的力熱強度仿真結(jié)果

為了驗證新型防熱涂層對于飛行器局部翼面的防熱效果，針對加熱環(huán)境條件進行表面有無防熱涂層的溫度場仿真計算。為了飛行器氣動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到了590 ℃，其余部位在防熱涂層的防護下，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，達到了790 ℃，是由于該部位較其他部位更薄。

有無涂層翼面金屬處的溫度對比如圖4所示。通過局部結(jié)構(gòu)有無防熱涂層的溫度場計算可以看出，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)溫度場計算的基礎(chǔ)上，針對局部結(jié)構(gòu)變形進行分析。局部結(jié)構(gòu)的受力載荷云圖如圖5所示，有無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)力變形量減小值達到了33%，有效提高了材料的使用強度。這是因為在帶涂層情況下，金屬基體整體溫度降低，基體的耐受強度增高，同時溫度降低導(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)動機抗剪切性能試驗及理論研究

針對新型防熱涂層的抗剪切性能進行發(fā)動機試驗考核，從發(fā)動機剪切力試驗可以看出，在發(fā)動機氣流加熱條件下，防熱涂層表面剪切力達到了

新型硅橡膠類防熱涂層發(fā)動機燒蝕試驗前后對比如圖8 所示。傳統(tǒng)環(huán)氧類防熱涂層材料發(fā)動機燒蝕試驗前后對比如圖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，試驗前后試驗件未見明顯變化。采用紅外點溫儀對試件表面溫度進行測量，硅橡膠類防熱涂層表面溫度達到1 006 ℃，傳統(tǒng)環(huán)氧類防熱涂層表面溫度達到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脂基體不同，傳統(tǒng)的環(huán)氧類防熱涂層采用環(huán)氧樹脂作為樹脂基體，樹脂分子結(jié)構(gòu)如圖10所示。環(huán)氧樹脂雖然具有較高的裂解溫度，但由于自身韌性較差，樹脂自身斷裂伸長率不大于10%。當溫度超過300 ℃以后，樹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，分子鍵長和鍵能均明顯高于環(huán)氧樹脂的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和更好的柔韌性。其耐溫等級可達460 ℃，如圖11所示，同時樹脂自身斷裂伸長率可達100%，明顯優(yōu)于環(huán)氧樹脂。在高溫環(huán)境下，由于有機硅耐溫等級較高，裂解氣釋放速度相對較慢，且自身柔韌性較高，因此不會導(dǎo)致涂層大面積開裂。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)方法進行理論計算，兩種涂層性能對比如表3所示，試驗測量與理論計算背面溫度曲線如圖13和圖14所示。

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

表3 兩種防熱涂層性能對比Tab.3 Performance comparison of heat resistant coatings

新型硅橡膠類防熱涂層試驗件背面溫升結(jié)果達到了147 ℃，環(huán)氧類防熱涂層試驗件背面溫升結(jié)果達到了160 ℃。新型硅橡膠類防熱涂層試驗件背面溫升理論計算結(jié)果為173 ℃，環(huán)氧類防熱涂層試驗件背面溫升理論計算結(jié)果為177 ℃，均稍高于試驗測量結(jié)果，預(yù)測偏差為17.6%及10.6%，理論預(yù)測趨于合理。對于兩種涂層溫升差異的主要原因為其物性參數(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。同時在實際加熱過程中涂層表面會發(fā)生熱解反應(yīng)，熱解氣體引射進入邊界層，起到熱阻塞作用可降低內(nèi)部溫度［11］，這也是導(dǎo)致理論計算背面溫升高于實際測量結(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）針對某飛行器高熱流中低焓，大剪切力的局部氣動加熱特點，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)力變形量減小達到33%，滿足使用要求。

（2）針對新型防熱涂層與傳統(tǒng)環(huán)氧類防熱涂層進行發(fā)動機剪切力試驗研究，其抗剪切力的表面狀態(tài)更好；0.5 mm 涂層使用，在表面溫度達到1 006 ℃的氣動加熱條件下，試驗件背面溫度降到147 ℃，理論預(yù)測趨于合理。

（3）通過微觀機理分析，新型防熱涂層通過改進樹脂體系，改善了防熱涂層的抗燒蝕性能，達到了良好的耐燒蝕抗剪切力效果，具有較高的工程實用價值。