丁羥三組元固體推進劑燃燒工況下氧化鋯熱障涂層燒蝕與隔熱性能分析

趙 昆 劉 沛 王立武 林志遠

（西安航天動力技術研究所 西安 710025）

0 引言

氧化鋯熱障涂層是采用耐高溫、高隔熱的陶瓷材料以涂層的方式與高溫合金基體相復合，降低合金表面工作溫度，提高合金抗高溫氧化腐蝕性能的表面熱防護技術，在航空、航天、船舶、能源、兵器等領域有著廣泛的應用前景。氧化鋯熱障涂層的原理為利用氧化鋯的低熱導率，實現對高溫部件的隔熱防護。氧化鋯熱障涂層一般包括粘接層和氧化鋯面層。粘接層的主要作用是調整氧化鋯面層與金屬基體的線脹系數差異，并提升氧化鋯與金屬基體的粘接能力。常用的粘接層材料為鎳（鈷）鉻鋁釔合金或鉬，粘接層厚度通常為0.1 mm；氧化鋯面層有：普通微米氧化鋯團聚粉、納米氧化鋯團聚粉、納米氧化鋯空心粉及稀土氧化鋯，面層的厚度一般不超過 0.5 mm［1］。

目前氧化鋯涂層已在飛行器的外防熱及各類液體發動機（航空發動機、燃氣輪機及液體火箭發動機）高溫部件（如航空發動機燃燒室、渦輪葉片，航天液體發動機的防護罩、噴管）上得到了較為廣泛的應用［2－4］，但在航天固體火箭發動機領域應用很少。

針對飛行器的外防熱及各類液體發動機高溫部件，熱障涂層工作時的環境介質主要為高溫燃氣，只研究涂層的隔熱性能及界面的粘接性能就能夠滿足工程應用。如果將固體推進劑燃燒產物作為熱障涂層的環境工質，不僅需要研究涂層的隔熱性能和界面粘結性能，還需研究涂層在高溫、高壓燃氣及高速粒子作用下抗高溫、抗粒子沖刷和撞擊的能力，即燒蝕性能。本文針對丁羥三組元固體火箭推進劑的特點，通過合理設計正交試驗，開展了固體推進劑燃氣工況下幾種不同工藝氧化鋯涂層的燒蝕、隔熱性能研究工作，以期拓展熱障涂層在固體火箭發動機領域的應用。

1 試驗

1.1 試驗方案

在某小型固體火箭發動機噴管出口加裝氧化鋯涂層試件，利用固體發動機工作產生的燃氣沖刷氧化鋯涂層試片，以模擬固體火箭發動機產生的高溫燃氣對氧化鋯涂層的燒蝕。參加試驗的固體火箭發動機均為同鍋裝藥，推進劑性能一致。參試的發動機主要參數如下：發動機工作時間0.9 ms，推進劑為丁羥三組元復合推進劑，其鋁粉含量為18wt%，燃燒室平均壓強為 13.4 MPa（20℃），流量為 1.68 kg／s（20℃）。

試驗方案示意圖見圖1所示，兩個半圓柱形試件通過專用工裝被固定在固體火箭發動機噴管出口部位，利用發動機工作時產生的燃氣進行燒蝕試驗。

圖1 試驗方案示意圖Fig.1 Schematic diagram of the test plan

通過設計不同種類試件進行對比試驗。采用燒蝕厚度表征燒蝕性能以期揭示不同狀態氧化鋯涂層的燒蝕規律。

1.2 試樣制備

1.2.1 試樣材料

根據參試固體發動機的相關接口，設計的試件見圖2。試件選用45＃鋼作為基體材料。涂層粘接層分別選用鎳（鈷）鉻鋁釔合金和鉬；涂層面層選用兩種不同工藝的材料：納米氧化鋯團聚粉、納米氧化鋯空心粉，其成分包含92wt%的氧化鋯和8wt%的氧化釔［5］。

圖2 試件尺寸圖Fig.2 Specimen size

1.2.2 試樣加工

根據設計圖紙加工厚度分別為2.5、4.5 mm的基體試件。對試件進行清理后噴砂處理，采用瑞士Sul?zer Metco公司9M等離子噴涂系統噴涂氧化鋯涂層。粘接層分別采用鎳（鈷）鉻鋁釔合金（標記為A1）和鉬（標記為A2），面層依次使用納米氧化鋯團聚粉（標記為B1）和納米氧化鋯空心粉末（標記為B2）。涂層面層厚度分別為0.25、0.5 mm。根據正交試驗設計的具體試件狀態見表1。

表1 試件狀態Tab.1 Specimen status

1.3 試驗設備

試件制備采用瑞士Sulzer Metco公司9M等離子噴涂系統進行氧化鋯涂層噴涂，功率40 kW，槍距調整至 80 mm、預熱溫度為 200℃、送粉量 40 g／min［6］。

2 結果與分析

2.1 氧化鋯涂層燒蝕性能

圖3 熱吹試驗前后狀態Fig.3 Before and after the test state

根據試驗方案，本試驗共完成8個不同種類的試件熱吹燒蝕試驗。熱吹試驗前后狀態見圖3。部分試件熱吹試驗后的狀態見圖4。通過對所有試件試驗前后厚度的測量，計算出的試件燒蝕量見表2。

圖4 部分試件熱吹試驗后狀態Fig.4 States of part of the specimens after the test

表2 基體厚度、粘接層種類、涂層種類及涂層厚度影響因素的正交燒蝕試驗結果Tab.2 Orthogonal ablation test results with matrixthickness， adhesive－layer type， surface－layer type and surface－layer thickness factors

試驗結果表明，影響氧化鋯涂層燒蝕量的因素主次順序依次為涂層厚度、粘接層種類、涂層種類、基體厚度。涂層厚度是影響燒蝕量的主因，涂層厚度越厚，其燒蝕量越大。首先說明氧化鋯涂層抗燃氣中Al2O3固體粒子沖刷的能力較弱，厚度越厚，被沖刷燒蝕掉的越多；其次，氧化鋯涂層厚度越厚，涂層與基體的附著力越差，就越容易被沖刷燒蝕掉。由于粘接層的熔點高達1 350℃以上，而基體厚度引起比熱容的變化較小，對粘接層附近的溫度影響不在一個數量級上，因此基體厚度對氧化鋯燒蝕量幾乎無影響。粘接層種類與氧化鋯涂層燒蝕量相關，采用鉬作為粘接層的涂層燒蝕性能明顯優于采用鎳（鈷）鉻鋁釔合金的。主要原因為鉬的熔點（2 600℃）明顯高于鎳（鈷）鉻鋁釔合金的熔點（1 350℃），高溫下鉬相比鎳（鈷）鉻鋁釔合金與涂層能更好粘接在一起而不被沖刷掉。涂層種類對氧化鋯涂層的燒蝕性能影響較小。因為納米氧化鋯空心粉相比納米氧化鋯團聚粉對涂層的結合強度的提升不多（約10 MPa），而燃氣中Al2O3粒子沖刷、擊打的強度遠大于氧化鋯面層的結合強度。

2.2 氧化鋯涂層隔熱性能

燒蝕試驗前，還在試件外壁面安裝了熱電偶，以了解不同工藝氧化鋯涂層的隔熱性能。8種不同試件前5 s時間內外壁面溫度隨時間的變化曲線見圖5。為增強試驗對比效果，還增加了4.5 mm厚純鋼不噴涂氧化鋯涂層試件熱吹試驗。隔熱試驗測得的發動機工作開始至5 s時刻的溫度數據見表3。

圖5 試件壁溫隨時間變化曲線Fig.5 Specimens wall temperature－time curve

表3 基體厚度、粘接層種類、涂層種類及涂層厚度因素的正交隔熱試驗結果Tab.3 Orthogonal thermal insulation test results with matrix－thickness， adhesive－layer type， surface－layer type and surface－layer thickness factors

圖5表明，噴涂氧化鋯涂層的試件相比純鋼試件，其隔熱效果顯著。正交隔熱試驗結果表明，影響氧化鋯涂層隔熱性能的因素主次順序依次為基體厚度、面層種類、面層厚度及粘接層種類。基體厚度是影響氧化鋯涂層的隔熱效果的主因。基體越厚，隔熱效果越好。由于基體相比氧化鋯涂層要厚很多，熱容也相應要大很多，因此基體厚度對氧化鋯涂層的隔熱性能影響較大。面層種類對涂層的隔熱性能有較大影響，納米氧化鋯空心粉隔熱性能優于納米氧化鋯團聚粉。原因為納米氧化鋯空心粉面層的導熱率低于納米氧化鋯團聚粉面層。面層厚度越厚，燒蝕量越大，但對涂層隔熱性能的影響卻不顯著。這是因為氧化鋯涂層的隔熱原理有別于非金屬隔熱，非金屬隔熱主要靠燒蝕帶走熱量，而氧化鋯涂層主要靠自身的低熱導率進行隔熱。

3 結論

本文針對丁羥三組元固體推進劑，開展了不同工藝氧化鋯熱障涂層的燒蝕和隔熱性能研究。結果表明影響氧化鋯涂層燒蝕性能的因素主次順序依次為涂層厚度、粘接層種類、涂層種類、基體厚度；影響氧化鋯涂層隔熱性能的因素主次順序依次為基體厚度、涂層種類、涂層厚度及粘接層種類。

參考文獻

［1］張亮，章橋新.普通與納米ZrO2涂層性能對比研究［J］.熱加工工藝，2008，37（7）：67－73.

［2］ PADTURE N P，GELL M，JORDAN E H.Thermal barri?er coatings for gas－turbine engine applications［J］.Science，2002，296（5566）：279－284.

［3］ UWE S， CHRISTOPH L， KLAUS F， et al.Some recent trends in research and technology of advanced thermal barrier coatings［J］.Aerospace Science Technology， 2003，7（1）：73－80.

［4］徐惠彬，宮聲凱，劉福順.航空發動機熱障涂層材料體系的研究［J］.航空學報，2000，21（1）：7－12.

［5］王樂，李太江，等.45＃鋼表面大氣等離子噴涂氧化釔部分穩定氧化鋯熱障涂層及其性能［J］.材料保護，2014，47（10）：1－5.

［6］華六五，梁國正，等.大氣等離子噴涂納米ZrO2涂層工藝與性能研究［J］.固體火箭技術，2007，30（2）：155－158.