一種機載導彈艙體內隔熱層快速成型技術

肖軍　程功　趙融　魏仲委

摘 要： 為確保機載導彈艙體內精密元器件/組件和儀器儀表的正常工作， 免受高速飛行氣動加熱的影響， 需要采取熱防護措施。 文章討論了一種艙體內隔熱粘貼成型技術， 該技術既適合機載導彈小批量、 多批次、快速成型的科研試制， 也適合批產工程制造。

關鍵詞： 機載導彈； 隔熱； 成型技術； 熱防護

中圖分類號： TJ760.1 文獻標識碼： A 文章編號： 1673-5048（2018）03-0083-05

0 引 言

機載導彈長時間在稠密大氣層中超聲速、 高超聲速飛行， 會產生強烈的氣動加熱， 艙體內精密元器件/組件和儀器儀表面臨嚴峻的氣動熱環境。 為確保導彈系統正常工作， 需要對艙體內精密元器件/組件和儀器儀表進行熱防護[1-2]。

機載導彈常見的艙體內熱防護， 將低熱導率的輕質材料粘貼在艙體內壁表面成型為隔熱層。 成型工藝較為復雜、 耐熱性不高。 采用噴涂耐高溫隔熱涂料成型隔熱層的設計是機載導彈艙體隔熱的另一種方式。 這種方式成型的隔熱層結構簡單， 避免了粘貼方式的繁瑣步驟。 然而， 現行噴涂成型隔熱層的方式對厚度大、 相鄰部位厚度要求各異的場合， 噴涂、 晾置遍數多， 施工周期長， 涂料損耗較大， 難以適應機載導彈型號研制及批產交付過程小批量、 多批次、 要求快速成型工程化應用的需要。

1 粘貼與噴涂工藝

1.1 艙體內隔熱

目前， 機載導彈艙體內隔熱層多采用低熱導率隔熱材料[3-7]， 例如， 玻璃棉、 巖棉、 氣凝膠、 軟木和泡沫等材料。 成型方式包括粘貼、 噴涂及其他工藝。 內隔熱層成型的主要方式是將輕質隔熱材料粘貼到艙體防熱部位的內壁表面， 或將隔熱涂料噴涂在艙體內壁表面形成隔熱層。

常見艙體隔熱層的粘貼成型工藝較為復雜， 為避免隔熱材料因碎屑掉渣影響艙體內精密儀器儀表和組件正常運轉， 需要將上述隔熱材料經玻璃布等材料包裹、 定形， 再用膠粘劑粘貼到艙體內壁。 常用隔熱層膠粘劑的耐熱性不高于150 ℃， 當彈道氣動加熱在350 ℃以上時， 會產生煙霧， 發生著火、 脫落等現象， 難以滿足高速導彈隔熱防護的需要。

TR37是一種航空航天飛行器用雙組份輕質隔熱涂料， 主要成分是硅酮彈性體和空芯玻璃微球。 由于采用高等級耐熱硅酮樹脂為基體， 輔以增強耐熱性的復合金屬氧化物， 使其長期工作溫度可達400 ℃， 短時可達600 ℃以上。 采用TR37輕質隔熱涂料制備的隔熱層， 由于含有大量的空芯微球， 密度約為0.5 g/cm3， 熱導率約0.1 W/（m·K）， 具有優良的隔熱性能。 該隔熱層不僅質量輕、 柔韌性和強度好， 內聚強度遠高于巖棉、 玻璃棉、 氣凝膠、 泡沫材料等隔熱層， 使用過程中不存在掉渣、 劃傷后分層、 脫落、 脫粘等問題。 理論上， 采用分區噴涂成型方式可以獲得厚度精準的隔熱層， 然而， 對于狹小、 復雜的艙體結構， 尤其是在大面積粘貼輕質隔熱層的相鄰部位噴涂不同厚度的TR37隔熱層時， 噴涂操作步驟顯得繁瑣。 此外， 噴涂較厚TR37隔熱涂層的施工周期長、 材料損耗較大。

TR37噴涂遍數多， 晾置、 干燥時間長， 而且產品一直受隔熱層厚度超差、 加工周期長、 返工多、 材料損耗大、 外觀和個體差異難以接受等問題困擾， 質量一致性和進度難以滿足小批量、 多批次科研生產需求。 一種改進設計方案是將TR37隔熱涂料預先制成不同厚度的隔熱層片基， 需要時采用粘貼方式成型為內隔熱層。 這種方案無需玻璃布包裹隔熱材料， 直接粘貼TR37隔熱層到殼體上， 既簡便又快捷， 材料損耗少， 有助于緩解因艙體結構件加工慢、 整個交付周期長的困境， 是單純噴涂TR37隔熱涂料成型隔熱層方式的一種補充手段。

1.2 兩種成型技術比較

內隔熱層粘貼成型與直接噴涂成型方式的比較如表1所示。

對比分析可見， 采用新的隔熱層粘貼方式較現行直接噴涂方式具有以下優點：

a. 由于殼體結構件加工周期長， 提前批量制備TR37隔熱預制片， 待殼體到達后的試制加工周期明顯比直接噴涂方式短；

b. 現行的艙體內TR37隔熱層手工噴涂方式經常超厚、 偏薄， 需經常性打磨、 返工才能通過交檢； 新的粘貼方式得到的隔熱層厚度一致性好、 外觀質量好；

c. 由于避免頻繁打磨操作， 可節省大量的隔熱涂料；

d. 由于避免大量打磨操作， 艙體內打磨碎屑少， 避免了專項清理碎屑工作。

對比表1可知， 新粘貼方式比直接噴涂方式有優勢。 不同艙體內部結構各異， 可根據各艙體結構和熱防護設計具體情況， 以費效比、 便捷批產為原則， 分別實施粘貼、 噴涂、 噴涂+粘貼組合的方案。

2 關鍵技術及解決

2.1 方案設計

新粘貼成型的關鍵技術包括： 高質量隔熱預制片的批量制備； 高溫膠選用； 艙體快速匹配粘貼成型工藝； 粘貼制品質量控制。

在完成導彈結構熱防護方案設計后， 通過導彈艙體結構數值化模型， 利用專用涂膠軟件分析， 可以虛擬模擬涂膠過程， 分析并優化工藝參數（分析涂膠量、 缺陷以及工藝優化參數）， 由此確認隔熱層預成型+粘貼方案的可行性， 為粘貼成型自動化作業提供輸入參數； 通過專用軟件分析， 還可以獲得隔熱預制片成型模具的結構模型， 用于成型磨具的加工制作。

通過粘貼樣件的生產過程工藝試驗、 地面熱防護性能試驗、 產品環境適應性試驗， 可以獲得產品設計和改進依據， 并確定實施方案。

2.2 隔熱預制片制備

采用多套模具/模板， 同步噴涂、 晾置、 固化、 脫模批量的隔熱預制片， 有助于提高生產效率。 利用現有技術， 隔熱預制片的制備可以依據待防護艙體內部結構的尺寸和形貌特征， 采用結構數值化模型分別設計、 加工所需工裝模具。 隔熱預制片成型的分形模具設計， 需要考慮不同艙體內形貌和位置各異的內部結構特征， 如螺套、 插件凸起位置、 窗口位置等， 制備出與粘貼部位尺寸和形貌匹配， 便于粘貼、 脫模的分形模具， 有利于隔熱預制片在艙體起伏不平內壁表面的匹配性粘貼成型。 對于簡單形狀的內壁表面， 也可在平板模具上制備預定形狀、 尺寸、 厚度的隔熱預制片， 或者先制作整張片基、 再通過剪裁獲得小尺寸的隔熱預制片。

模具/模板采用易于脫模的PTFE塑料加工， 或金屬模具表面噴涂氟塑料， 或金屬模具表面粘貼氟塑料膜， 有助于成型后方便脫模。

目前， 采用TR37輕質隔熱涂料制備出產品試驗用多種形狀、 尺寸和厚度的白色TR37隔熱預制片。 這種TR37隔熱預制片柔韌性較好， 不會出現掉渣、 艙體內裝配過程劃傷引起脫粘、 脫落等問題， 無需用玻璃布等織物、 外套包裹、 定型后再粘貼到殼體上。 對于艙體內壁玻璃棉粘貼與TR37隔熱層粘貼同步進行的場合， 可以顯著縮短工期、 簡化導彈生產工藝， 提高生產效率。

2.3 粘貼用高溫膠

高速飛行過程的氣動加熱， 可將導彈金屬艙體溫度加熱到數百度， 粘貼隔熱預制片的膠粘劑應滿足高溫工作要求。 考慮到熱脹冷縮、 振動和沖擊效應， 使用過程材料匹配性要求等特點， 宜選用彈性高溫膠作為隔熱預制片/艙體內壁之間粘貼用膠粘劑。 選材要求包括： 粘合強度， 耐熱/冷熱沖擊性能， 兼容性， 工藝操作性能， 成本等。

通常， 耐高溫膠粘劑可分為有機和無機兩大類。 無機高溫膠性能偏脆， 有機高溫膠包括： 有機硅、 酚醛、 聚酰亞胺、 聚醚酮、 聚苯并咪唑等高溫膠， 而高溫彈性密封膠多為有機硅類材料。

俄、 美等國高溫彈性密封膠的研究起步早、 投入大， 航天和軍用高溫膠、 密封劑和涂層已形成系列產品， 且對每種膠與被粘接和密封材料的相容性也進行了系統研究， 研制出600 ℃金屬/陶瓷填充有機硅類密封膠、 600～1 700 ℃的陶瓷膠粘劑。 相比之下， 國產特種膠粘劑的整體水平與國外仍有一定的差距， 雖然開展膠粘劑研究和生產的單位很多并具備小批量供貨能力， 但目前國內航空航天耐高溫彈性膠可選品種很少， 常見的使用溫度不高于350 ℃（如HM301工作溫度為-60～300 ℃、 密閉環境≯250 ℃； HM305工作溫度-70～250 ℃， 等等）。 目前在航空航天飛行器上工程化實際應用的種類更少。

為開展隔熱層粘貼試驗研究， 從RTV3120硅酮膠粘劑、 HM301有機硅膠粘劑、 KHRTV400高溫有機硅膠粘劑等結構膠中優選出KHRTV400、 RTV3120高溫彈性膠， 用于TR37隔熱層粘貼成型試驗。

KHRTV400高溫有機硅膠粘劑是一款新型雙組份高溫硅膠粘接劑， 通過優選高溫樹脂、 添加專用硅-氮抗降解、 耐高溫交聯劑， 輔以增強耐熱性的復合金屬氧化物， 使得該膠長期工作溫度和短時耐熱性、 高/低溫粘接強度顯著提升， 達到行業領先水平， 常溫剪切強度實測值6.72（鋼-鋼， MPa）， 402 ℃×1 h剪切強度實測值4.02（鋼-鋼， MPa）。

2.4 艙體隔熱層粘貼成型

內隔熱層粘貼成型既可手工粘貼成型， 也可采用先進設備自動涂膠粘貼成型。 手工操作靈活性大， 借助艙體的數值化模型由機器人完成的隔熱層預制片與膠膜自動裁切/鋪設/加熱固化/在線檢測是滿足快速生產和提高產品一致性的最佳解決方案。 據相關會議介紹， 國外航空航天產品使用膠膜自動化快速粘貼成型技術， 可在數小時內完成剪裁、 粘貼、 加壓、 固化。 目前， 采用兩種尺寸的自制TR37隔熱預制片、 兩種高溫彈性膠粘劑（RTV3120硅酮膠粘劑； KHRTV400高溫有機硅膠粘劑）進行了三種典型艙體結構的內隔熱層粘貼成型試驗（如圖1所示）。 采用工裝+手工粘貼成型的平板試樣、 筒體以及正式產品均滿足產品外觀和尺寸驗收規定要求， 加工周期顯著縮短。

2.5 預制片粘貼及質量檢測

直接粘貼成型的流程包括： ① 隔熱預制片制備； ② 隔熱預制片剪裁、 粘貼、 伴隨試樣制備； ③ 艙體內隔熱層成型、 干燥和固化； ④ 產品修飾； ⑤ 交檢、 入庫。 ①～②可提前進行， ③～⑤粘貼成型周期較短。

質量控制內容包括： 隔熱預制片的外觀檢查、 強度檢測、 粘貼艙體隔熱層外觀、 厚度和附著力檢測。

3 試驗驗證

3.1 隔熱預制片

采用多套平板模具并列噴涂成型TR37隔熱預制片， 經外觀、 厚度和伴隨試片與預制片基取樣強度檢測， 滿足預制片尺寸公差和性能要求， 外觀、 尺寸一致性好。 對制片過程物料損耗核算表明， 材料利用率比艙體內直接噴涂方式提高一倍以上。

3.2 粘貼試驗

利用TR37隔熱預制片進行平板粘貼試驗和模擬產品粘貼試驗。 分別進行了RTV3120、KHRTV400粘貼TR37隔熱預制片的試驗， 鈦合金試樣的附著力達到0.86 MPa， 而采用KHRTV400高溫膠粘貼TR37預制片鈦合金試驗件的附著力達到1.30 MPa（TR37層內聚破壞）。 RTV3120、 KHRTV400高溫膠粘貼的導彈艙體內壁尺寸和外觀均達到預定要求。

試驗表明， 采用高溫膠粘貼TR37隔熱預制片的方案由于可以與玻璃棉同步粘貼， 在某些場合顯著簡化工藝、 縮短工期， 比現行的艙體內隔熱成型工藝有明顯優勢。

3.3 氣動加熱試驗

內隔熱粘貼成型技術的試驗驗證包括多項內容[8]， 其中， 是否有效粘貼需要通過外觀、 厚度檢查和粘合強度檢測。 隔熱層粘合強度檢測內容有常溫和高/低溫的剪切強度和剝離強度檢測。

若無外防熱層， 艙體/TR37隔熱層之間的膠粘劑將直接承受嚴酷彈道氣動熱環境， 能否保持結構完整， 需進行嚴酷彈道氣動加熱的耐熱性試驗。 試驗條件為彈道飛行最嚴酷的氣動加熱條件。 試驗件背面設置測溫傳感器， 分別獲得了RTV3120高溫膠/TR37隔熱層， KHRTV400高溫膠/TR37隔熱層粘貼與噴涂方案耐熱性和隔熱效果及其差異的試驗數據。

試驗表明， 采用RTV3120硅硐膠粘貼TR37隔熱預制片的方案滿足常規彈道， 但難以滿足新型號嚴酷彈道氣動加熱條件要求， 膠粘層在該條件下易出現鼓包、 脫粘、 開裂等破損現象， 存在因隔熱層脫粘導致熱泄露的風險。 而TR37/KHRTV400高溫膠的粘貼方案滿足新型號嚴酷彈道熱防護要求， 隔熱層在氣動加熱環境中表現良好。

環境適應性試驗采用隔熱層粘貼的典型艙體試驗件進行高溫、 低溫和溫度循環沖擊試驗。 試驗前后隔熱層及粘貼部位完好， 未見異常。 耐久性試驗將粘貼成型的典型艙體進行振動、 沖擊等耐久性試驗， 試驗后分析隔熱層的性能變化， 試驗未見異常。

4 結 束 語

在導彈艙體到位前， 將TR37制成隔熱預制片， 采用高溫膠粘貼成型的設計方案可以獲得隔熱層外觀良好、 平整、 光滑、 厚度均勻的產品； 新的粘貼方案還可以避免現階段對每件噴涂產品打磨困難、 大量人力和工時支出的窘境， 節省TR37隔熱涂料的使用量， 顯著縮短交付周期。

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Abstract： Thermal protective measures must be applied to safeguard regular work for precision components， assemblys， and apparatus of an airborne missile from overheat during supersonic and hypersonic speed flight. In this paper， a rapid forming technology for heat insulation coatig on innerwall of airborne missiles cabins is discussed. The forming technology is suited for airborne missile projects engineering development， with small number， multibatchs， quick and flexible characteristics， as well as large scale production.

Key words： airborne missile； heat insulation； forming technology； thermal protection