新型耐燒蝕防熱涂層在飛行器局部防熱中的應用

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用進行研究。通過有限元分析方法對局部溫度場及熱應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。通過發動機燒蝕試驗考核，0.5 mm 防熱涂層的應用，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境條件，可靠的熱防護系統已經成為決定新一代飛行器成敗的關鍵技術之一。同時飛行器舵翼等局部部位相比艙體環境具有更高熱流、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雜氣動外形結構件的熱防護［2］。現有燒蝕防熱涂層主要分兩類，一類是以環氧樹脂、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構的防熱，尤其廣泛應用于各種發動機表面［5-6］。國內外燒蝕型防熱涂層的研究主要以聚氨酯、環氧樹脂、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力變形進行仿真計算對比分析，并對新型防熱涂層進行發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量，利用熱阻塞、熔融吸熱、輻射散熱、化學反應吸熱等機制進行熱防護［1］。

一維熱傳導微分方程為［8］：

其中cp—材料比熱，λx—材料熱導率。

1.2 熱應力數學模型

結構受熱產生的熱變形、熱應力等熱匹配性能主要與材料線膨脹系數、彈性模量及溫度變化量有關。熱變形量的計算公式為［9］：

式中，ΔL代表結構受熱產生的變形量，κ代表線膨脹系數，L代表結構線性尺寸，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，結構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Tab.1 Parameters of material performance

1.4 試驗考核方法參數

開展涂層小發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

燒蝕型防熱涂層是燒蝕型防熱涂料固化后的產物，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料分散在樹脂中，再使用球磨機、砂磨機、翻滾機等各種設備以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、熱導率、線膨脹系數、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境，僅在除翼梢頂部5 mm 區域范圍外，整體涂覆0.5 mm 防熱涂層。仿真結果云圖如圖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。通過局部結構有無防熱涂層的溫度場計算可以看出，在局部結構涂覆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。

在尾翼結構溫度場計算的基礎上，針對局部結構變形進行分析。局部結構的受力載荷云圖如圖5所示，有無涂層條件下的局部結構位移云圖如圖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構變形減小了6 mm，熱應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，同時溫度降低導致基體材料的彈性模量升高，從而導致熱變形量降低。

3 發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動機試驗考核，從發動機剪切力試驗可以看出，在發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動機燒蝕試驗前后對比如圖8 所示。傳統環氧類防熱涂層材料發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 ℃，傳統環氧類防熱涂層表面溫度達到1 074 ℃，傳統環氧類防熱涂層受熱后分解收縮，與基材之間出現疑似裂紋跡象。

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，與傳統的環氧類防熱涂層最大差異在于樹脂基體不同，傳統的環氧類防熱涂層采用環氧樹脂作為樹脂基體，樹脂分子結構如圖10所示。環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氧樹脂的C-C鍵。由于分子結構的差異，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%，明顯優于環氧樹脂。在高溫環境下，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的熱傳導方法進行理論計算，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果達到了147 ℃，環氧類防熱涂層試驗件背面溫升結果達到了160 ℃。新型硅橡膠類防熱涂層試驗件背面溫升理論計算結果為173 ℃，環氧類防熱涂層試驗件背面溫升理論計算結果為177 ℃，均稍高于試驗測量結果，預測偏差為17.6%及10.6%，理論預測趨于合理。對于兩種涂層溫升差異的主要原因為其物性參數差異造成的，新型防熱涂層的熱導率更低，導致其溫升較環氧類防熱涂層更低。同時在實際加熱過程中涂層表面會發生熱解反應，熱解氣體引射進入邊界層，起到熱阻塞作用可降低內部溫度［11］，這也是導致理論計算背面溫升高于實際測量結果的主要原因。新型硅橡膠類防熱涂層較環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致其背面測量溫升小于環氧類防熱涂層的主要原因。

4 結論

（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環氧類防熱涂層進行發動機剪切力試驗研究，其抗剪切力的表面狀態更好；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。