成果簡(jiǎn)介：

7A04-T6輕質(zhì)超高強(qiáng)鋁合金是制備新型航空動(dòng)力用固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室殼體的優(yōu)選材料，該材料具備加工塑形好、比強(qiáng)度高及散熱性能優(yōu)異等優(yōu)勢(shì)特征，但該材料的熱強(qiáng)度低，在發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室高頻熱流的持續(xù)沖刷作用下，鋁合金制殼體易發(fā)生鼓包、變形等壁面缺陷。采用等離子噴涂技術(shù)在新型航空動(dòng)力固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室鋁合金制殼體內(nèi)壁制備的熱防護(hù)涂層，顯著提升了發(fā)動(dòng)機(jī)殼體的熱防護(hù)效果，解決了傳統(tǒng)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)用消融材料燃燒產(chǎn)生的凝相粒子高頻熱沖擊及煙霧燒蝕問(wèn)題，進(jìn)一步提升了新型航空動(dòng)力的安全性能，因此等離子噴涂技術(shù)被認(rèn)為是一種提升固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室殼體熱防護(hù)性能的新型防護(hù)工藝手段。采用等離子噴涂技術(shù)在鋁合金制殼體內(nèi)壁制備熱防護(hù)涂層需突破兩個(gè)關(guān)鍵技術(shù)：其一，熱防護(hù)涂層的陶瓷面層材料的熱導(dǎo)率及熱膨脹系數(shù)小，而鋁合金材料的熱導(dǎo)率及熱膨脹系數(shù)大。由于基材與陶瓷面層材料的熱物理性能參數(shù)差異過(guò)大，這就導(dǎo)致了在熱防護(hù)涂層的制備過(guò)程中，一方面會(huì)在涂層與鋁合金基材的界面形成過(guò)大的溫度梯度及層間熱應(yīng)力，另一方面會(huì)因鋁合金基材與陶瓷面層材料的膨脹、收縮變形不協(xié)調(diào)導(dǎo)致涂層系統(tǒng)產(chǎn)生過(guò)大的熱應(yīng)力，這均會(huì)影響等離子噴涂制備的涂層的可靠性。其二，新型航空動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)鋁合金制殼體存在小內(nèi)孔、深圓筒的結(jié)構(gòu)特征，殼體內(nèi)壁涂層容易形成具有自身特殊性的非典型缺陷。在殼體內(nèi)壁開(kāi)展噴涂作業(yè)時(shí)，喂料粉末的沉積效率降低，容易形成大量未沉積的浮粉;而深筒內(nèi)部的低對(duì)流特性并不利于浮粉的排出;在噴涂過(guò)程中筒體高速旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的離心力將迫使浮粉吸附于筒體內(nèi)壁，被裹挾入持續(xù)沉積的涂層中，形成大量的“假沉積”缺陷，進(jìn)而降低涂層的抗熱震性能。本研究的主要工作有：首先，調(diào)控等離子噴涂參數(shù)對(duì)噴涂Mo涂層微觀特性及力學(xué)性能影響的優(yōu)化研究。其次，優(yōu)化等離子噴涂8YSZ涂層參數(shù)。

最后，基于復(fù)合涂層綜合性能調(diào)控基礎(chǔ)上，優(yōu)化了基于Mo粘結(jié)底層及8YSZ陶瓷面層復(fù)合涂層的力學(xué)性能，并通過(guò)力學(xué)性能實(shí)驗(yàn)、抗燃?xì)鉀_刷實(shí)驗(yàn)、抗熱震實(shí)驗(yàn)考核，并在新型航空動(dòng)力用固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)鋁合金制殼體內(nèi)壁成功制備了Mo/8YSZ復(fù)合熱防護(hù)涂層，涂層表現(xiàn)出優(yōu)良的綜合力學(xué)性能及熱強(qiáng)度。

應(yīng)用案例 ：

采用優(yōu)化的方法已經(jīng)在新型航空動(dòng)力用固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室殼體上進(jìn)行了應(yīng)用性驗(yàn)證。

研發(fā)背景

新型航空動(dòng)力系統(tǒng)是一種執(zhí)行短程飛行作業(yè)的動(dòng)力裝置，設(shè)計(jì)具有體積小、質(zhì)量輕、速度快及瞬時(shí)推進(jìn)能力強(qiáng)的特點(diǎn)。7A04-T6輕質(zhì)超高強(qiáng)鋁合金是制備新型航空動(dòng)力用固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室殼體的優(yōu)選材料，該材料具備加工塑形好、比強(qiáng)度高及散熱性能優(yōu)異等優(yōu)勢(shì)特征，但該材料的熱強(qiáng)度低，在發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室高頻熱流的持續(xù)沖刷作用下，鋁合金制殼體易發(fā)生鼓包、變形等壁面缺陷。。采用等離子噴涂技術(shù)在新型航空動(dòng)力固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室鋁合金制殼體內(nèi)壁制備的熱防護(hù)涂層，顯著提升了發(fā)動(dòng)機(jī)殼體的熱防護(hù)效果，解決了傳統(tǒng)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)用消融材料燃燒產(chǎn)生的凝相粒子高頻熱沖擊及煙霧燒蝕問(wèn)題，進(jìn)一步提升了新型航空動(dòng)力的安全性能。

作用原理

新型航空動(dòng)力系統(tǒng)用固體推進(jìn)劑材料燃燒將造成固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室面臨瞬時(shí)爆燃的高溫、高壓沖擊載荷，且這種爆燃效果將在極短的時(shí)間內(nèi)(通常僅為數(shù)秒)產(chǎn)生極高的熱能，故在熱防護(hù)涂層粘結(jié)底層的選擇上不傾向于使用熔點(diǎn)低于1300 ℃的MCrAlY系合金粉體作為粘結(jié)底層材料，為了實(shí)現(xiàn)更好的熱防護(hù)效果，粘結(jié)底層選用熔點(diǎn)高達(dá)2620 ℃的純鉬金屬(Mo)。除此之外，純鉬金屬的熱導(dǎo)率(110~140 W·m-1·k-1)與鋁合金基材適配性程度較高，能夠進(jìn)一步降低涂層系統(tǒng)的溫度梯度及層間熱應(yīng)力。與此同時(shí)，純鉬金屬優(yōu)越的自粘結(jié)特性也使得涂層結(jié)構(gòu)的力學(xué)強(qiáng)度得以提升。8YSZ陶瓷面層材料具備高熔點(diǎn)、高硬度、低導(dǎo)熱系數(shù)及優(yōu)異的高溫?zé)岱€(wěn)定性。為了指導(dǎo)新型航空動(dòng)力固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)鋁合金制殼體內(nèi)壁熱防護(hù)涂層的工程量產(chǎn)，從涂層的制備成本、涂層的實(shí)用性及涂層的熱防護(hù)性能等方面綜合考量，選定現(xiàn)階段廣泛采用的8wt%Y2O3部分穩(wěn)定ZrO2(8YSZ)做為熱防護(hù)涂層的面層材料。

市場(chǎng)分析

伴隨航空航天新型動(dòng)力技術(shù)進(jìn)一步發(fā)展，其受熱件熱負(fù)荷將進(jìn)一步提升，高可靠性的熱防護(hù)涂層的研制成功其市場(chǎng)潛力巨大。