一种新型热防护涂料研究

研究了一种用于超音速飞行器的新型热防护涂料。分析了涂层材料应具有的特性,在此基础上对作为基体的有机硅改性环氧树脂的性能进行了研究,并筛选了改进涂层材料力学性能和隔热性能的填料,最后研究了涂层材料的综合性能。研究结果表明,有机硅改性环氧树脂的拉伸强度达到9.38 MPa,断裂伸长率达到16%,热分解温在340℃~640℃;涂层材料具有良好的力学性能、热性能和烧蚀性能,其拉伸强度为7.1MPa,断裂伸长率为1.04%,附着力为498.4 N/cm2,比热容为1.627×103J/(Kg.K),导热系数为0.146 W/m.K,隔热性能参数为0.087kg2/(m4.s),氧-乙炔烧蚀的线烧蚀率为0.194 mm/s,质量烧蚀率为0.0729 g/s。     

CVD-SiC涂层封孔处理后C/C-ZrC-SiC复合材料的烧蚀行为

为提高聚合物浸渍裂解法制备的C/C-ZrC-SiC复合材料的抗烧蚀性能,采用化学气相沉积(CVD)技术对材料进行了SiC涂层表面封孔处理,并考察材料在氧乙炔环境中的烧蚀行为,明确CVD-SiC涂层对材料的抗烧蚀性能的作用。研究结果表明,CVD-SiC涂层封孔处理后材料表现出优异的抗烧蚀性能,烧蚀240 s后,其线烧蚀率仅为0.94×10-3mm/s,较无涂层材料的降低了39.4%。在烧蚀过程中,中心区域涂层及基体材料的演变过程如下:SiO_2膜包覆ZrO_2结构的形成→SiO_2膜失效→基体中Zr C和SiC的氧化→ZrO_2致密保护层的形成。SiC涂层对材料烧蚀性能的贡献主要体现在以下两方面:烧蚀中心区域的SiC涂层被氧化成SiO_2,其蒸发带走大量的热流,降低了材料的烧蚀温度;此外,SiC涂层的存在有效减少了材料内部的氧化及裂纹的形成。     

液体火箭发动机喷管延伸段C/C-SiC复合材料的性能

采用化学气相渗透(CVI)和液相浸渍裂解(PIP)混合工艺制备出三维针刺C/C-SiC(材料A、B)和C/C(材料C)复合材料,研究了复合材料的力学、抗热震和耐烧蚀等性能以及SiC涂层对烧蚀性能的影响,并采用扫描电子显微镜分析了材料的断裂面和烧蚀面形貌。结果表明,材料A(SiC基体含量较高)的性能较好,其弯曲强度、线烧蚀率及抗热震系数分别达到238.4 MPa、3.0×10~(-3)mm/s和35.3 kW/m。沉积SiC涂层后,材料A、B和C的线烧蚀率较之前分别降低33.0%、12.5%和37.5%。采用材料A+SiC涂层方案研制的喷管延伸段构件,进行780 s地面热试车考核,试车后构件结构完整。     

热防护材料烧蚀性能测试方法研究

高超声速导弹在大气层中飞行时气动加热严重,防热系统必不可少,而烧蚀型防热是目前应用最广泛的一种防热形式。现阶段利用风洞烧蚀法考核防热材料最为有效,但成本高昂、周期较长,不宜用作材料筛选阶段的考核手段。结合静态高温炉烧蚀法和等离子热流烧蚀法,设计出一种简便易行、热流条件易于调整的热防护材料烧蚀性能测试方法,并利用该方法开展了对几种热防护材料烧蚀性能的考核。实验结果表明,该方法能够模拟热防护材料在服役环境下的冲蚀行为,利用该方法可初步进行热防护材料的配方筛选和防热性能研究。     

轻质烧蚀材料研究综述

深空探测的发展对航天器再入热防护提出了更高要求,而轻质烧蚀材料因其烧蚀性能优异和结构重量轻等特点已越来越受到重视。文章总结了轻质烧蚀材料的特点和发展历程,介绍了轻质烧蚀材料常用的基体和填料,并对新型烧蚀材料发展方向进行了展望。     

用于火箭发动机中的可浇铸—可喷涂的绝热层

本文评述了使用液体聚合物如端羟基聚丁二烯,聚醚二醇和聚醚三醇以及含羧基聚合物作为绝热层的研制情况。文中介绍了配方对烧蚀性能(这种性能是在一种特殊的试验发动机中测定的)的影响,并且和全尺寸发动机性能进行了比较。本报告比较了耐高温填料的类型和用量以及挥发型冷却剂用量对烧蚀性能的影响。还报告了配方对燃气烟雾影响的试验结果。这些材料主要优点是价格低廉,特别是应用费用低。另一个优点是直接粘结而不需要过渡粘结涂层。     

C/C复合材料ZrC/SiC抗烧蚀涂层性能研究

综合利用固相浸渗法和涂刷法,在C/C复合材料表面制备了一种ZrC/SiC抗烧蚀涂层.通过氧-乙炔实验测试了所制备ZrC/SiC涂层的抗烧蚀性能,并用XRD、SEM分析了涂层烧蚀前后的物相组成及微观形貌,研究了涂层的抗烧蚀机理.结果表明,此ZrC/SiC涂层与基体的结合性能及热稳定性能良好;涂层烧蚀机理是热化学烧蚀、热物...     

室温硫化硅橡胶外防护材料及成型工艺

采用正交试验研究了耐烧蚀填料、阻燃填料、纤维填料对室温硫化硅橡胶热防护材料烧蚀和力学性能的影响。结果表明,芳纶短纤对材料烧蚀性能的改善最为显著,Mg O在提高材料拉伸强度和降低伸长率上与白炭黑的作用规律相似。通过正交试验确定了性能最佳的室温硫化硅橡胶绝热材料配方,其线烧蚀率0.199 mm/s,拉伸强度2.84 MPa,扯断伸长率119.9%。同时,通过模压工艺实现了硅橡胶绝热材料在发动机外防护领域的应用。试车结果表明该材料及工艺是可行的。     

航天飞行器防热涂层烧蚀行为及机理研究

为拓宽航天飞行器防热涂层裂解温域,提高涂层的耐烧蚀性能,文章通过热重–差示扫描量热分析仪(TG-DTG)分析了2种硅橡胶基体的热分解行为,并结合马弗炉烧蚀实验研究铁红、云母、白炭黑等3种功能组元对硅橡胶涂层静态烧蚀性能的影响,通过扫描电镜(SEM)以及红外光谱分析仪(FT-IR)分析烧蚀机理,最后通过马弗炉烧蚀实验及高温燃气流烧蚀实验对2种涂层的烧蚀性能进行考核。结果表明:甲基苯基硅橡胶在220～320℃温域的裂解主要以侧基交联为主;在320～480℃以由羟基引发的主链"回咬"机制为主;在480～630℃则通过链间折叠发生环降解反应。主链"回咬"和链间环降解反应均会导致树脂基体交联密度降低,力学性能下降,产生"粉化"。甲基乙烯基硅橡胶在其裂解温域370～780℃主要发生侧基交联反应,树脂基体交联密度上升,热稳定性提高。白炭黑对于2种硅橡胶基体的热稳定性提升最为显著;铁红、云母等均会在高温下与硅橡胶基体产生共融,减缓硅橡胶基体的高温裂解。     

钼酚醛复合材料的性能研究

本文介绍了经改性的钼酚醛树脂与高硅氧纤维和碳纤维复合后的新型耐烧蚀复合材料,这种材料具有较好的热稳定性、热物理性能、力学性能、机械性能以及烧蚀性能,其抗冲刷能力也较强,且成型工艺简便、成本低,可作为固体火箭发动机的烧蚀防热材料.     

硅橡胶基防热涂层动态烧蚀行为及机理研究

针对两种典型硅橡胶基防热涂层开展高温燃气流烧蚀实验，通过对烧蚀后涂层的宏观及微观形貌分析，探讨了其防隔热机理及烧蚀模型。研究结果表明：烧蚀后两种涂层均存在液态层、陶瓷层、热解层以及原始层；烧蚀过程中甲基苯基硅橡胶涂层主要发生主链“回咬”成环反应，导致树脂基体交联密度降低，力学性能下降，涂层外表面发生开裂，甲基乙烯基硅橡胶涂层则主要发生侧基交联反应，使树脂基体交联密度上升，促进涂层发生陶瓷化转变；热辐射、热容吸热、热解反应吸热以及热阻塞效应为四种主要的热耗散机制，质量损失产生的原因主要包括反应气体释放以及气动剪切力导致的机械剥蚀。     

马来酸酐接枝三元乙丙橡胶(EPDM-g-MAH)对三元乙丙橡胶内绝热层材料性能的影响

为提高三元乙丙橡胶(EPDM)内绝热层材料的耐烧蚀性能,将马来酸酐接枝三元乙丙橡胶(EPDM-gMAH)作为基体与无机填料之间的相容剂。采用拉力试验机、多工位-氧乙炔烧蚀测试仪、热失重分析仪和扫描电镜等分析手段研究了材料的机械性能与耐烧蚀性能。测试结果表明:添加EPDM-g-MAH后,EPDM内绝热层材料的线烧蚀率和质量烧蚀率均有所降低,并且随着EPDM-g-MAH含量的增大,烧蚀后形成的碳层也越来越致密均匀。另一方面,当EPDM-g-MAH质量分数为9.5%和14.3%时,EPDM内绝热层材料的力学性能大幅度提升。其中,当EPDM-g-MAH质量分数为14.3%时,EPDM内绝热层材料综合性能最为优异,断裂伸长7.8倍,提高了1.191倍;拉伸强度为6.7MPa,提高了71.8%;线烧蚀率为0.079 9mm·s-1,下降了17.2%。该结果将为更多新型填料在EPDM材料中应用提供支持。     

反应熔渗工艺制备的C/C-SiC复合材料烧蚀性能及构件研制

采用反应熔渗工艺(RMI)快速制备了不同碳化硅含量的C/C-SiC复合材料,通过氧-乙炔烧蚀试验,测试了材料的烧蚀性能。利用SEM/EDS表征了复合材料烧蚀后的表面形貌和成分,分析了碳化硅含量对复合材料烧蚀性能的影响。结果表明,随着基体中碳化硅含量的提高,烧蚀过程中生成的二氧化硅保护膜更加致密,导致C/C-SiC复合材料的烧蚀率逐渐降低。在此基础上,利用优化工艺制备了密度均匀的大尺寸C/C-SiC构件,经过地面热试车考核,构件接近零烧蚀,满足发动机热试车的应用。     

铌铪合金表面硅化物涂层的高温失效行为分析

铌铪合金为轨姿控液体火箭发动机推力室身部主要结构材料,在高温有氧的工作环境中易发生氧化粉化,必须在合金表面涂覆高温抗氧化涂层。通过分析铌铪合金表面硅化物涂层的高温氧化、高温热震、瞬时高温烧蚀和热试车行为,阐述高温条件下的氧化失效行为。试验结果为:涂层1 800℃以下氧化条件下,表面形成致密的二氧化硅氧化膜,使得涂层的氧化寿命大于2 h;1 800℃以上的超高温氧化条件下,高温热冲击作用,涂层内部形成大量的烧蚀型网格结构,表面未形成二氧化硅氧化膜,氧化寿命小于10 s;热试车考核中,涂层满足推力室外壁面温度1 350℃以下的使用工况,抗氧化能力较好,随着氧化温度升高,涂层高温抗氧化能力迅速衰减。     

SiC对C/C-ZrC-SiC复合材料的微观形貌、烧蚀及热物理性能的影响

为了研究SiC及其前驱体聚碳硅烷对聚合物浸渍裂解法(PIP)制备的C/C-ZrC-SiC复合材料的影响,本文以聚碳硅烷和有机锆分别为SiC和ZrC的前驱体,利用PIP法制备了C/C-ZrC和C/C-ZrC-SiC两组复合材料,采用扫描电子显微镜(SEM)和X射线衍射仪(XRD)对材料的微观结构进行分析,在氧乙炔环境下考核了复合材料的抗烧蚀性能,并选用热分析仪对两组材料的热物理性能进行对比分析。结果表明,聚碳硅烷因其较高的SiC产率可以提高C/C-ZrC-SiC复合材料中陶瓷基体的致密程度,其产物SiC改善了陶瓷基体与碳基体的界面结合状态。氧乙炔烧蚀120 s后,与C/C-ZrC相比,SiC的加入使C/C-ZrC-SiC表现出更优异的抗烧蚀性能,主要归功于烧蚀中心表面熔融ZrO_2保护层和烧蚀边缘致密SiO_2层的形成。此外,SiC有利于提高材料的导热性能,同时降低其热膨胀系数。     

一种快速固化外防热层修复材料配方性能

针对修复某型号发动机外防热涂层局部损伤的难题,研制了一种能够室温快速固化的修复材料,测试了其相关性能及应用。结果表明,该材料的拉伸剪切强度≥8.0 MPa,热导率为0.337～0.368 W/(m·K),线烧蚀率为0.12～0.27 mm/s,质量烧蚀率为0.070～0.091 g/s,室温条件(15～30℃)下12 h即可固化,通过了高、低温循环冲击试验考核,环境适应性良好,能够有效修复外防热层的损伤,是一种综合性能优良的修复材料。     

烧蚀材料用改性酚醛树脂

简介了几种烧蚀材料用改性酚醛树脂的结构，合成，性能及应用，以酚醛树脂改性已成为烧蚀材料基体树脂的发展方向之一。     

Al2O3型碳/陶功能梯度材料烧蚀试验研究

Al2O3型影陶功能梯度材料作为一种新型喷管热防护材料，其具有导热系数较低及良好的隔热性能。在氧乙炔烧蚀试验条件下该材料有很好的耐烧蚀性，但由于发动机内的工作环境更为恶劣，为了更好地反映材料在固体火箭发动机中的烧蚀情况，该研究工作采用了试验发动机进行烧蚀试验。结果表明，试验发动机中获得的烧蚀率数据高于氧乙炔试验数据。文中在试验基础上分析了Al2O3型影陶功能梯度材料在发动机工作条件下的烧蚀性能及导热性能。     

热防护材料在火箭羽流正冲条件下烧蚀性能的研究

在固体火箭的发射技术中，常常涉及处在火箭羽流冲刷下发射装置表面热防护材料的烧蚀问题，技术人员需要了解材料的烧蚀机理及其速度的予测。为此，本文对热防护材料在火箭流正正冲条件下的一无是处地理论分析与实验研究，并提出了一种能予估材料烧蚀性能的计算方法，计算结果与实例相符。     

热物理性能对高硅氧/酚醛复合材料烧蚀性能的影响

根据高硅氧/酚醛复合材料的烧蚀机理,建立了包括烧蚀退移层、化学反应边界层、液态层、炭化层、热解层、原始材料层的自外向内的物理模型,针对平板烧蚀问题,预报了热导率、比定压热容、驻点焓值等热物理性能对高硅氧/酚醛复合材料的表面烧蚀后退率、壁面温度、气化烧蚀速率、热阻塞效应因子、气化分数等烧蚀性能的影响.结果表明,低热导率能使表面烧蚀后退率明显降低,但却使壁面温度、热阻塞效应因子及材料的气化分数升高;而高的比定压热容则能大大降低表面烧蚀后退率和壁面温度;随驻点焓值的增加,表面烧蚀后退率和壁面温度都增大.