王曉艷 胡子君 孫陳誠(chéng) 周潔潔 張宏波

(航天材料及工藝研究所，先進(jìn)功能復(fù)合材料技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100076)

陶瓷隔熱瓦的缺陷修補(bǔ)

王曉艷 胡子君 孫陳誠(chéng) 周潔潔 張宏波

(航天材料及工藝研究所，先進(jìn)功能復(fù)合材料技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100076)

文 摘 分別采用了MgO、YSZ和Al2O3三種陶瓷粉體和一種含隔熱瓦本體成分的粉料對(duì)陶瓷隔熱瓦缺陷進(jìn)行修補(bǔ)。研究了修補(bǔ)前后材料的微觀形貌、力學(xué)及隔熱性能。結(jié)果表明：采用含隔熱瓦本體組成的粉料對(duì)陶瓷隔熱瓦進(jìn)行修補(bǔ)，修補(bǔ)部位與本體部位相容性好，且微觀形貌相似，仍保持纖維搭接的多孔空間網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)；修補(bǔ)后試樣密度0.24 g/cm3、室溫?zé)釋?dǎo)率0.044 W/(m·K)、壓縮強(qiáng)度0.58 MPa；1 200℃、30 min熱處理后，修補(bǔ)部位與本體部位結(jié)合性好，未出現(xiàn)裂紋、凹陷等缺陷，是有效的缺陷修補(bǔ)方法。

陶瓷隔熱瓦，修補(bǔ)，微觀結(jié)構(gòu)，力學(xué)性能，隔熱性能

0 引言

高超聲速飛行器在大氣中快速、機(jī)動(dòng)飛行，承受長(zhǎng)時(shí)氣動(dòng)加熱，為了保證飛行器主體結(jié)構(gòu)和內(nèi)部?jī)x器設(shè)備在許可溫度范圍內(nèi)工作，必須使用高效防隔熱材料對(duì)其進(jìn)行熱防護(hù)，以阻止外部熱流向內(nèi)部傳遞[1]。剛性陶瓷隔熱瓦以其良好的隔熱和力學(xué)性能，早在19世紀(jì)80年代就成功用作航天飛機(jī)的熱防護(hù)材料而備受矚目[2-4]。經(jīng)過(guò)幾代的研制和改進(jìn)，陶瓷材料在力學(xué)及隔熱性能方面都有了較大提高，目前仍是高超聲速飛行器熱防護(hù)的重要材料方案[5-7]。剛性陶瓷隔熱瓦的主要組分為陶瓷纖維，經(jīng)過(guò)高溫?zé)Y(jié)后，形成纖維搭接的多孔網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)，賦予陶瓷隔熱材料良好的力學(xué)和隔熱性能[8-9]。這種多孔網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)經(jīng)受大面積擠壓或碰撞情況下不容易損壞，但是經(jīng)歷尖銳物碰撞后容易形成劃痕、裂紋、凹坑和缺角等缺陷。2013年美國(guó)“哥倫比亞號(hào)”航天飛機(jī)失事的主要原因是其左翼前緣的隔熱材料受到發(fā)射過(guò)程中從燃料儲(chǔ)箱上脫落的泡沫隔熱板的撞擊而破壞，使得航天飛機(jī)在再入大氣層時(shí)，高溫氣體進(jìn)入飛行器內(nèi)部而引起災(zāi)難性后果[10]。本文提出了一種陶瓷瓦的修補(bǔ)技術(shù)，主體思路是：不需要對(duì)隔熱材料進(jìn)行拆卸、不需要對(duì)填充物進(jìn)行高溫處理，不需要施加大外力，最終獲得修補(bǔ)材料與本體材料的性能相當(dāng)?shù)姆椒?。主要的修補(bǔ)材料選取耐高溫的MgO、YSZ和Al2O3三種耐高溫的陶瓷粉體和一種含隔熱瓦本體組成的粉料，配合其它溶劑和室溫固化劑等，對(duì)隔熱瓦進(jìn)行室溫修補(bǔ)。

1 實(shí)驗(yàn)

1.1 原料

以石英纖維陶瓷隔熱瓦為修補(bǔ)基體，主要由石英纖維和黏接劑，經(jīng)高溫?zé)Y(jié)制備而成。修補(bǔ)材料主要由去離子水(自制)、磷酸二氫鋁、硅溶膠和耐高溫陶瓷粉體組成，其中陶瓷粉體包括MgO粉、8YSZ(8%氧化釔穩(wěn)定氧化鋯粉)、Al2O3粉(均為市售)和陶瓷瓦本體組成的粉料(將陶瓷隔熱瓦磨碎粉化后得到)。

1.2 儀器設(shè)備

JD-2系列多功能電子分析天平(精度0.01 g)，沈陽(yáng)龍騰電子有限公司；JJ-1大功率電動(dòng)攪拌器，常州國(guó)華；步入式多用途干燥箱，深圳震昌；高溫?zé)Y(jié)爐，洛陽(yáng)安特利爾；APOLLO 300-INCA ENERGY 350/SCG620掃描電鏡，日本EKO；GMT4204電子萬(wàn)能試驗(yàn)機(jī)。

1.3 試樣制備

將4組修補(bǔ)材料機(jī)械攪拌混合成修補(bǔ)漿液，在陶瓷隔熱瓦上鉆出同等尺寸的圓柱狀的缺陷，將配置的4種修補(bǔ)漿液分別填充進(jìn)去，室溫干燥，固化，再填充，干燥，固化，直至填充部位與本體部位基本持平，即獲得測(cè)試樣品。含MgO粉、YSZ(釔穩(wěn)定氧化鋯)粉、Al2O3粉和陶瓷瓦本體組成的粉料的試樣分別定義為1#～4#。

1.4 測(cè)試表征

測(cè)量試樣的大小和質(zhì)量，根據(jù)ρ=m/V得出試樣的密度，式中m為試樣的質(zhì)量，V為試樣的體積；采用掃描電鏡觀察試樣的微觀形貌；根據(jù)熱流計(jì)法測(cè)試材料的室溫?zé)釋?dǎo)率；根據(jù)GB/T 3856—2005測(cè)試試樣的壓縮強(qiáng)度。采用高溫?zé)Y(jié)爐對(duì)材料進(jìn)行1 200℃、30 min熱處理。

2 結(jié)果與討論

2.1 試樣修補(bǔ)前后的結(jié)構(gòu)

圖1顯示了陶瓷瓦的空間網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)。

圖1 陶瓷瓦的SEM圖

在此基礎(chǔ)上對(duì)陶瓷瓦進(jìn)行圓柱狀缺陷制造并進(jìn)行修補(bǔ)。結(jié)果顯示，經(jīng)過(guò)3次修補(bǔ)后，1#～3#仍可見收縮，修補(bǔ)面低于瓦本體面，繼續(xù)增加修補(bǔ)次數(shù)，發(fā)現(xiàn)經(jīng)過(guò)6次修補(bǔ)后，1#～3#均顯示了修補(bǔ)部分與陶瓷瓦本體之間沒(méi)有明顯可見裂紋界限，二者相容性較好。進(jìn)一步對(duì)1#～3#材料修補(bǔ)后的微觀結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析、比較，其形貌見圖2?？梢?，1#～3#的修補(bǔ)部分均非完全致密結(jié)構(gòu)，都呈現(xiàn)多孔形態(tài)，為了消除應(yīng)力集中，在局部也會(huì)出現(xiàn)微小裂紋。但是相比瓦本體的纖維搭接網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)(孔隙尺寸集中在幾十微米),修補(bǔ)部分的孔隙尺寸(孔隙尺寸集中在納米量級(jí))太小。

1#

2#

3#

4#采用陶瓷材料本體纖維粉體進(jìn)行修補(bǔ)，得到的樣品宏觀照片和微觀形貌見圖3。

圖3 采用本體纖維粉體進(jìn)行修補(bǔ)的樣品宏觀和SEM照片

可以看出：用4#修補(bǔ)，修補(bǔ)部位與本體材料的相容性較好，微觀結(jié)構(gòu)顯示了修補(bǔ)部位與瓦本體相似的纖維搭接網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)，推測(cè)這種結(jié)構(gòu)有利于保持材料較好的隔熱性能。區(qū)別在于，修補(bǔ)部位纖維之間基本無(wú)可見搭接點(diǎn)，而本體部位纖維之間搭接焊點(diǎn)明顯。

2.2 試樣修補(bǔ)前后的力學(xué)和隔熱性能

修補(bǔ)后試樣的力學(xué)和隔熱性能見表1。

表1 試樣修補(bǔ)前后的性能

可以看出：1#～3#試樣的密度和室溫?zé)釋?dǎo)率均有所上升，分析是由于修補(bǔ)部位相對(duì)比較致密引起的；4#試樣的密度和熱導(dǎo)率基本沒(méi)有發(fā)生變化，因?yàn)槌煞趾椭旅芏扰c瓦本體非常相似。4組修補(bǔ)試樣的壓縮強(qiáng)度均有一定程度的下降。分析原因：1#～3#盡管材料密度有所增加，但是修補(bǔ)部位相對(duì)致密容易引起應(yīng)力集中，4#盡管微觀結(jié)構(gòu)與本體相似，但是由于修補(bǔ)部位未經(jīng)歷高溫?zé)崽幚恚瑢?dǎo)致纖維之間僅是簡(jiǎn)單接觸，未形成搭接焊點(diǎn)，因此在受力情況下纖維之間不能承載傳力，導(dǎo)致材料強(qiáng)度下降。

進(jìn)一步研究材料的耐高溫性能，對(duì)修補(bǔ)后的材料進(jìn)行高溫?zé)崽幚?，發(fā)現(xiàn)1#試樣收縮明顯，修補(bǔ)部位與本體完全脫離；2#試樣修補(bǔ)處產(chǎn)生明顯裂紋，修補(bǔ)部位有所收縮，高度略低于本體部位；3#試樣修補(bǔ)處產(chǎn)生微裂紋，修補(bǔ)部位略有收縮，高度基本與本體部位持平；4#試樣的修補(bǔ)部位與本體結(jié)合良好，沒(méi)有發(fā)生脫落、開裂等現(xiàn)象，如圖4中所示，說(shuō)明修補(bǔ)部位與本體相容性較好，且二者的線脹系數(shù)相匹配，是一種有效的修補(bǔ)方法。

(a) 熱處理前

(b) 熱處理后

3 結(jié)論

采用了4種不同的修補(bǔ)配方，對(duì)陶瓷瓦缺陷部位進(jìn)行室溫修補(bǔ)。微觀結(jié)構(gòu)顯示1#～3#相對(duì)本體比較致密，4#與本體結(jié)構(gòu)相似；修補(bǔ)材料與本體材料性能對(duì)比發(fā)現(xiàn)：修補(bǔ)試樣的密度為0.24～0.31 g/cm3，較本體有所增加；修補(bǔ)試樣的熱導(dǎo)率0.044～0.049 W/(m·K)，有一定的上升；修補(bǔ)試樣的壓縮強(qiáng)度0.58～0.83 MPa,呈現(xiàn)下降趨勢(shì)。進(jìn)一步結(jié)合材料修補(bǔ)后的耐高溫性能，發(fā)現(xiàn)，1#～3#試樣均有不同程度的收縮，在修補(bǔ)部位和本體之間產(chǎn)生裂紋；4#試樣修補(bǔ)部位與本體部位結(jié)合性好，未出現(xiàn)裂紋、凹陷等缺陷，是最有效的修補(bǔ)方法。

[1] 李俊寧,胡子君,孫陳誠(chéng),等.高超聲速飛行器隔熱材料技術(shù)研究進(jìn)展[J].宇航材料工藝,2011,41(6):10-13.

[2] BANAS R,CUNNINGTON J G.Determination of Effective Thermal Conductivity for the Space Shuttle Orbiter’s Reusable Surface Insulation(RSI)[R].AIAA-1974-0730.

[3] PARMENTER K,MILSTEIN F,DI C A,et al.Characterization of Lightweight Ceramic Ablator Materials[R].NASA report,1999.

[4] TRAN H,JOHNSON C,RASKY D,et al.Silicone impregnated reusable ceramic ablators for mars follow-on missions[C].31stAIAA Thermalphysics Conference，AIAA-1996-1819.

[5] KELLEY H N,WEBB G L.Assessment of alternate thermal protection systems for the space shuttle skitter[R].AIAA-1982-0899.

[6] 姚紅艷，周文孝，程之強(qiáng),等.硅酸鋁纖維/石英復(fù)合隔熱材料的研制[J].硅酸鹽通報(bào)，2006, 25(4):180-183.

[7] GLASS D E.Ceramic matrix composite(CMC) thermal protection systems(TPS) and hot structures for hypersonic vehicles[C].15thAIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference. AIAA-2008-2682.

[8] DARYABEIGI K,CUNNINGTON G R,KNUTSON J R.Combined heat transfer in high-porosity high-temperature fibrous insulations:theory and experimental validation[J].Journal of thermophysics and heat transfer,2011,25(4):536-546.

[9] WILLIAMS STANLEY D,CURRY DONALD M.Prediction of Rigid Silica Based Insulation Conductivity[R].NASA TP-3276,1993.

[10] 謝宗蕻,孫俊峰.高超聲速飛行器翼面前緣半主動(dòng)金屬熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)與分析[J].航天器環(huán)境工程,2013,30(1):1-7.

Defects Repair for Ceramic Insulation Tiles

WANG Xiaoyan HU Zijun SUN Chencheng ZHOU Jiejie ZHANG Hongbo

(Science and Technology on Advanced Functional Composites Laboratory, Aerospace Research Institute of Materials & Processing Technology, Beijing 100076)

Ceramic insulation tiles with defects were repaired by introducing high-temperature ceramic powders, such as MgO, YSZ, Al2O3and tile matrix powders. The microstructure, mechanical property and thermal insulation properties of tile before and after repair were systematically investigated. The results show that the powder containing tile matrix powders is the best method to repair the ceramic insulation tile. The part of the complement has good compatibility with the body, and the micro morphology is similar to remain porous network structure. After repairing, the density, thermal conductivity at room temperature and compressive strength of the samples are 0.24 g/cm3, 0.044 W/(m·K) and 0.58 MPa, respectively. After 1 200℃ and 30 min heat treatment, the complement and the tile body have good bonding,cracks,depressions and other defects free.

Ceramic insulation tile,Repair,Microstructure,Mechanical properties,Thermal insulation properties

2017-01-13；

2017-02-13

王曉艷，1979年出生，博士，高級(jí)工程師，主要從事防/隔熱材料研究工作。E-mail:wxydnwpu@163.com

TB332

10.12044/j.issn.1007-2330.2017.03.020