胡勵，王立揚(yáng)，宋佳，郝俊杰，王和平，李程剛，郭芳威，張醒，王春林

（1.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109；2.上海航天技術(shù)研究院，上海 200240；3.上海交通大學(xué) 材料科學(xué)與工程學(xué)院，上海 200240）

0 引言

在我國首款固液捆綁運(yùn)載火箭研制中，大推力液氧/煤油發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的高溫噴焰、固體助推器產(chǎn)生的攜帶高溫粒子的噴焰、固液發(fā)動機(jī)引起的隨機(jī)振動三者相互耦合，對火箭尾部造成嚴(yán)酷的“熱振”環(huán)境［1-3］。目前我國新一代運(yùn)載火箭的防熱手段主要采用短切纖維增強(qiáng)硅橡膠基類燒蝕涂層，例如航天科技一院703 所的TR40/41 涂層［4-5］、航天科工四院7419 廠的TI552/554 涂層、西北工業(yè)大學(xué)的EPDM 隔熱材料等［6］。這些涂層目前主要用于靜態(tài)熱環(huán)境或者氣動熱環(huán)境的防護(hù)，對于熱振環(huán)境尚未開展專題研究或試驗(yàn)。由于價格昂貴，對箭體結(jié)構(gòu)表面進(jìn)行大面積防護(hù)時，經(jīng)濟(jì)成本制約了其的應(yīng)用，所以為我國首款固液捆綁運(yùn)載火箭針對性研發(fā)一種低成本的熱振防護(hù)涂層將具有明顯且急迫的實(shí)現(xiàn)意義。

熱振環(huán)境下，高溫噴焰的輻照對涂層體燒蝕的影響明顯，隨機(jī)振動則加劇涂層的面燒蝕和剝蝕［7-8］。面燒蝕理論注重材料表面氧化反應(yīng)機(jī)理，對材料微結(jié)構(gòu)及體燒蝕機(jī)制考慮較少［9-10］，基于分子動力學(xué)的燒蝕理論側(cè)重從原子級別研究材料熱解機(jī)理［11］，體燒蝕理論將燒蝕材料描述為完好層、熱解層和碳化層，并分別研究傳熱傳質(zhì)行為［12］。最近的燒蝕材料研究集中于觀察碳沉積［13-16］和熱膨脹［17-18］現(xiàn)象，集中于解釋密度、孔隙壓力［19-21］和孔隙尺寸［22-25］等對材料熱致破壞行為等方面。上述研究均未涉及材料在熱、振動耦合條件下的熱響應(yīng)機(jī)理，所以運(yùn)載火箭工程研制仍依賴地面熱振試驗(yàn)來設(shè)計(jì)、驗(yàn)證和評價防熱材料的防熱性能。

本文聚焦我國首款固液捆綁火箭的熱振防護(hù)問題，提出一種短切碳纖維增強(qiáng)甲基硅橡膠復(fù)合燒蝕涂層（SR107 熱振涂層）的設(shè)計(jì)方案，基于限價設(shè)計(jì)思路，通過廉價的甲基硅橡膠取代昂貴的苯基硅橡膠作為成膜劑從而可較大程度降低成本，并采用60%孔隙率和80 MPa 抗壓強(qiáng)度的氧化鋯陶瓷微球補(bǔ)強(qiáng)隔熱層，引入高比表面積的螺旋狀陶瓷纖維強(qiáng)化增韌燒蝕層，利用近紅外波段發(fā)射率為0.85 的MoSi2彌合外層輻射層裂紋。通過與目前主要的幾款防熱涂層產(chǎn)品的地面熱振試驗(yàn)結(jié)果對比，這種設(shè)計(jì)方案的合理性、有效性得到驗(yàn)證，而且經(jīng)過長征六號甲運(yùn)載火箭的首飛試驗(yàn)，SR107 熱振涂層的防熱性能、工藝水平和成本優(yōu)勢得到了進(jìn)一步驗(yàn)證。

1 SR107 熱振涂層的設(shè)計(jì)原理

SR107 熱振涂層是一種短切碳纖維增強(qiáng)有機(jī)硅橡膠復(fù)合材料，為了較大幅度地降低涂層的成本，提出由廉價的甲基硅橡膠取代昂貴的苯基硅橡膠作為成膜劑。為了彌補(bǔ)甲基硅橡膠耐熱溫度的不足，設(shè)計(jì)多種功能填料對涂層進(jìn)行補(bǔ)強(qiáng)，試驗(yàn)結(jié)果表明這樣的限價設(shè)計(jì)思路是合理可行的。

為了兼具高溫耐燒蝕性能和抵抗振動的強(qiáng)度性能，SR107 熱振涂層設(shè)計(jì)為3 層復(fù)合的結(jié)構(gòu)形式，即表層是小于1 mm 的輻射層，符合熱反射、吸收和發(fā)射的散熱原理；中間層是2～3 mm 的燒蝕層，通過有機(jī)物熱解反應(yīng)耗散熱能；內(nèi)層是3～6 mm 的隔熱層，以低熱導(dǎo)率延緩熱擴(kuò)散效應(yīng)。

上述3 層材料由內(nèi)向外依次噴涂于箭體結(jié)構(gòu)表面，室溫固化后形成完整的SR107 熱振涂層，如圖1（a）所示。自輻射層和燒蝕層的主要功能填料與高溫熔融的甲基硅橡膠發(fā)生交聯(lián)反應(yīng)，逐漸形成片層狀薄殼，如圖1（b）和圖1（c）所示。這種片層狀薄殼的功能是：①薄殼形成的過程可以消耗一部分凈入熱流；②薄殼可以作為遮擋層阻隔輻射熱流向內(nèi)擴(kuò)散；③部分燒蝕殘骸受薄殼的牽制作用而不能輕易散落；④薄殼一旦剝落可以帶走一部分熱量而起到散熱作用。

圖1 SR107 熱振涂層的3 層復(fù)合結(jié)構(gòu)及其抗熱振原理Fig.1 Three layered structure of the SR107 thermal-vibration coating and its function mechanism

氧化釔穩(wěn)定的氧化鋯陶瓷微球是隔熱層的核心功能填料，它的微結(jié)構(gòu)如圖2（a）和圖2（b）所示。微球的壓汞儀孔隙率接近60%，其中封閉的空氣能有效阻斷固體導(dǎo)熱和阻隔輻射熱流。微球的抗壓強(qiáng)度約80 MPa，能使隔熱層在經(jīng)歷機(jī)械攪拌和高壓噴涂等工序后仍保持結(jié)構(gòu)完整性。微球在527 K 的熱導(dǎo)率接近0.05 W/（m·K），能明顯提高隔熱層在高溫下隔熱性能的穩(wěn)定性。陶瓷螺旋纖維是燒蝕層增韌相，利用纖維的螺旋結(jié)構(gòu)與高比表面積特性提高纖維填料與成膜劑的界面結(jié)合力，與短切碳纖維等填料共同形成穿插嵌套的網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)，如圖2（c）所示，較大程度地提高燒蝕層的耐熱抗振性能。利用具有高發(fā)射率的MoSi2作填料制備自輻射涂層，能輻射表面絕大部分紅外波段的熱能。高溫?zé)g后，自輻射層表面具有致密的SiO2氧化膜，利用SiB6作陶瓷增強(qiáng)相，能在高溫下形成無定型硼硅酸鹽玻璃，進(jìn)一步提高氧化膜的潤濕性和裂紋彌合能力，從而抑制表面氧氣擴(kuò)散、減緩燒蝕量，如圖2（d）所示。

圖2 SR107 熱振涂層的核心功能填料及其微觀形貌Fig.2 Core functional fillings and their micromorphology of the SR107 thermal-vibration coating

2 熱振試驗(yàn)

通過地面熱振試驗(yàn)對SR107 的防熱性能進(jìn)行考核和評價。選擇3 組不同設(shè)計(jì)原理的燒蝕防熱試片進(jìn)行對照試驗(yàn)，3 組熱振試片的設(shè)計(jì)狀態(tài)見表1。

表1 3 組熱振試片的設(shè)計(jì)狀態(tài)Tab.1 Design states of the three groups of thermal-vibration test samples

試片的鋁合金基板尺寸為205 mm×155 mm，工藝人員按照Q/RJ678 標(biāo)準(zhǔn)的要求噴涂制備防熱試片，每組試片數(shù)量為5 片，其中厚度設(shè)計(jì)中標(biāo)記的“4+2+1”是指從內(nèi)向外依次是4 mm 隔熱層、2 mm燒蝕層和1 mm（自）輻射層，其他以此類推。

熱振試驗(yàn)的測試設(shè)備包括激振器、振動臺、石英燈加熱器、防熱涂層試片及相關(guān)控制測量系統(tǒng)等，如圖3 所示。其中激振器為蘇州測試儀器股份有限公司生產(chǎn)的MAV-3-6000H，最大激振力為58.8 kN，最大加速度為30 g，最大載荷為500 kg。其工作頻率范圍為5～2 000 Hz。石英燈加熱器可在800 kW/m2的最大熱流下正常工作，其測試誤差為±4%。試片背面粘貼5 個K 型熱電偶監(jiān)測溫升情況，其中1 個用于監(jiān)測空氣溫度。

圖3 熱振試驗(yàn)設(shè)備布局Fig.3 Thermal-vibration equipment layout

熱振試驗(yàn)的試驗(yàn)條件取自固體助推器發(fā)動機(jī)艙側(cè)壁熱振環(huán)境的仿真結(jié)果，其中熱流條件的峰值為418 kW/m2，實(shí)際加熱時間為175 s，隨機(jī)振動條件見表2。熱振試驗(yàn)將上述2 種條件組合起來，在統(tǒng)一的時序控制下開展試驗(yàn)，如圖4 所示。

表2 熱振試驗(yàn)的隨機(jī)振動試驗(yàn)條件Tab.2 Random vibration test conditions of the thermalvibration tests

圖4 熱振試驗(yàn)的試驗(yàn)條件Fig.4 Thermal-vibration test conditions

3 試驗(yàn)及結(jié)果分析

3.1 隔熱效果分析

防熱試片的熱振試驗(yàn)溫升曲線如圖5 所示，各試片的溫度數(shù)據(jù)取5 次試驗(yàn)數(shù)據(jù)的平均值。熱振試驗(yàn)的前45 s 為激振器的預(yù)振段，熱流條件尚未加載；第45～75 s 為第1 個熱振加載段，3 組試片的防熱性能無明顯差異；第95～125 s 為第2 個熱振加載段，TR40/41 試片的防熱性能略顯優(yōu)勢；第150 s 以后的低熱流持續(xù)加載段，3 組試片的防熱性能出現(xiàn)較大差異：①SR107 試片較好的隔熱裕度，隨著熱流密度的降低呈現(xiàn)減緩的升溫趨勢；②TR40/41 試片和SRS 試片的防熱裕度不足，背面溫度迅速上升。最終，SR107 試片的背溫為250 ℃，TR40/41 防熱涂層的背溫為295 ℃，SRS 防熱涂層的背溫為325 ℃，如圖5 所示。另外，SR107 試片背面4 處溫度測點(diǎn)的溫升曲線一致性較好，試片不同位置的熱傳導(dǎo)規(guī)律一致，說明試片的噴涂工藝穩(wěn)定，如圖6 所示。

圖5 3 組防熱試片的熱振試驗(yàn)溫升曲線Fig.5 Temperature curves of the thermal-vibration tests for three coating samples

圖6 SR107 試片熱振試驗(yàn)背溫升曲線Fig.6 Back temperature curves of the SR107 coating samples in the thermal-vibration tests

3.2 燒蝕率和燒蝕形貌

3 組防熱涂層試片的燒蝕形貌如圖7 所示，其中TR40/41 試片經(jīng)過熱振試驗(yàn)后防熱材料完全消耗殆盡，露出大面積金屬基板，殘骸呈白色粉末狀氧化物。SRS 試片存留約0.5 mm 的隔熱層，質(zhì)量燒蝕率約為92.8%，局部露出鋁合金基板，殘骸同樣為白色粉末狀氧化物。SR107 試片存留約3 mm 的隔熱層，質(zhì)量燒蝕率約為57.1%，且表面形成了具有一定柔韌度和強(qiáng)度的片層狀薄殼。熱振試驗(yàn)結(jié)果表明，SR107 熱振涂層的設(shè)計(jì)方案可以有效降低質(zhì)量燒蝕率。相比玻璃纖維，碳纖維的抗氧化性能較弱，通過有機(jī)物浸漬方法將SiC 顆粒附著在碳纖維表面，可以提高碳纖維的抗氧化性能。但是，SR107 熱振涂層中的碳纖維能夠更有效地促進(jìn)碳化層的形成，而且作為骨架可使碳化層更加牢固，從而更加有效地抵抗熱振剝蝕效應(yīng)。

圖7 熱振試驗(yàn)后3 組試片的典型燒蝕形貌Fig.7 Typical ablation morphology of three groups of coating samples after thermal-vibration tests

3.3 飛行遙測數(shù)據(jù)和殘骸分析

SR107 熱振涂層作為長征六號甲運(yùn)載火箭的主要防熱方案，其固體助推器發(fā)動機(jī)艙的內(nèi)壁溫度飛行遙測數(shù)據(jù)如圖8 所示，由圖可見內(nèi)壁溫度不超過100 ℃。根據(jù)現(xiàn)場勘查，固體助推器發(fā)動機(jī)艙外壁的SR107 熱振涂層在遠(yuǎn)離芯級發(fā)動機(jī)的區(qū)域仍保留完好，而靠近芯級發(fā)動機(jī)區(qū)域發(fā)生約1～2 mm 的燒蝕剝離，其燒蝕殘骸形貌與熱振試驗(yàn)結(jié)果吻合，如圖9 所示，證明SR107 熱振涂層發(fā)揮了預(yù)期作用。

圖8 發(fā)動機(jī)艙內(nèi)壁溫度飛行遙測數(shù)據(jù)Fig.8 Flight telemetry data of the inner wall temperature of the booster structure of Y1 rocket

圖9 助推器落區(qū)的防熱結(jié)構(gòu)殘骸形貌Fig.9 Debris morphology of SR107 coated structure in the booster landing area

4 結(jié)束語

本文提出的SR107 熱振涂層，通過廉價的甲基硅橡膠取代昂貴的苯基硅橡膠作為成膜劑從而較大程度地降低材料成本，通過3 種關(guān)鍵的功能填料彌補(bǔ)了成膜劑耐熱溫度不足的缺陷。其中60%孔隙率和80 MPa 抗壓強(qiáng)度的氧化鋯陶瓷微球強(qiáng)化了隔熱層性能，高比表面積的螺旋狀陶瓷纖維強(qiáng)化了燒蝕層性能，MoSi2的引入在提高紅外波段發(fā)射率的同時還能彌合自輻射層的表面裂紋，進(jìn)一步提升了抗熱振性能。與行業(yè)主流的TR40/41 燒蝕涂層、SRS 燒蝕涂層等的熱振試驗(yàn)結(jié)果對比顯示，SR107熱振涂層的背溫至少降低了45 ℃，質(zhì)量燒蝕率降低了約38.5%，經(jīng)過長征六號甲運(yùn)載火箭的首飛試驗(yàn)，SR107 熱振涂層的防熱性能、工藝水平和成本優(yōu)勢得到了進(jìn)一步驗(yàn)證。