大型飛行器表面燒蝕防熱涂層低溫快速補涂工藝

張 晶 肖世明 楊立樂 鄭玉杰 李慶賀

（首都航天機械有限公司，北京 100076）

文 摘 采用補涂工藝對燒蝕防熱涂層進行低溫快速補涂，并針對飛行器臨飛行前狀態(tài)，制定了涂層結(jié)合力提升、快速固化、多余物控制等的方案。電弧風洞試驗表明：補涂涂層燒蝕量小，最高表面溫度580 ℃，最高背面溫度64 ℃，具有良好的防熱性能。采用本工藝補涂涂層進行了多次飛行試驗并取得了成功，表明本補涂工藝具有良好的工藝穩(wěn)定性。

0 引言

為解決大型飛行器在飛行中面臨的氣動生熱問題，外表面一般采用燒蝕防熱涂層改變其表面熱物理特性［1-2］。其中飛行器主體部分可以在殼段狀態(tài)下完成防熱涂層噴涂工作，但是部分位置，如口蓋與口框的接縫處、殼段間對接接縫、鎖孔等總裝預留區(qū)域，需要在臨近飛行前各操作口蓋封閉后進行快速補涂。

與常規(guī)燒蝕防熱涂層的噴涂任務相比，臨飛行前補涂該涂層具有作業(yè)環(huán)境溫度低、操作時間短、易產(chǎn)生多余物、要求涂層快速固化等技術難點［3-4］。

本文通過工藝試驗摸索，研究涂層固化時間等關鍵工藝因素對涂層性能的影響。

1 實驗方法

1.1 環(huán)境要求

試驗環(huán)境模擬大型飛行器臨飛行前靶場最嚴酷狀態(tài)：最低溫度為-20 ℃；最長固化時間為2 h；補涂厚度為4～5 mm；補涂區(qū)域為模擬實際工況的窄縫或鎖孔，縫隙寬度、大小與實際工況一致；基材選取2A12板材；待補涂區(qū)域垂直于地面補涂；多余物控制為零。

1.2 試片制備

采用100 mm×100 mm×1 mm的2A12鋁合金板材做噴涂試片，前期先進行主體部位燒蝕防熱涂層噴涂，待補涂試片示意圖見圖1。

圖1 待補涂試片示意圖Fig.1 Schematic diagram of the test specimen for recoating

1.3 性能測試

燒蝕率測試，按GJB323A—1996 燒蝕材料燒蝕試驗方法執(zhí)行；電弧風洞流場品質(zhì)指標按Q/AkZY021-03-2014 中國航天科技集團公司第十一研究院質(zhì)量管理體系作業(yè)文件執(zhí)行。

2 試驗過程及結(jié)果分析

2.1 補涂方案選擇

分別采用不同補涂方案進行待補涂試片的補涂，見表1。對比可見，刮刀刮涂方案更適用于靶場環(huán)境的快速補涂。

表1 補涂方案列表Tab.1 List of recoating methods

常規(guī)涂覆燒蝕防熱涂層的涂覆方式見圖2，此種方法不適合臨飛行前小面積補涂工藝。首先噴涂方式會產(chǎn)生大量漆霧，引進多余物，對其他儀器產(chǎn)生影響；其次，補涂區(qū)域為小面積窄縫，使用該噴涂方式不利于控制噴涂區(qū)域并且效率太低；再次燒蝕涂層所用的稀釋劑為汽油，噴涂過程中會大量揮發(fā)，存在易燃易爆的危險。

為解決此類多區(qū)域、小面積涂層的補涂問題，采用刮刀刮涂燒蝕防熱涂料的方法進行涂覆，示意圖見圖3。這種方法避免了過程中引入漆霧等多余物，且操作靈活，適用于燒蝕防熱涂層的修補。

圖2 燒蝕防熱涂層常規(guī)噴涂方法Fig.2 Conventional spraying technique of anti-ablative coating.

圖3 刮涂工藝補涂示意圖Fig.3 Schematic diagram of the recoating with a scrape process

2.2 涂層結(jié)合力快速提升方案

采用不同的配比配制燒蝕防熱涂料，使用涂-4杯進行黏度測試，然后進行待補涂試片補涂，觀察涂層固化后效果，具體情況見表2?？梢钥闯龉瓮客苛吓渲茣r不添加稀釋劑，補涂效果較好。這是因為對于對接縫等需補涂位置來說，若涂料黏度太小，很容易因為重力作用而沒有固化在正確位置上，出現(xiàn)流掛現(xiàn)象。

表2 不同涂料配制方法對比Tab.2 Comparison of different coating preparation methods

采用刮涂的方式直接在A 組試片表面刮涂燒蝕防熱涂層，達到預定厚度后放置固化干燥，同時設計對比樣B～E 組為先薄薄刮一層打底層，固化一定時間后再進行刮涂后續(xù)涂層至預定厚度，具體操作方法及涂層固化后狀態(tài)見表3。由表3可以看出，先薄薄刮一層打底層、固化8～12 min，然后再刮涂至預定厚度為最高效優(yōu)質(zhì)的補涂方案。補涂涂層形貌衍變示意圖見圖4，若直接刮涂至4～5 mm 厚度，補涂涂層自成一個彈性整體，底層涂層與試片及主體涂層結(jié)合力較差，并且涂層密度較大，收縮率較高，在重力的作用下，底層涂層與試片結(jié)合力不足以支撐整個彈性體的質(zhì)量，補涂涂層出現(xiàn)下墜現(xiàn)象，最終導致與試片脫落；根據(jù)圖5，如果在試片表面先薄薄刮一層打底層，固化8～12 min 后打底層涂層與試片快速產(chǎn)生一定結(jié)合力，此時再進行后續(xù)涂層的刮涂時，涂層與試片之間的結(jié)合力足以支撐涂層本身的質(zhì)量，此時再進行固化放置不會出現(xiàn)明顯剝離現(xiàn)象，涂層結(jié)合力較好。

表3 試驗分組及操作方法Tab.3 Test grouping and operation method

圖4 普通補涂方法補涂后固化2 h形貌演變示意圖Fig.4 Schematic diagram of the 2 h curing after the conventional recoating method

圖5 制作打底層補涂方式形貌演變示意圖Fig.5 Schematic diagram of the shape of the bottom layer recoating method

2.3 涂層固化方案

2.3.1 溫度對涂層能否固化的影響

臨飛行前靶場環(huán)境溫度最低在-20 ℃左右，超出了該涂層固化的適宜溫度范圍。因此需要研究-20～0 ℃條件下，涂層能否正常固化。首先，模擬靶場施工環(huán)境，將該涂料在0 ℃（冰點）左右進行配制，然后按照“先打底后刮涂”的方式補涂在試片表面，再將試片放置于低溫環(huán)境2 h，觀察涂層能否在此溫度下固化，見表4?？梢钥闯?，低溫環(huán)境不影響補涂涂層的固化。

表4 不同溫度下涂層固化情況Tab.4 Cure results of the coating at different temperatures

2.3.2 添加劑對涂層固化速率的影響

燒蝕防熱涂料配制時加入其中的物質(zhì)有兩種：KH550 與二月桂酸二丁基錫。為了更好的確定哪一種成分對涂層的固化影響更加顯著，開展了不同比例的涂料凝固時間試驗，如表5、表6所示?？梢钥闯?，KH550 的比例對涂料凝固時間影響不大；二月桂酸二丁基錫對涂料凝固時間影響較大，隨著二月桂酸二丁基錫比例的增大，涂層凝固時間顯著減少。

表5 不同比例KH550對涂料凝固時間的影響Tab.5 Cure times of the coating with different KH550 content

表6 不同比例二月桂酸二丁基錫對涂料凝固時間的影響Tab.6 Cure times of the coating with different dibutyltin-dilaurate content

2.3.3 涂料配比對涂層結(jié)合力的影響

按燒蝕涂料：KH550∶二月桂酸二丁基錫=100∶2.44∶（0.3～1.0）配制涂料，并進行試片噴涂。表7為二月桂酸二丁基錫添加量對涂層結(jié)合力的影響，可見二月桂酸二丁基錫的比例過高，會在一定程度上減小涂層與試片的結(jié)合力。因此，選擇涂料配比為燒蝕涂料：KH550∶二月桂酸二丁基錫=100∶2.44∶0.8時，涂層性能最好，適用于低溫快速補涂。

KH550 是一種促進劑，主要作用是改善涂料各組分的潤濕性能，使各組分能夠更好的混合在一起。二月桂酸二丁基錫是一種交聯(lián)劑，可以活化較小硅橡膠分子之間的化學鍵，促進其交聯(lián)形成大分子。所以增加二月桂酸二丁基錫的比例，可以使硅橡膠交聯(lián)作用加快，從而加速涂料的固化，但是當其比例過高時，較小的硅橡膠分子充分活化、高度交聯(lián)，自成一個整體，反而在一定程度上會減小涂層與試片的結(jié)合力。

表7 不同比例二月桂酸二丁基錫對涂料結(jié)合力的影響Tab.7 Adhesion strength of the coating with different dibutyltin-dilaurate content

2.4 多余物控制方案

臨飛行前操作環(huán)境對多余物控制嚴格，但是在直立狀態(tài)進行手工補涂時，極易出現(xiàn)涂料滴落到飛行器表面，而產(chǎn)生多余物的現(xiàn)象。采取有效措施進行多余物控制和阻斷意義重大。

根據(jù)飛行器形狀特點，并結(jié)合現(xiàn)場環(huán)境，使用白色棉布制作專用“圍裙”防止涂料滴落到飛行器表面。首先將繩子穿入“圍裙”上端的“腰帶”孔內(nèi)，然后將繩子系在飛行器上防止棉布向下滑動，再將“圍裙”的下端掛在塔架的金屬掛鉤上。如此，棉布的一端固定在飛行器上，另一端固定在塔架上。通過這種方式，可以有效避免涂料滴落到飛行器與塔架之間的間隙中而導致多余物產(chǎn)生，如圖6所示。

圖6 多余物控制示意圖Fig.6 Schematic diagram of remain contents control

2.5 補涂工藝流程確定

根據(jù)以上研究，確定補涂工藝流程為：待補涂試片表面清理→干燥→刷涂表面處理劑→配制燒蝕防熱涂層（燒蝕涂料：KH550∶二月桂酸二丁基錫=100∶2.44∶0.8）→刮涂燒蝕防熱涂層（打底）→固化8～12 min→刮涂燒蝕防熱涂層至厚度和主體區(qū)域齊平→涂層固化干燥2 h。

3 涂層性能檢測

按確定的工藝流程進行試片補涂制備，然后采用電弧風洞設備進行防熱性能試驗，試驗前后試片表面形貌見圖7，試驗結(jié)果見表8。可以看出，試片的線燒蝕率和質(zhì)量燒蝕率都很低，其中線燒蝕率為負值，說明涂層有輕微膨脹；質(zhì)量燒蝕率低，說明涂層沒有嚴重燒蝕，耐燒蝕效果良好。

表8 電弧風洞試驗結(jié)果Tab.8 Results of the arc wind tunnel experiments

圖7 電弧風洞試片F(xiàn)ig.7 The specimen of the wind tunnel experiments

溫度曲線見圖8，可見燒蝕試片最高表面溫度為580 ℃，最高背面溫度為64 ℃，說明通過該工藝補涂的燒蝕防熱涂層具有良好的防熱性能。

圖8 試片電弧風洞試驗溫度曲線Fig.8 Temperature curves of the wind tunnel experiments

4 工程應用

采用確定的工藝流程進行實際工況飛行器產(chǎn)品的靶場補涂。圖9為操作窗口周邊及鎖孔處需要補涂位置圖片，圖10為補涂后局部區(qū)域圖片（補涂的燒蝕防熱涂層表面已刷涂面漆涂料）。由圖可見，補涂后工件表面較為平整，不影響整體美觀性。

圖9 產(chǎn)品表面補涂位置圖片F(xiàn)ig.9 The recoating position on the surface of the parts.

圖10 補涂后局部區(qū)域圖片F(xiàn)ig.10 Local image of the recoated specimen

目前，該補涂工藝已經(jīng)經(jīng)過多發(fā)飛行試驗驗證，均取得成功，事實證明該工藝穩(wěn)定可靠。

5 結(jié)論

采用補涂工藝制備的涂層具有較好的結(jié)合力，并且固化快，能夠滿足飛行器臨飛行前2 h 快速固化需求。性能檢測結(jié)果顯示該工藝制備的燒蝕試片最高表面溫度為580 ℃，最高背面溫度為64 ℃，涂層具有良好的防熱性能。該工藝解決了飛行器臨飛行前低溫補涂、快速固化、零多余物的難題，為解決飛行器穿越大氣層遇到的氣動生熱問題提供了有力保障。