成果简介：
7A04-T6轻质超高强
铝合金是制备新型航空动力用固体火箭发动机燃烧室壳体的优选材料，该材料具备加工塑形好、比强度高及散热性能优异等优势特征，但该材料的热强度低，在发动机燃烧室高频热流的持续冲刷作用下，铝合金制壳体易发生鼓包、变形等壁面缺陷。采用等离子喷涂技术在新型航空动力固体火箭发动机燃烧室铝合金制壳体内壁制备的热防护涂层，显著提升了发动机壳体的热防护效果，解决了传统固体火箭发动机用消融材料燃烧产生的凝相粒子高频热冲击及烟雾烧蚀问题，进一步提升了新型航空动力的安全性能，因此等离子喷涂技术被认为是一种提升固体火箭发动机燃烧室壳体热防护性能的新型防护工艺手段。采用等离子喷涂技术在铝合金制壳体内壁制备热防护涂层需突破两个关键技术：其一，热防护涂层的陶瓷面层材料的热导率及热膨胀系数小，而
铝合金材料的热导率及热膨胀系数大。由于基材与陶瓷面层材料的热物理性能参数差异过大，这就导致了在热防护涂层的制备过程中，一方面会在涂层与铝合金基材的界面形成过大的温度梯度及层间热应力，另一方面会因铝合金基材与陶瓷面层材料的膨胀、收缩变形不协调导致涂层系统产生过大的热应力，这均会影响等离子喷涂制备的涂层的可靠性。其二，新型航空动力发动机铝合金制壳体存在小内孔、深圆筒的结构特征，壳体内壁涂层容易形成具有自身特殊性的非典型缺陷。在壳体内壁开展喷涂作业时，喂料粉末的沉积效率降低，容易形成大量未沉积的浮粉;而深筒内部的低对流特性并不利于浮粉的排出;在喷涂过程中筒体高速旋转产生的离心力将迫使浮粉吸附于筒体内壁，被裹挟入持续沉积的涂层中，形成大量的“假沉积”缺陷，进而降低涂层的抗热震性能。本研究的主要工作有：首先，调控等离子喷涂参数对喷涂Mo涂层微观特性及力学性能影响的优化研究。其次，优化等离子喷涂8YSZ涂层参数。
最后，基于复合涂层综合性能调控基础上，优化了基于Mo粘结底层及8YSZ陶瓷面层复合涂层的力学性能，并通过力学性能实验、抗燃气冲刷实验、抗热震实验考核，并在新型航空动力用固体火箭发动机铝合金制壳体内壁成功制备了Mo/8YSZ复合热防护涂层，涂层表现出优良的综合力学性能及热强度。
应用案例 ：
采用优化的方法已经在新型航空动力用固体火箭发动机燃烧室壳体上进行了应用性验证。
研发背景
新型航空动力系统是一种执行短程飞行作业的动力装置，设计具有体积小、质量轻、速度快及瞬时推进能力强的特点。7A04-T6轻质超高强铝合金是制备新型航空动力用固体火箭发动机燃烧室壳体的优选材料，该材料具备加工塑形好、比强度高及散热性能优异等优势特征，但该材料的热强度低，在发动机燃烧室高频热流的持续冲刷作用下，铝合金制壳体易发生鼓包、变形等壁面缺陷。。采用等离子喷涂技术在新型航空动力固体火箭发动机燃烧室铝合金制壳体内壁制备的热防护涂层，显著提升了发动机壳体的热防护效果，解决了传统固体火箭发动机用消融材料燃烧产生的凝相粒子高频热冲击及烟雾烧蚀问题，进一步提升了新型航空动力的安全性能。
作用原理
新型航空动力系统用固体推进剂材料燃烧将造成固体火箭发动机燃烧室面临瞬时爆燃的高温、高压冲击载荷，且这种爆燃效果将在极短的时间内(通常仅为数秒)产生极高的热能，故在热防护涂层粘结底层的选择上不倾向于使用熔点低于1300 ℃的MCrAlY系合金粉体作为粘结底层材料，为了实现更好的热防护效果，粘结底层选用熔点高达2620 ℃的纯钼金属(Mo)。除此之外，纯钼金属的热导率(110~140 W·m-1·k-1)与铝合金基材适配性程度较高，能够进一步降低涂层系统的温度梯度及层间热应力。与此同时，纯钼金属优越的自粘结特性也使得涂层结构的力学强度得以提升。8YSZ陶瓷面层材料具备高熔点、高硬度、低导热系数及优异的高温热稳定性。为了指导新型航空动力固体火箭发动机铝合金制壳体内壁热防护涂层的工程量产，从涂层的制备成本、涂层的实用性及涂层的热防护性能等方面综合考量，选定现阶段广泛采用的8wt%Y2O3部分稳定ZrO2(8YSZ)做为热防护涂层的面层材料。
市场分析
伴随航空航天新型动力技术进一步发展，其受热件热负荷将进一步提升，高可靠性的热防护涂层的研制成功其市场潜力巨大。
声明：
“铝合金表面等离子喷涂陶瓷-金属复合热防护涂层及其性能研究” 该技术专利(论文)所有权利归属于技术(论文)所有人。仅供学习研究，如用于商业用途，请联系该技术所有人。
我是此专利(论文)的发明人(作者)
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编辑：北方有色网
来源：中国民航大学
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