21世紀以來，航空航天事業的發展進入新的階段，將會推動航空航天材料朝著質量更高、品類更新、功能更強和更具經濟實效的方向發展。航空材料與航空技術的關系極為密切，航空航天技術的發展必然離不開與其相對應的航空航天材料的發展，航空航天材料在航空產品發展中具有極其重要的地位和作用。用于航空航天材料制造的許多零件往往需要在超高溫、超低溫、高真空、高應力、強腐蝕等極端條件下工作，有的則受到重量和容納空間的限制，需要以最小的體積和質量發揮在通常情況下等效的功能，有的需要在大氣層中或外層空間長期運行，不可能停機檢查或更換零件，因而要有極高的可靠性和質量保證，不同的工作環境要求航空航天材料具有不同的特性。優良的耐高低溫性能、耐老化和耐腐蝕、適應空間環境、壽命和安全是航天航空領域里材料研究的幾項重要課題。

 

    01 艦載機的腐蝕失效及其預防

 

    航空母艦艦載機是航母最為主要的攻擊武器。艦載機在海洋環境下服役，它不同于陸基飛機，不僅受到海洋氣氛、海水及持續的干 / 濕交替循環的侵蝕，還會受到艦艇燃燒廢氣、艦載機發動機廢氣等的腐蝕，特別是這些廢氣與海洋鹽霧組合成 pH 值達到 2.4 ～ 4.0 范圍的高酸性潮濕液膜，使得其受到的環境腐蝕問題相當地嚴峻。如我軍某艦載直升機的服役壽命不及陸上的 20%; 某型飛機由于不適應海南的高溫濕熱環境，出勤率低于 20%，這些充分說明海軍航空艦載機遭受腐蝕的嚴重性。

    腐蝕問題給裝備帶來重大的經濟損失，資料表明，美國海軍估計每年用于腐蝕防護及研究的費用在 20 ～ 30 億美元，其中飛機部件的防腐費用占到全年維修費用的 1/3。腐蝕不僅造成巨大的經濟損失，同時也影響到裝備的安全使用。如美海軍 F14 飛機前起落架汽缸支柱上發生腐蝕導致一等事故，從而造成F14 雄貓飛機全面停飛。

 

    艦載機腐蝕失效常見模式及其特點

 

    艦載機在實際工程應用中，主要的腐蝕失效模式包括點蝕、絲狀腐蝕、晶間腐蝕、應力腐蝕和氫脆 5 種。

    點蝕

 

    點蝕是腐蝕表面呈點坑狀，腐蝕點多、比較淺，但發生在表面有限面積上的腐蝕，其腐蝕很深、成巢穴。

    發生點蝕損傷與金屬構件表面組織結構的不均勻性，尤其與表面的夾雜物、表面保護膜的不完整性有關。點蝕坑的擴展不僅包括金屬的溶解過程，而且包括通過已溶解的金屬離子的水解使腐蝕坑底部具有較高的酸度使坑底擴展這一過程。

    點蝕坑邊沿基本比較平滑，因腐蝕產物覆蓋，坑底呈深灰色，很多時候由于腐蝕產物覆蓋，從表面無法看到點蝕坑的存在。垂直于蝕坑表面觀察，蝕坑多呈半圓形或多邊形，螺栓長期使用后表面出現腐蝕坑，即為典型的皮下變形閉口蝕坑。很多腐蝕坑由于腐蝕產物覆蓋其特征不明顯，清洗后則清晰可見。

    點蝕并不一定擇優沿晶界擴展。菊花形點蝕坑往往外小內大， 猶如蟻穴般，所以點蝕損傷對金屬結構件的危害很大。

    點蝕多發生在與表面生成鈍化膜的金屬材料上（如不銹鋼、鋁、鋁合金）或表面有陰極性鍍層的金屬上（如碳鋼表面鍍錫、銅、鎳）。點蝕導致的失效大多都是氯化物或含氯離子的氯氣所引起的，特別是次氯酸鹽的腐蝕性更強。

    溶液中的氯離子濃度越高，合金越易于發生點蝕。而艦載機正是處于氯離子濃度很高的環境中，F/A-18 飛機即存在點狀腐蝕。

    絲狀腐蝕

 

    絲狀腐蝕是一種在氧濃差控制下的電化學腐蝕，一般發生在涂漆的鋁底層。

    絲狀腐蝕先以涂膜的破損處（如從艦載機的緊固件周圍和涂覆層已經破裂的蒙皮邊緣）開始，首先形成點狀腐蝕，在點蝕處，由于凝結水膜、氧及腐蝕介質的作用，腐蝕向周邊膜下擴展，凝點在擴展中形成了氧濃差電池致激發絲狀腐蝕的形成。

    絲狀腐蝕的產生主要與環境、表面涂料、金屬基表面處理工藝等因素有關。

    如環境因素中，相對濕度較大有利于絲狀腐蝕產生。研究表明，鋁合金在相對濕度大于 80% 時，絲狀腐蝕的絲跡隨著相對濕度的增加而加寬。此外，腐蝕介質中的氯離子、二氧化硫等對絲狀腐蝕的產生和發展起著促進作用。

    艦載機機身蒙皮出現不同程度的絲狀腐蝕， 不但增加了飛機的防腐維修費用，而且，絲狀腐蝕可能會導致點腐蝕和晶間腐蝕，甚至會危及飛機的飛行安全。

    晶間腐蝕

 

    晶間腐蝕是腐蝕沿晶界發生并擴展。晶間腐蝕不僅降低材料的機械性能，而且由于難以發現，易于造成突然失效。

    大多數的金屬和合金，如不銹鋼、鋁合金，由于碳化物分布不均勻或過飽和固溶體分解不均勻，引起電化學不均勻，從而促使晶界成為陽極區而在一定的腐蝕介質中發生晶間腐蝕。金屬構件的晶間腐蝕損傷起源于表面，裂紋沿晶擴展。

    晶間腐蝕的一種常見的形式是剝落腐蝕，也稱為層狀腐蝕。這類腐蝕大多出現在平面狀的鋁合金中。

    應力腐蝕

 

    應力腐蝕是指金屬構件受拉應力作用并在特定介質中，由于腐蝕介質與應力的共同作用所導致的腐蝕。飛機結構中，鋁合金、鋼等結構件（如框梁、緊固件、卡箍等）大多數都承受拉應力的作用，并且均在一定腐蝕氣氛環境下服役，因此，應力腐蝕導致開裂也是飛機結構，特別是艦載機結構中常見的一種失效模式。由于應力腐蝕開裂是典型的滯后破壞形式，對于結構的安全危害很大。

    金屬構件發生應力腐蝕開裂需具備3 個條件：材料的應力腐蝕敏感性、特定腐蝕環境和拉伸應力。應力腐蝕是一種局部腐蝕，而且腐蝕裂紋常常被腐蝕產物所覆蓋，從外表很難觀察到。裂紋源處常有腐蝕產物或點蝕坑，表明應力腐蝕裂紋源于點蝕、晶間腐蝕等化學損傷缺陷。應力腐蝕斷口的微觀形態可以是解理或準解理、沿晶斷裂或混合型斷裂。應力腐蝕裂紋擴展過程中會發生裂紋分叉現象。影響構件發生應力腐蝕開裂失效的因素是多方面的，包括材質因素、環境因素和受力狀態等。

    氫脆

 

    由于氫滲入金屬內部導致損傷，從而使金屬零件在低于材料屈服極限的靜應力作用下導致的失效稱為氫致損傷，亦稱氫脆。氫脆是飛機結構中高強度結構件（如緊固件等）的重要失效的形式之一。由于氫脆多為脆性斷裂，失效無法預先判知，危害很大。

    氫脆根據氫的來源不同，可分為內部氫致損傷和環境氫致損傷。內部氫致損傷是指材料在冶煉、電鍍、酸洗等工藝過程中，由于氫滲入金屬內部，同時在工作應力或殘余應力的作用下出現的氫致損傷。環境氫致損傷是指在緊固件在使用環境下氫滲入金屬內部，并在拉應力作用下出現的氫致損傷。

    氫脆斷裂多發生在應力集中處，斷口微觀形貌一般顯示沿晶斷裂，也可能是穿晶斷，斷裂具有延遲性，并且其工作應力主要是拉應力，特別是三向靜拉應力。高強度鋼氫脆沿晶斷裂晶面上典型的“雞爪痕”特征。影響緊固件氫致延遲開裂的因素較多，包括氫含量、工藝因素，材料組織狀態、材料強度、應力因素等。

    艦載機腐蝕失效及其預防

 

    由腐蝕導致飛機構件失效的微觀機理包括晶間腐蝕、應力腐蝕、氫脆、腐蝕疲勞等。產生腐蝕的原因主要是：

    ①構件結構設計存在缺陷；②制造構件材料的工藝狀態不合理；③制造構件的材質選擇不當。根據因飛機構件腐蝕失效造成事故的幾個具體案例，闡述飛機構件腐蝕失效的預防措施：

    設計

 

    案例 1：某型外貿機機身 25 ～ 27框接頭耳片裂紋埃及空軍對某型機定檢時發現 25 ～ 27 LD5 鋁合金框接頭耳片裂紋， 普查發現大量飛機存在類似裂紋。25 ～ 27 框采用表面陽極化處理。失效分析結果表明，接頭耳片裂紋性質為應力腐蝕裂紋，接頭耳片螺栓孔與鋼襯套的過盈配合量過大導致耳片受到較大的拉應力，以及耳片厚度大于鋼襯套配合段長度，導致在耳片內側的螺栓孔內表面有長 0.5 ～ 1mm 暴露在空氣中失去保護，這是導致應力腐蝕裂紋產生的主要原因。此外，螺栓孔打孔是在接頭陽極化處理后再進行的，導致在耳片內側表面產生金屬卷邊和陽極化膜局部破裂，這也促進了應力腐蝕裂紋的產生。

    類似的故障在我國殲 8 飛機也出現過，這類故障一方面是由于海洋惡劣的腐蝕性環境等外部因素，更主要的是在結構設計中存在缺陷。在設計中沒有充分考慮對導致腐蝕的因素進行有效控制。主要是過大的過盈配合導致拉應力、襯套與孔配合導致金屬裸露、打孔工藝不合理等多個不合理的設計因素。

    飛機的腐蝕控制是一項系統工程，其控制過程總的來說包括補救性控制和預防性控制 2 個主要方面。補救性控制是指當發現飛機結構產生腐蝕后設法消除，顯然這是一種被動的辦法。預測性控制是指預先采取必要的措施，最為關鍵的是從結構方案設計開始，根據飛機將來可能的使用環境和功能要求來制定腐蝕控制方案。與設計相關的一些防腐技術主要有：①采取密封的結構形式，防止海水、雨水、鹽霧、潮濕空氣等進入結構內部；②控制和消除殘余應力、裝配應力和應力集中，防止應力腐蝕；③盡可能避免不同金屬，特別是電勢相差較大的金屬互相接觸，不可避免時需增加防護層；④采用排水設計，對不可避免的雨水滲入或冷凝水匯集，應有導流通道排除；⑤在機體其他便于檢查的部位應適當地設置排水孔、放油孔等，確保機內腐蝕積液能順利排出；⑥采用通風設計，全機結構應設置必要的艙門、口蓋，以便通風排氣；⑦在緊固連接中，可采用涂潤滑油（ 脂）或涂底漆，如安裝螺栓、螺母及對鉚釘墩頭時，涂底漆等防腐蝕密封技術。

    工藝

 

    案例 2：某型飛機 1Cr17Ni2 不銹鋼螺栓應力腐蝕失效某沿海機場使用的1Cr17Ni2 飛機卡箍螺栓發生斷裂失效，磁粉檢查發現更多的螺栓存在裂紋，裂紋位于 T 型卡箍螺栓光桿部位，呈周向分布。失效分析結果表明，卡箍螺栓失效性質為應力腐蝕，卡箍螺栓的回火處理是在脆性區進行的，這種回火工藝會導致表面脫碳致使材料耐蝕性下降，是螺栓發生應力腐蝕的主要原因。

    案例 3：Cr13Mn9Ni4 不銹鋼卡箍鋼帶應力腐蝕失效某型飛機用不銹鋼卡箍鋼帶使用一段時間后表面出現大量的裂紋，鋼帶使用狀態為冷硬態。失效分析結果表明，鋼帶裂紋性質為應力腐蝕裂紋。金相組織分析表明，2Cr13Mn9Ni4鋼帶在冷硬態狀態下使用，具有明顯的晶間腐蝕傾向，而該鋼帶經過重新固溶處理后晶間腐蝕傾向消失，說明該鋼帶選用了不合理的工藝狀態（冷態）是導致其發生應力腐蝕的主要原因。

    上述案例表明，在合理的防腐設計基礎上，還需要對材料采用合理的防腐工藝措施，包括：①金屬表面選擇合適的涂鍍層，通常選擇在鋼制零件上鍍鋅、鎘，在鋁制構件上進行表面氧化、化學鍍鎳，選擇鍍覆時應考慮零件與零件之間，鍍層金屬與基體金屬之間的接觸電偶；②在制造過程中，所采用的工藝應不損傷材料固有的耐腐蝕性能；③在滿足設計強度的條件下選用耐蝕性好的熱處理工藝；④通過對金屬材料采用相應的表面強化技術，如噴丸強化、激光沖擊強化、擠壓強化等；⑤采用低溫消應力退火；⑥合理地提高對構件表面粗糙度的要求。

 

    選材

 

    案例 4：БΦ-2 膠致 30CrMnSiNi2A結 構 鋼 螺 栓 在 雨 水 環 境 中 斷 裂30CrMnSiNi2A 結構鋼螺栓在使用中多次斷裂，失效分析結果表明，螺栓斷裂性質為應力腐蝕，主要原因是螺紋部位接觸БΦ-2膠， 并有雨水環境。 試驗表明，БΦ-2膠中除含有大量的酒精和水外，還含有游離酚（石碳酸）。這種游離酚對多種合金尤其是高強度鋼具有腐蝕作用，說明選材不合理是導致螺栓發生應力腐蝕的主要原因。

    同樣由于選材問題，某型飛機 42框也發生過由于軟油箱涂層浸泡液呈堿性，腐蝕作用較強，在其它多種因素聯合作用下導致該型飛機 42 框發生嚴重的晶間腐蝕，飛機大面積停飛。材料的選擇，需要根據其工作環境，包括外界環境和飛機局部環境進行選擇。為滿足防腐要求，飛機選材一般需注意：①在滿足技術指標的前提下，盡可能選用耐蝕性好的材料；②承受高載荷的結構件，選用對應力腐蝕、腐蝕疲勞、氫脆等敏感性小的材料；③高強度結構鋼在滿足技術指標的前提下，盡可能使強度值處于技術條件的中下限，降低氫脆敏感性。

    結語

 

    艦載機在惡劣的腐蝕性海洋環境條件下長期工作，腐蝕問題十分突出。我國艦載機的應用時間較短，對于艦載機的腐蝕規律及其控制技術的掌握還不夠深入和全面，需要全面調研、跟蹤和研究艦載機在全壽命過程中的腐蝕失效模式及其形成機理，搞清艦載機全壽命期間不同階段腐蝕失效規律及其演化機理，并不斷地從防腐設計、工藝和材料選擇等多方面深入摸索。在此基礎上，形成艦載機腐蝕控制技術體系和標準體系，將腐蝕控制技術貫穿于艦載機的設計、制造、使用和維護的全過程。

    （資料來源：知網）

 

 

    02 航空表面涂層技術的研究進展

 

    航空表面涂層技術是航空制造技術的重要組成部分之一。采取一定的表面工程手段在飛行器零部件表面制備具有特定防護或功能涂層，可以使零部件表面具有隔熱、減摩可磨耗封嚴、耐磨防腐蝕、抗高溫氧化、吸波隱身等功能。

    目前，航空表面涂層技術發展最快也是最重要的涂層，包括熱障涂層（TBCs）、超高溫復合材料（C/C、C/SiC、SiC/SiC）部件表面環境障涂層（EBC）、高溫可磨耗封嚴涂層、WC-Co 及氧化鋁鈦等耐磨涂層、吸波及紅外隱身涂層等技術，涂層的應用大幅度提高了航空產品的性能、可靠性、經濟性、服役壽命及戰機的生存能力。涂層新材料、新技術的出現在推動表面工程科學發展的同時，也節約了資源、減少了有害物質排放，促進了環境友好型綠色制造、可持續發展戰略的落實。

    航空表面涂層技術的發展現狀

 

    航空表面涂層的成熟運用對歐美F-22、F-35、波音 787、空客 A380、A400M 等新型飛機的商業化起到了重大推動作用。熱障涂層、高溫可磨耗封嚴涂層的應用提高了發動機渦輪進口溫度、工作效率，節省了燃油。MCrAlY、PtAl 等高溫抗氧化涂層的成熟應用提高了發動機高溫部件服役壽命，降低了維護成本。飛機起落架超音速火焰噴涂WC-Co-Cr 涂層代替傳統硬鉻電鍍層，大幅度提高了起落架耐磨性能，壽命成倍延長。

    熱障涂層是發動機高溫部件最重要的防護涂層之一，具有隔熱功能，同時具備抗沖蝕、抗高溫氧化、防熔鹽腐蝕等功能，可大幅度提高燃燒室及渦輪高溫部件耐久性、可靠性。

    美國 NASA 有成熟的高溫封嚴涂層可磨耗性能試驗系統，開發的 MCrAlY基合金型高溫可磨耗封嚴涂層可提高渦輪機匣的壽命。國內發動機高溫部件用超高溫熱障涂層、高溫抗氧化涂層技術及可磨耗封嚴涂層技術近年來得到了快速發展，取得了很多實驗室成果，但與國外先進技術相比，仍有很大差距，主要是熱障涂層、高溫抗氧化涂層、高溫可磨耗封嚴涂層可靠性、使用壽命不足。

    近年來國內多家大學、科研院所及發動機主機廠開發了多種稀土鋯酸鹽及稀土鈰酸鹽類超高溫熱障涂層，微觀上大多呈燒綠石結構或螢石結構，其導熱系數明顯低于 Y 2 O 3 -ZrO 2 傳統熱障涂層，但其關鍵技術指標——抗熱沖擊性能還有待提高。

    雖然國內高溫封嚴涂層早已實現工程化應用，但沒有建立起高溫封嚴涂層可磨耗性能及可靠性評價標準體系，而涂層發動機試車考核成本高昂，時間漫長、致使高溫可磨耗封嚴涂層新材料及其涂層制備新工藝研究進展緩慢，涂層使用壽命仍然明顯低于國外同類產品。

    在飛機耐磨涂層方面，近年來最大的進展是飛機起落架廣泛采用超音速火焰噴涂 WC-Co-Cr 涂層代替傳統硬鉻電鍍層，耐磨性及使用壽命大幅增長，并消除了電鍍污染。美國納米集團（USNANOGROUP，INC.）開發的納米碳化鈷、納米氧化鋁鈦涂層推廣應用于航空軸類、環類部件，用于耐磨及篦齒封嚴，涂層具備高硬度、高韌性、高抗彎強度，其耐磨性能遠超傳統同類涂層，應用前景十分廣闊。

    航空表面涂層技術的新進展

 

    超高溫熱障涂層

 

    航 空 發 動 機 現 廣 泛 采 用 的3.5 ～ 4.5mol%Y 2 O 3 部 分 穩 定 ZrO 2熱障涂層的長期工作溫度不能超過1200℃，否則在隨后冷卻過程中將發生四方相向單斜相相變，該過程中材料體積膨脹約 4％，使涂層開裂剝落失效。為進一步提高燃氣渦輪發動機工作溫度、延長相關高溫部件熱循環壽命，新型超高溫熱障涂層材料成為業界研究熱點。由于氧化釔部分穩定氧化鋯涂層在1200℃以下表現出優異的熱學及力學性能，氧化釔穩定氧化鋯理所當然成為研究和開發新型超高溫熱障涂層材料體系的基礎。北京航空制造工程研究所開發的 Sc 2 O 3 、Gd 2 O 3 、Yb 2 O 3 三元稀土氧化物復合穩定 ZrO 2 及 Sc 2 O 3 、Y 2 O 3 二元稀土氧化物復合穩定 ZrO 2 熱障涂層，工作溫度可達 1500℃，為單一四方相結構，長期工作無相變，使熱障涂層承溫能力提高了 200℃，有望實現工程化 應 用。Sulzer Metco（ 現 為 OerlikonMetco）開發的 Gd 2 O 3 、Yb 2 O 3 、Y 2 O 3 三元稀土氧化物復合穩定 ZrO 2 工作溫度1500℃仍可保持相穩定，涂層熱導率明顯低于一般熱障涂層。多元稀土氧化物復合摻雜 ZrO 2 是超高溫熱障涂層材料重要發展方向。

    國 內 近 年 開 發 了 系 列 鋯 酸 鑭、鈰酸鑭或鈰鋯酸鑭熱障涂層材料，如 La 2 Ce 2 O 7 、La 2 Zr 2 O 7 、Sm 2 Zr 2 O 7 、La 2（Zr 0.7 Ce 0.3 ） 2 O 7 。為消除熱收縮現象還研制了一些成分更為復雜的改性材料，如 La 1.8 W 0.2 Ce 2 O 7.6 、La 2 Zr 1.7 Ta 0.3 O 7.15 等，這些稀土鋯酸鹽類化合物大多數呈燒綠石結構、螢石結構或者缺陷螢石結構，其導熱系數明顯低于稀土氧化物穩定 ZrO 2 熱障涂層材料，但抗熱沖擊性能還有待提高。如將這些鋯酸鹽類化合物與傳統 3.5 ～ 4.5mol%Y 2 O 3 部分穩定的 ZrO 2 組成雙陶瓷層結構熱障涂層，則可發揮傳統材料熱膨脹系數大、斷裂韌性高的優點，明顯延長熱障涂層熱循環壽命，同時保留稀土鋯酸鹽類化合物不發生相變、抗燒結、熱導率低、抗腐蝕的優點，這是未來發展使用溫度超過1300℃的超高溫熱障涂層的重要途徑之一。需要特別強調的是，不管是采用等離子噴涂（PS）還是電子束物理氣相沉積（EBPVD）制備稀土鋯酸鹽類化合物熱障涂層，涂層最終組成往往不同于粉末喂料或靶材，為保持制備的涂層組成符合設計的化學計量比例，粉末或靶材成分設計、沉積工藝過程精確控制十分重要，并將決定最終涂層性能及使用壽命，而使用壽命是其能否成功應用于航空產品的關鍵所在。

    研究表明，CMAS 嚴重影響熱障涂層耐久性及最高使用溫度。CMAS 為CaO、MgO、Al 2 O 3 、S i O 2 等組成的硅酸鹽類物質，CMAS 在約 1250℃熔化，它可熔解熱障涂層材料，還會浸潤熱障涂層、通過毛細作用沿孔隙及柱狀晶之間間隙滲入熱障涂層內部，使熱障涂層表面變粗糙、內部變疏松，并在發動機停車冷卻循環過程中，CMAS 熔鹽凝固成玻璃態物質，其貫穿層模量會上升，熱障涂層應變容限將驟降，隨后熱循環中熱障涂層將可能大范圍剝落，大幅降低發動機渦輪葉片耐久性，甚至造成渦輪葉片燒蝕而出現災難性后果。預防 CMAS 腐蝕的方法一般是在熱障涂層表面制備一層與 CMAS 熔鹽反應形成固態致密層的物質，資料報道含大直徑稀土陽離子的螢石或燒綠石結構材料能與CMAS熔鹽反應形成高熔點固態致密層，可有效阻止 CMAS 進一步貫穿侵蝕。

    高溫復合材料表面環境障涂層

 

    C/C 復合材料在高溫條件下存在嚴重的氧化和燒蝕問題，C/SiC、SiC/SiC 陶瓷復合材料部件在高溫水蒸氣環境下存在性能退化及易受 CMAS 熔鹽侵蝕問題。環境障涂層（EBC）是為提高C/C、C/SiC、SiC/SiC 高溫復合材料部件環境穩定性的表面防護涂層。EBC 為多層結構，如 C/SiC 復合材料基體表面制備 Si+ 莫來石 +BSAS 復合 EBC。

    EBC 頂層材料至關重要，一般采用 BaO-SrOAl 2 O 3 -SiO 2 材料（BSAS）。但 BSAS在 1300℃以上環境工作仍然存在化學穩定性問題，BSAS 會與 S i O 2 反應生成一種低熔點玻璃相（熔點低于 1300℃），導致 EBC 在工作溫度超過 1300℃時過早剝落失效，這就限制了其在更高溫度下的使用。

    NASA Glenn 研究中心研究表明，一 些 稀 土 硅 酸 鹽 Re 2 Si 2 O 7 （Re 為 Sc、Lu、Yb、Tm、Er 及 Dy 等）有良好的高溫化學穩定性，1500℃長期無相變，在 1400℃與莫來石化學相容性好，其在 1500℃下抗水蒸氣腐蝕能力優于BSAS。 但稀土硅酸鹽作為EBC面層材料，與莫來石熱膨脹系數匹配不如 BSAS，易在熱循環過程中產生裂紋，而影響涂層可靠性和防護性。現也有在 BSAS 涂層上再沉積稀土硅酸鹽Yb 2 SiO 5 涂層的，Yb 2 SiO 5 涂層可提升 EBC 抗 CMAS 侵蝕能力?？傊?，稀土硅酸鹽作為 EBC 涂層組成材料應用研究還不夠成熟，但具有作為新一代 EBC 面層材料的應用開發潛力，值得深入研究。

    高溫可磨耗封嚴涂層

 

    高溫可磨耗封嚴涂層用于發動機渦輪氣路密封，可減小渦輪葉片葉尖與渦輪外環之間的間隙，進而減少氣體泄漏、提高發動機效率。一般設計要求在渦輪葉片與封嚴涂層發生接觸刮擦時涂層被刮削而葉片磨損甚小，并且摩擦系數要小，以免刮擦產生的高溫造成涂層或葉片燒蝕開裂，因此高溫可磨耗封嚴涂層需具有一定的減摩功能。一般來說，金屬基可磨耗封嚴涂層抗氣流沖蝕性能優良，而氧化物陶瓷基可磨耗封嚴涂層抗氣流沖蝕能力相對較差，因此在材料組成及涂層制備工藝參數控制方面必須予以高度關注，以保證涂層使用壽命。近年來，等離子噴涂 MCrAlY 高溫合金型（如 NiCrAlY、CoCrAlY、NiCrAlYSi 等）可磨耗封嚴涂層及陶瓷基（如稀土氧化物穩定 ZrO 2 、Al 2 O 3 等）可磨耗封嚴涂層獲得了明顯進展，涂層可磨耗性能和抗沖蝕性能明顯提高。MCrAlY 具有高溫抗氧化和抗熱腐蝕作用，一般添加聚苯酯作為造孔劑，聚苯酯加熱去除后在涂層內留下大量細小均勻分布的孔隙可以降低涂層硬度、增強涂層可磨耗性、減輕涂層對渦輪葉片的磨損。添加六方 BN或氟化物作為減摩自潤滑材料，降低摩擦系數。高溫可磨耗封嚴涂層厚度一般超過 1.5mm，必須采用機器人自動噴涂技術，噴涂參數計算機閉環控制、涂層厚度在線監測，這樣才能保證涂層組織結構及厚度均勻性及再現性。采用纖維增強涂層技術可明顯提高封嚴涂層熱循環壽命。

    Oerlikon Metco 研制的 Dy 2 O 3 -ZrO 2 -hBN- 聚苯酯高溫可磨耗封嚴涂層用于航空發動機高壓渦輪氣路封嚴工作溫度可達 1200℃，工作壽命比普通 Y 2 O 3 -ZrO 2 -hBN- 聚苯酯高溫封嚴涂層提高 4倍以上。對于 SiC/SiC 陶瓷復合材料（CMC）渦輪部件，在 EBC 的基礎上制 備 多 孔 Yb 2 Si 2 O 7 及 Yb 2 O 3 、Sm 2 O 3 或Gd 2 O 3 等摻雜ZrO 2 涂層作為可磨耗涂層，目前取得了積極進展。熱噴涂陶瓷涂層代替硬鉻電鍍層技術因電鍍硬鉻對環境有持久的危險性，電鍍廢液中的六價鉻更是嚴重危害人體健康，減少直至取消電鍍硬鉻工藝意義重大。近年來超音速火焰噴涂（HVOF、HVAF）WC-Co、WC-Co-Cr、Cr 3 C 2 -NiCr 金屬陶瓷涂層、等離子噴涂 Cr 2 O 3 及 A1 2 O 3 -TiO 2 氧化物陶瓷涂層在工業上獲得廣泛應用，全面取代電鍍硬鉻工藝已是必然。HVOF 噴涂 WC-Co-Cr 涂層在空客、波音、洛克希德·馬丁等生產的先進軍民用飛機（包括空客 A380、波音 787、F-35 等）已成功應用，結果表明 HVOF 噴涂的 WC-Co-Cr 涂層在耐磨、防腐蝕、抗疲勞等關鍵性能指標明顯優于傳統硬鉻電鍍層。

    Cr 3 C 2 -NiCr 涂層廣泛用于高溫摩擦磨損環境，渦輪導向器篦齒封嚴采用 HVOF噴涂 Cr 3 C 2 -NiCr 硬質涂層（主動磨削涂層）或等離子噴涂 A1 2 O 3 -TiO 2 陶瓷硬質涂層，具有耐蝕、高溫抗氧化、耐磨損等能力。等離子噴涂 Cr 2 O 3 陶瓷硬質涂層在發動機動密封及飛機運轉部件磨損防護方面應用廣泛，其耐磨性及防腐蝕性比傳統硬鉻電鍍層提高數倍。

    納米涂層

 

    納米材料技術是 20 世紀 80 年代誕生并仍快速發展的新技術，受到世界各國高度重視。PVD（物理氣相沉積）、熱噴涂、 CVD （化學氣相沉積） 、 MBE （分子束外延）、化學沉積、電沉積等方法是獲得納米涂層或薄膜的典型方法。近10 年來研究人員利用 PVD（包括磁控濺射、離子束濺射、射頻放電離子鍍、等離子體離子鍍、EB-PVD 等）在制備納米單層膜及納米多層膜方面取得很多成果，如納米 Ti（N，C，CN）、（V，Al， Ti、 Nb、 Cr） N、 SiC、 β-C 3 N 4 、 α-Si 3 N 4 、TiN/CrN、TiN/AlN、WC-Co 薄 膜 或 涂層可用于飛機軸類零件耐磨防腐，等離子噴涂納米 A1 2 O3-TiO 2 涂層已用于航空發動機氣路封嚴，納米 Y 2 O 3 -ZrO 2 涂層已用于渦輪葉片隔熱防護，添加石墨烯、碳納米管復合涂層具有雷達隱身功能?？傊?，近年來在基礎研究和應用開發方面納米涂層已取得巨大進展，有的已在航空、艦船等產品的防腐、耐磨、隔熱、吸波隱身、防海洋生物附著、自清潔等功能涂層上獲得應用。

    熱噴涂是制作納米涂層的極有競爭力的方法之一，與其他技術相比，具有許多優越性，如工藝簡單、涂層材料和基體選擇范圍廣、可制備厚涂層、沉積速率高、涂層成分易控制、容易形成復合功能涂層等，適用于大型零部件。采用納米團聚粉末作為熱噴涂喂料，通過嚴格控制工藝參數，縮短納米材料在焰流中的停留時間、限制原子擴散和晶粒長大，可制備納米涂層。美國納米集團英佛曼公司（Inframat Co.）開發的等離子噴涂納米 A1 2 O 3 -TiO 2 復合涂層與傳統 A1 2 O 3 -TiO2 涂層相比，耐磨損能力提高 5 倍、抗疲勞能力提高 10 倍、彎曲 180°無裂痕（傳統 A1 2 O 3 -TiO 2 涂層彎曲 180°后開裂剝落）、涂層附著力提高 4 倍，納米涂層表現出極其優異的性能。

    表面涂層設備重要進展

 

    冷氣動力噴涂

 

    冷氣動力噴涂，簡稱冷噴涂，根據不同噴涂材料及零件基體，冷噴涂中工作氣體可為 N 2 或 He，工作氣體 1 將固態粒子加速至 300 ～ 1200m/s，與零件基體碰撞發生劇烈的塑性變形而沉積形成涂層，粒子沉積主要靠其動能來實現。冷噴涂可有效避免噴涂粉末材料的氧化、分解、相變、晶粒長大，對基體幾乎沒有熱影響，可用來噴涂對溫度敏感的易氧化材料、納米材料。需特別注意的是冷噴涂對噴涂粉末材料粒度、形態及純度（如含氧量）要求十分嚴格，國際上只有少數幾家粉末材料供應商可提供冷噴涂粉末貨架產品，且價格昂貴。

    冷噴涂制備 Al、Cu、Cu 合金、Ti、Ta、TiAl、 FeAl、 AlNi、 Ni合金等涂層非常成功，通過真空擴散熱處理可實現冷噴涂涂層與零件基體間冶金結合，結合強度可達200MPa 以上。

    超低壓等離子噴涂

 

    超低壓等離子噴涂（PlasmaSpray-Physical Vapor Deposition，PSPVD），是在低壓等離子體噴涂（LowPressurePlasma Spray，LPPS，噴涂時壓力為幾千帕）基礎上，進一步降低真空室的工作壓力至幾百帕甚至 100Pa 以下，同時大幅度提高等離子噴槍功率，將粉末加熱熔化、并有部分氣化，在等離子射流中同時存在氣液兩相，沉積形成涂層的過程。通過粉末顆粒加熱狀態控制可獲得氣相沉積與顆粒沉積的混合組織，既可制備薄膜，也可制備厚度數百 μm 的涂層。制備的 MCrAlY 涂層孔隙率低，結合強度可達 80MPa 以上，通過擴散處理可進一步提高結合強度。制備的 YSZ 陶瓷涂層呈現類似 EBPVD 的柱狀晶結構。

 

    溶液等離子噴涂

 

    溶液等離子噴涂根據液體喂料不同，分為前驅體溶液等離子噴涂（SolutionPrecursor Plasma Spray,SPPS）和微納米顆粒懸浮液等離子噴涂（Suspension PlasmaSpray,SPS），將液體喂料直接送入等離子焰流在零件表面沉積形成涂層。采用前驅體化合物液體直接噴涂制備納米結構熱障涂層，簡化傳統納米氧化鋯粉末噴涂涂層制備的復雜工序，可降低材料損耗和工藝過程成本。并且溶液等離子噴涂制備納米結構熱障涂層能有效避免納米晶粒長大，涂層孔隙細小、分布均勻。美國英佛曼公司采用前驅體化合物液體喂料，采用大氣等離子噴涂設備成功制造帶垂直裂紋結構的納米熱障涂層，其熱沖擊壽命超過 EB-PVD 工藝制備的熱障涂層，比傳統粉末等離子噴涂工藝制備的熱障涂層壽命提高 1 倍以上。

    結語

 

    表面涂層技術是制造技術重要組成部分，以個人技術經驗為主的傳統表面涂層技術已不能滿足現代航空工業發展需要?，F需抓緊建立大型表面涂層應用數據庫，以大數據技術、傳感技術、計算機自動控制技術、機器人技術、網絡技術為基礎，根據零部件外形與功能、服役環境與使用壽命需求，實現涂層材料與涂層結構設計、涂層制備加工方法選擇與工藝實施、涂層質量檢測與評價等整個涂層制備過程自動化、智能化，促進航空表面涂層技術又好又快的發展。（本篇資料來源：航空制造技術）

 

 

 

    03 波音飛機腐蝕防護要點分析

 

    波音飛機由于長時間使用，腐蝕現象會日益嚴重。因此，機務工作者的重要任務之一是對機體結構腐蝕防護。腐蝕的預防工作不但是對波音飛機采取技術手段防治腐蝕，而且與飛機制造廠密切相關。因此，飛機制造廠也應當做好飛機腐蝕防護。一方面，波音飛機腐蝕發展帶來飛行安全問題，不利于乘客安全。另一方面，腐蝕會提升波音飛機維護成本，造成資金浪費。下面從波音飛機腐蝕防護的幾大要點進行解讀。

    波音飛機腐蝕原因分析

 

    潮濕的空氣

 

    潮濕的空氣是造成波音飛機腐蝕的主要原因。一般來講，潮濕空氣和地理環境具有十分密切的聯系。我國的地理環境非常復雜，并且受到季風影響明顯。

    一般來講，我國大部分地區處于潮濕東南季風以及西南季風控制下。因此，東南、西南地區降水量以及濕度比較大，從而造成這些地區機場的波音飛機的腐蝕問題嚴重。

    海洋大氣腐蝕

 

    海洋大氣的主要特點是含鹽量高以及濕度相對較高。海水中含有大量氯離子，氯離子通過海洋大氣接觸波音飛機，從而引起波音飛機腐蝕，海洋大氣中的氯離子對飛機具有很強的腐蝕作用。

    工業大氣腐蝕

 

    由于工業發展，工業排風氣體中含有腐蝕性氣體。腐蝕性對金屬具有很強腐蝕作用。例如工業大氣中的二氧化硫氣體，一般來講，二氧化硫在大氣中含量超過百分之一，就能明顯腐蝕金屬，因此，工業大氣能夠造成對波音飛機的腐蝕。

    飛機內部腐蝕

 

    主要包括兩點：首先，乘客在乘坐飛機過程中會排出水分，其次，濕度較大時候，波音飛機處于水分飽和狀態。

    因此，當波音飛機上升，飛機內部溫度下降，從而造成水分凝結，由于水分大量存在，促使波音飛機結構部件等腐蝕。

    此外，廁所污水流入飛機結構之上或者廚房飲料等留在飛機結構上，同樣引起波音飛機結構性的腐蝕。

    波音飛機腐蝕防護要點

 

    對機務人員防護要點

 

    作為機務人員，波音飛機腐蝕防護要點主要包括以下幾點：

    第一，腐蝕防護培訓。應當加強對相關波音工作人員的培訓以及教育，促使每個工作人員重視波音飛機腐蝕防護工作，自覺做好飛機防腐工作。只有全體工作人員對波音飛機腐蝕防護工作負起責任心，才能保障波音飛機腐蝕防護工作順利開展。

    第二，保障排水系統通暢波音飛機工作人員應當經常性檢查飛機內部的排水管道，從而保障排水系統通暢。此外，波音飛機的貨艙以及客艙等區域應當經常通風，從而保障飛機內部水分排出。

    第三，定期清潔污染區域飛機工作人員應當經常性清潔飛機污染區域，對于電解質污染區一級強腐蝕介質區域應當噴涂防腐劑。

    第四，確保地板密封性。相關工作人員應當時常檢查廁所廚房的地板十分密封，如果沒有密封或者損壞，應當采取有效措施修復地板。

    第五，加強裝卸管理。波音飛機裝卸貨物過程中，應當注意避免裝卸貨物造成飛機地板損壞或者腐蝕性物質進入地板，避免飛機結構性腐蝕。

    第六，防止微生物滋生飛機相關人員應當防止飛機油箱的微生物蔓延，確保油箱排水通暢，飛機油箱內應當定期加入殺蟲劑，從而減少細菌滋生。

    第七，嚴格防腐工藝應當嚴格防腐工藝。確保飛機質量，避免飛機腐蝕。

    針對飛機設計防護要點

 

    針對波音飛機結構方案設計而言，應當根據飛機使用環境以及功能要求制定從而進行波音飛機防止腐蝕工作，一般來講，主要做到以下幾點：

    第一，針對波音飛機進行合理地結構設計。第二，波音飛機設計中，應當選用耐腐蝕的材料，不合格的材料應當杜絕使用。第三，建立合理的防護體系，對飛機防腐蝕設計層層把關。第四，設計中，應當對波音飛機上異種金屬零件腐蝕加強控制。第五，波音飛機表面設計，應當確定強化型的飛機表面，從而減少腐蝕。第六，采用密封劑進行波音飛機的防腐密封設計。 第七波音飛機的設計圖紙應當明確防腐蝕要求。制造部門對飛機圖紙進行性嚴格的審查，包括飛機的外部構建以及結構零件等的審查。設計圖紙中，明確防腐蝕的要點區域，從而方便相關工作人員日常維護。

    有機防護涂層防護要點

 

    首先，外部油漆以及顏色應當符合飛機熱穩定設計具體要求。此外，根據飛機的零件材料、部位、環境條件要求選擇優秀有機涂層， 不但底漆以及面漆相互配套，而且底漆與密封膠相互配套，暴露外部環境內表面視為外表面。

    經常處腐蝕環境的內表面視為外表面進行涂層。最后，確保各零件防護性能前提下，應對各零件涂層厚度進行嚴格的控制。

    表面強化處理防護要點

 

    波音飛機的超高強度鋼以及超高強度的鋁合金加工鍛煉過程中，應當按照飛機制造相關標準進行噴丸處理，此外，噴丸處理后，波音飛機的零件不能進行其他機械加工或者校形。如果一定要對已經噴丸處理的飛機表面進行加工或者校形，應當根據加工量嚴格按照相關規定實施操作。

    結構防腐設計改機

 

    結構防腐設計改機主要是根據飛機的不同以及不同材料，從而采取不同的防護方法，制定科學的防腐蝕方法。首先，應力腐蝕。就是不改變波音飛機的接頭材料，消除接頭裝備應力，并且減少孔軸之間的干涉量，增加飛機防護涂層從而防止應力腐蝕。其次，電偶腐蝕。

    主要是在相對較濕的腐蝕環境下。將飛機金屬部分與腐蝕介質進行隔離處理，從而消除腐蝕介質，防止波音飛機電偶腐蝕現象的發生。最后，縫隙腐蝕。波音飛機縫隙腐蝕應當清楚縫隙之內的腐蝕產物以及封堵縫隙的方法阻止縫隙之處形成腐蝕。此外，均勻腐蝕。波音飛機的前墻腹板以及油箱壁板等部分容易出現均勻腐蝕現象。應當在涂上防護底漆。針對油箱壁板腐蝕現象，在噴涂底漆之后，應當再噴涂一層面漆以及噴涂一層多功能的密封膠，從而保障均勻腐蝕問題能夠得到徹底解決。提高波音飛機質量應當從以上幾個方面采取有效措施，增加飛機安全性以及穩定性。

    控制腐蝕等級

 

    一級腐蝕

 

    所謂一級腐蝕，是腐蝕屬于局部性的。腐蝕程度較為輕微，然而，根據實踐表明，主要是輕微腐蝕，以后會演變為大面積的腐蝕。因此，應當在發現輕微腐蝕后，采取相關措施清除腐蝕區域，保障波音飛機質量。

    二級腐蝕

 

    二級腐蝕是腐蝕面積較大，屬于大面積腐蝕，采取一般手段修復或者清除損傷依舊超出相關標準的極限，應當采取相關措施補救，從而保障波音飛機的健康與安全。

    三級腐蝕

 

    三級腐蝕對于飛機飛行影響比較嚴重，是關鍵結構件出的腐蝕。三級腐蝕是程度最高的腐蝕，直接影響飛機性能以及安全性。腐蝕面積大并且集中在關鍵部件位置。應當立即采取相關措施進行補救。

    結語

 

    波音飛機腐蝕防護工作對于飛機的安全性以及延長壽命具有重要意義。相關工作人員應當加大力度進行波音飛機腐蝕防護工作。認真總結腐蝕原因以及控制腐蝕等級，做好波音飛機維護保養工作，保障飛機以及乘客安全，從而促使波音飛機向高可靠性、高安全性方向發展。

 

    04 國際新型高速飛行器熱防護涂層前沿技術

 

    新型高速飛行器（如可重復使用天地往返運輸系統、飛船返回艙、近空間高超聲速飛行器等）在穿越或飛行于大氣層過程中表面受到強氣動加熱的作用，溫度可達 1327 ～ 2727℃甚至更高，因此對飛行器表面熱防護系統提出異?？量痰囊?，同時高速飛行器表面不同部位在往返過程中將承受不同的熱腐蝕環境， 其表面須采用不同功能的熱防護材料。 其鼻錐、前緣、垂尾等部位采用的是高溫 / 超高溫防熱材料，而飛行器表面其它部位則主要采用可重復使用的非燒蝕防隔熱材料，外加熱防護涂層。于是，熱防護涂層成為了防隔熱材料能否成功運用于飛行器外部防隔熱的關鍵環節，它解決了防隔熱材料在高溫環境下的抗沖蝕、抗熱裂、輻射和抗氧化等瓶頸問題。

 

新型高速飛行器

 

    高速飛行器表面熱防護研究進展

 

    非燒蝕防隔熱層可分為剛性隔熱瓦和柔性隔熱氈。剛性隔熱瓦表面經歷了 RCG、TUFI、HETC 為代表的３代涂層發展歷程，而柔性隔熱氈表面熱防護涂層也經歷了 DC92、D-9、PCC 三代涂層的演變。在這些涂層的研發過程中，不斷提高耐溫性和輻射率成為了科研者一直追求的目標，通過不斷的創新和努力，新一代涂層 HETC 的耐溫性被提高到 1600℃以上，而輻射率被提高到 0.9 以上。

    美國航天飛機挑戰者號、X-34、X43A、X-51A 高速飛行器表面非燒蝕防隔熱材料的應用分布情況如下圖所示。

 

美國挑戰者號、X-34高速飛行器表面熱防護材料應用

 

    剛性隔熱瓦是高速飛行器迎風面主要采用的熱防護材料，經過多年研制，剛性隔熱瓦由一元朝多元材料體系發展，通過結構上的組合成功實現了多元體系兩元結構的防隔熱一體化設計， 其典型代表有：LI （Lock heed insulation） 、 FRCI （Fibrousrefractory composite insulation）、AETB（Alumina enhancedthermal barrier）、BRI（Boeing reusable insulation）幾代陶瓷纖維隔熱瓦以及新型防隔熱一體化材 TUFROC（Toughened uni-piece fibrous reinforced oxidization-resistant composite）。

    剛性隔熱瓦表面熱防護涂層也分別經歷了：RCG（Reactioncured glass）、TUFI（Tougheneduni-piece fibrous）、HETC（Highefficency tantalum based ceramic composite structures）三代涂層的升級改進。

    柔性隔熱氈是高速飛行器背風面主要使用的熱防護材 料， 典 型 代 表 有：FRSI（Flexible reusable surface）、AFRSI（Advanced flexible reusable surface）、LHB（Lowheatblanket）、HHB（High heat blanket）、TABI（Tailorableadvanced blanket insulation）、CFBI（Composite flexible blanketinsulation）、CRI（conformal reusable insulation）、OFI（Opacifledfibrous insulation） 。

    柔性隔熱氈表面熱防護涂層也主要經歷了：DC92、D-9、PCC （Protective ceramic coating）三代涂層的升級改進。

    剛性隔熱瓦熱防護涂層

 

    雙層梯度涂層

 

    最早由美國宇航局 James.C Fletcher 提出，該涂層由阻擋內層和輻射玻璃外層組成，內層為 SiO 2 ，其作用是將輻射玻璃層和基體材料分開，防止二者可能發生的反應，另外它也可以很好地匹配基底材料的熱膨脹系數，使整體材料具有很好的抗熱震性。其外層由難溶輻射劑（SiC、CrO 2 CoO 2 NiO 2Si 3 N 4 CrO 2 等其中一種或幾種） 、 高硅玻璃和硼硅酸鹽玻璃組成，使涂層擁有高硬度、極高的輻射率以及抗熱震裂紋性能。

    固化玻璃涂層RCG

 

    該涂層是美國航天飛機剛性陶瓷瓦上首次得到使用的高輻射率涂層，它成功地被運用在 LI-2200、LI-900 等第一代陶瓷隔熱瓦上。RCG 采用 SiB 4 作為輻射劑，以特別制備的高硅玻璃粉和硼硅酸鹽玻璃粉為粘結劑。最終使涂層具有低的熱膨脹系數、高的力學強度和高的輻射率等優異性能，具有較高的抗熱沖擊強度和表面硬度，其高溫下的流動性可以很好地使涂層達到高溫自愈合的作用，且可在 1480℃高溫下成功實現抗氧化。

    增韌單層纖維隔熱涂層TUFI

 

    TUFI 涂層被成功運用到 FRCI、AETB、BRI 為代表的陶瓷隔熱瓦上。以高溫結構材料 MoSi 2 作為輻射劑，以硼硅酸鹽玻璃作為粘結劑，以 SiB 6 作為燒結助劑，使涂層具有高的熔點、極好的高溫抗氧化性。

    高性能鉬基涂層

 

    主要由 MoSi 2 和 MoB 2 組成，可以在低溫下流動，且可以起到抗氧化作用。鉬基涂層的熔點在 1949℃左右，軟化點在1593～1649℃， 這說明鉬基涂層具有比硅基涂層更好的耐溫性，同時鉬基涂層擁有高的輻射率、良好的抗沖擊性和抗氧化性。

    難熔金屬相超高溫熱防護涂層

 

    該涂層由硼硅酸鹽玻璃作為內層，硅酸鹽玻璃（如 SiC、HfC 等）作為外保護層，再添加一定量的難熔金屬相（如 Ti、Hf、Zr、Mo、Ni、Ta 等及其硅化物，氧化物，硼化物或碳化物等）。摻雜難熔金屬相復合材料可以在 1650℃下很好地保護基底材料， 起到很好地抵抗腐蝕、潮濕、高溫熱載荷等作用。

    防隔熱一體化梯度涂層TUFROC

 

    2010 年美國成功發射并返回的 X-37B 臨近空間飛行器的翼前緣、垂尾等部位首次使用了整體增韌抗氧化復合結構材料TUFROC。其雙層結構的內層采用低熱導率的 AETB 或 FRCI，其表面涂覆了 TUFI 涂層，而外層則采用耐高溫的 ROCCI 材料。

    內層作為過渡層可緩和涂層和基底的熱膨脹不匹配，外層起到高輻射抗氧化抗沖刷作用。ROCCI 表面涂覆了高效鉭基陶瓷復合涂層 HETC，中間過渡區域采用成分為 TaSi 2 、MoSi 2 、WSi 2等高輻射劑和含醇鹽的有機硅組成的高效粘結劑，這種設計將隔熱和防熱問題耦合起來研究，真正實現了防隔熱一體化的梯度設計理念。

 

    柔性隔熱氈表面熱防護涂層

 

    柔性隔熱氈主要有 FRSI、AFRSI、LHB、HHB、TABI、CFBI、CRI、OFI，被廣泛運用在飛行器機身表面大部分面積，如上翼、尾翼側面， 升降舵輔助翼， 剎車裝置中， 如美國OV-099航天飛機。

 

美國OV-099航天飛機柔性隔熱氈表面涂層應用

 

    其發展歷程包括：

    DC92型熱防護涂層

 

    該涂層由 50% ～ 55% 的膠態硅溶膠和 45% ～ 50% 的石英陶瓷顆粒組成。其中石英陶瓷顆粒作為增強相，膠態硅溶膠作為粘結劑，另外為了判斷涂層涂覆情況， SiB4 作顏料劑，通過氣相沉積混合氣體方式制備疏水涂層表面，可運用到柔性隔熱氈 FRSI 剛性隔熱瓦 LI-900 和 FRCI 上。

    D-9型熱防護涂層

 

    該涂層由膠態的硅溶膠和不定形的 SiC 或 SiB6 組成，以異丙醇為溶劑，它具有低的熱膨脹系數，耐高溫性和抗熱震性能相比 DC92 提高。

    PCC型熱防護陶瓷涂層

 

    該涂層以氧化硅粉末和膠態的硅溶膠為混合物，以六硼化硅、四硼化硅、碳化硅、二硅化鉬、二硅化鎢、氧化鋯中的一種或幾種為輻射劑。高比表面積凝膠粒子與大尺寸 SiO 2 和硼化硅粘附在一起形成一個整體，使涂層粘度和熱穩定性相對于 RCG、C-9 增加，六硼化硅在加熱過程中在硼硅酸鹽玻璃表面慢慢發生氧化形成表面薄膜，阻止涂層表面的揮發和進一步氧化。PCC 不僅能耐受 1650℃高溫條件，同時具有高輻射率、高粘性和高穩定性、低表面能等諸多優點。

    結語

 

    未來的熱防護涂層的研究需改變以往涂層各功能單獨分開設計的理念，需將涂層耐溫性、抗氧化性、高輻射率、抗沖刷性等多種有益性能綜合起來考慮，以實現多種功能一體化設計。

 

    05 國內外海運及沿海發射期間航天產品的腐蝕風險與應對策略

 

    繼酒泉、西昌和太原發射場后，我國正在海南省文昌市建設第四個航天發射中心，即海南發射場。文昌緯度低、靠近赤道，在此發射航天器可最大限度地利用地球自轉離心力提高火箭的運載能力（對于地球同步衛星）和延長衛星在軌壽命。此外，海南發射場將成為我國新一代大型運載火箭的主要發射基地，火箭尺寸的大小不受鐵軌的限制，可以通過水路運至海南。因此，海南發射場是保障我國航天可持續發展戰略的重要里程碑， 建成后， 將主要承擔地球同步軌道衛星、大質量極軌衛星、大噸位空間站和深空探測衛星等航天器的發射任務。在具備上述優勢的同時，海南發射場也給中國航天帶來了一個陌生的課題，即航天器在海運、儲存、綜合測試和發射準備期間的腐蝕問題。

    腐蝕風險分析

 

    文昌是我國少有的嚴酷大氣腐蝕性地區 , 在氣候類型上屬于熱帶季風島嶼型氣候，具有高溫、高濕、多雷暴、強降水、有熱帶氣旋登陸和高鹽霧等氣候特點。該地區環境是典型的熱帶海洋大氣環境：年平均氣溫 24.1℃；大氣年平均相對濕度＞ 86%，遠高于 GB/T 19292.1《金屬和合金的腐蝕 大氣腐蝕性分類》規定的最高濕度 τ5 等級；大氣中的鹽霧含量很高，氯離子的質量濃度在 0.01 ～ 0.05mg/m 3 之間，氯離子的沉降速率在 0.0006 ～ 0.0137mg/（cm 2 ·d）之間。而我國的酒泉、西昌和太原發射場都屬于內陸發射場大氣環境，大氣的腐蝕性很弱，不存在像海南發射場那樣嚴酷的腐蝕環境及潛在的腐蝕失效問題。（海南發射場與內陸發射場的大氣環境和腐蝕等級見表 1。）

 

表1 海南發射場與內陸發射場的大氣環境和腐蝕等級

 

    沿海發射場熱帶海洋大氣環境及其效應

 

    1）高溫與太陽輻射

 

    熱帶海洋大氣環境的高溫環境會使電子設備的工作狀態、工作點發生變化，技術性能指標下降，可靠性降低，工作壽命縮短；對運載火箭和航天器的推進劑儲運、加注不利。強太陽輻射會使暴露在自然環境的設施和設備加速老化、變質，令表面涂層開裂、脫落，使某些塑料物質變形、破損，縮短其使用壽命。

    2）空氣濕度

 

    當相對濕度大于 80% 時，易使絕緣材料受潮而導致產品電氣絕緣性能下降，甚至漏電或短路；高濕對運載火箭推進系統、閥門等需要保持干燥部位不利；高濕促使霉菌孢子發芽生長，使金屬及其他材料部件腐蝕，當濕度超過金屬的臨界腐蝕濕度時，腐蝕速度將成倍增長?？傊?，高濕環境對發射場、運載火箭、航天器的光學儀器、設備以及太陽電池的工作有較多不利影響。

    3）風與熱帶氣旋

 

    地面大風使火箭發射前的地面載荷加大，對火箭地面測試和平穩、安全起飛不利；超過火箭設計載荷的地面風將導致火箭不能正常瞄準、點火發射；地面大風使發射場建筑物、構筑物載荷加大，對結構穩定、安全不利。熱帶氣旋則由于其生成快、移動速度快、風速高、破壞力強，因而對發射場和運載火箭、航天器的影響和危害更大。

    4）降水

 

    火箭轉運、發射時暴露在自然環境中，降水將導致系統絕緣下降、漏電甚至短路，影響火箭、航天器的正常測試、加注、發射。降水會直接接觸發射場地面設施或室外設備，也可能進入發射場地面設施內部，對設施、設備的工作狀態、性能產生影響。長時間或大量降水會使環境濕度上升，對發射場地面設備設施、運載火箭、航天器產生腐蝕，影響設備可靠性與工作壽命。

 

    5）雷暴

 

    發射場地面設備設施、運載火箭和航天器如直接受到電閃雷擊，輕者會損壞，重者則嚴重損毀；加注推進劑后的火箭、航天器，以及推進劑生產、儲存、運輸、加注設備可能會因遭受雷擊而起火爆炸，從而導致發射任務失敗。雷擊電磁脈沖和雷電感應會對處于其影響范圍的火箭、航天器、測試發射設備產生影響，使某些電子儀器設備性能參數發生改變或失效， 甚至是絕緣擊穿， 引燃或引爆外泄可燃推進劑、 氣體等。

    6）海潮與海浪

 

    海潮與海浪在與海風的綜合作用下， 會使沿海區域鹽霧濃度大大增高，影響運載火箭、航天器海上運輸安全，影響運輸船在港口的停泊、進出和裝卸載。此外，還會對近海、低海拔的發射場設施安全構成威脅。

    7）鹽霧

 

    空氣含鹽（鹽霧）后：一是產生導電性，會使長期處于鹽霧作用區域的電子設備、儀器、電纜等。絕緣性能下降、工作可靠性降低，甚至導致漏電、短路； 二是具有腐蝕性，尤其對金屬物質的腐蝕最為嚴重。鹽霧對金屬的腐蝕是以電化學方式進行的，腐蝕機理基于原電池腐蝕。鹽霧腐蝕是熱帶海洋大氣環境的重要特征。腐蝕的結果使地面設備、設施性能變差，可靠性降低，工作壽命縮短，維護成本增加。

    NASA 肯尼迪航天中心的航天器腐蝕案例分析

 

    對于海南發射場嚴酷的大氣腐蝕環境是否會造成航天器的腐蝕，我國尚無實操經驗，但發生在 NASA 肯尼迪航天中心（KFC）的航天器腐蝕案例或許可以帶給我們一些啟示：KFC位于美國東部佛羅里達州東海岸的梅里特島，瀕臨大西洋，靠近赤道，是美國地球同步軌道衛星、 航天飛機、“阿波羅”

    飛船、“天空實驗室”及各類行星際探測器的主要發射場。

    無論是地理位置、氣候條件還是發射任務，KFC 都與我國海南發射場極為相似。前期調研發現，KFC 的海洋大氣環境給航天發射活動帶來了嚴重的腐蝕問題。

    1993 年，NASA 針對航天飛機軌道器的腐蝕問題專門成立了“軌道器項目腐蝕控制評估委員會”，對航天飛機軌道器在 12 年間的腐蝕歷史進行了調查。調查發現：軌道器的腐蝕主要發生在發射任務期間航天飛機停留的運載裝配間和發射臺，在軌道器在發射臺停留的近 1 個月時間，來自大西洋的高濃度鹽霧、高濕的大氣給軌道器造成了嚴重的腐蝕問題；軌道器的腐蝕區域共有 926 個，正式詳細記錄的腐蝕問題有26 個，包括與機械分系統相關的腐蝕問題 13 個，與主、次結構相關的腐蝕問題 13 個，其中 12 個是由發射場大氣中的高濃度鹽霧導致的。

肯尼迪航天中心

 

    調研發現，海洋大氣對 KFC 的航天器的腐蝕影響范圍主要有：

    1）結構與材料類。航天器的各類金屬結構和材料；密封件和密封材料；絕緣材料；各種涂層和鍍層等。

    2）電子設備類。航天器的各類電子儀器、設備、電力與信號電線、電纜及連接器、接插件等。

    3）光學設備類。航天器的光學敏感器、光學相機、光能電池等。

    4）機械電氣設備類。航天器的各類機械電氣設備。

    5）推進劑與火工品類。星上發動機火藥啟動器、電爆管、電爆閥。

    海南發射場航天產品腐蝕風險分析

 

海南省文昌發射中心

 

    海南發射場是我國少有的嚴酷大氣腐蝕性地區，其大氣腐蝕性顯著高于我國酒泉、西昌和太原發射場，甚至高于KFC。從上面的腐蝕案例來看，雖然 NASA 在材料和工藝的選用和產品保證中有嚴格的腐蝕控制要求，但海運和沿海發射場帶來的航天產品腐蝕問題仍時有發生；所以將來在海南發射場發射的航天器，在海上運輸和發射場的儲存、綜合測試、發射準備期間，材料、元器件、零部件甚至組件發生腐蝕的風險是存在的。腐蝕的發生雖然不足以引起航天器結構強度的降低，但腐蝕對航天器的危害是巨大的，主要體現在：

    1）腐蝕產物是一種隱性的多余物，且成分較為復雜，往往是金屬、氧化物和鹽的混合物。其中的金屬多余物易導致航天器元器件（如電連接器、繼電器等） 發生短路、 擊穿、絕緣不良等致命失效；非金屬多余物易則導致航天器元器件、零部件發生阻塞、觸點不通或接觸電阻過大等失效。

    2）腐蝕會導致航天產品表面的光學、電、熱控和磁性能等退化。

    3）腐蝕危害具有延時性。雖然腐蝕主要發生在海運和發射場的儲存、綜合測試、發射準備等地面階段，但腐蝕的危害性會延伸至航天器的在軌運行階段。

    此外，我國現行的航天器包裝技術要求主要適用于以往內陸發射場的公路、鐵路、飛機運輸及測試、發射過程，包裝箱、星（船）衣是否能夠滿足海運和文昌發射中心高腐蝕性大氣的防護需求是未知的。

    國外應對腐蝕風險的策略

 

    為避免和降低海運和沿海發射場海洋大氣環境對航天產品的腐蝕風險，NASA 和 ESA 制定了多項應對措施，主要包括：

    1） 頒布各類技術標準， 針對航天器的設備、 組件、 元器件、材料和工藝推行以鹽霧和濕熱試驗為主的環境適應性評價和保證工作NASA/TP-1999-209263《Multilayer Insulation MaterialGuidelines》 （多層隔熱材料指南） 指出 ： 多數發射場都建在沿海，雖然多數航天器在運至發射塔和安裝至運載火箭的過程中都是在凈室或環境密封艙內操作，并且在發射塔期間還處于有恒溫恒濕空調保障的隔離間內，但鹽霧等海洋性大氣依然能夠通過空調與航天器接觸，因此，在多層隔熱材料的設計中，要考慮材料在鹽霧等海洋大氣環境下的腐蝕問題，進行有關鹽霧試驗評價。鹽霧試驗要求按照美國材料與試驗學會標準ASTM B117《Standard practice for operating salt spray（fog）apparatus》（鹽霧試驗設備標準操作規程）的規定進行。

    2）航天器與沿海運輸、裝卸的兼容性設計與防護在 NASA 航天器設計準則 SP-8000《NASA Space VehicleDesign Criteria SP-8000》系列中，NASA SP-8104《StructuralInteraction with Transpor- tation and Handling Systems》（結構與運輸和裝卸系統間的相互作用）介紹了航天器結構與運輸、裝卸系統間的兼容性設計準則與防護策略。值得注意的是，其中與環境的兼容性設計和防護同海運中的海洋氣候環境相關。下面將介紹 NASA SP-8104 中航天器與運輸環境的兼容性設計的相關內容。

    ①航天器與運輸、 裝卸環境兼容性設計的必要性。 在運輸、裝卸過程中，包括暫時性儲存中，航天器將一定程度地暴露于自然環境中，由此給航天器結構帶來一些潛在的有害影響。因此， 需要通過運輸和裝卸系統， 或者適當的航天器結構設計，對航天器結構施加保護來避免這些有害影響。一種確定航天器在運輸和裝卸過程中關鍵性環境因素的方法是使用物流流程圖。物流流程圖能夠詳細說明運輸和裝卸過程中的各個階段及與之相關的自然環境，并最終確定環境的嚴酷性、作用頻率和各環境因素間的組合。

    ②兼容性設計中需要考慮的自然環境及其效應。下表給出了航天器在運輸過程中最經常暴露于其中的環境及其主要的破壞作用。其他的自然環境（包括太陽輻射、臭氧、沙 / 塵、電磁和粒子輻射、閃電和靜電放電等）并不是運輸和裝卸過程中航天器結構的主要危害。

 

 

 

    3）航天器與運輸、裝卸系統間兼容性設計的建議措施要識別并量化航天器在運輸、裝卸包括暫時儲存過程中遇到的自然環境因素，就要判斷這些環境因素的量值是否超過了航天器對這些環境的抗力進而決定是否需要控制或完全消除這些環境因素對航天器的影響。根據需要，這些自然環境因素及其控制方法可單獨或整體考慮。下表列出了通常需要考慮的自然環境因素及建議的防護措施。這些自然環境因素來自于沿海發射場和一些與發射場連接的船運水路。

    結論及建議

 

    海南發射場地處我國少有的嚴酷大氣腐蝕性地區，未來在此發射的航天器在海運和發射場期間存在腐蝕風險。為降低、防范這些腐蝕風險，提出以下建議：

    1）提高航天產品的表面處理工藝水平，提升海運和海南發射場期間產品的抗腐蝕能力。

    2）加強航天產品的腐蝕控制管理。在相關原材料、元器件、 零部件和工藝的選用中以及批次產品的復驗中，將抗鹽霧、 濕熱等耐腐蝕性能作為主要的驗收技術要求。

    3）積極開展航天器關鍵材料、元器件、零部件在海南氣候環境下的環境適應性評價研究，逐步完善、健全我國關于航天產品腐蝕控制的技術要求、選用準則和技術標準體系。

    4）對現在使用的航天器用包裝箱、星（船）衣能否滿足航天器在海洋運輸及海南發射場期間高腐蝕性大氣的防護需求，進行試驗驗證。

    5）識別并量化航天器在海運及海南發射場期間的自然環境， 評價這些環境的量值是否超過了航天器的抗力，進而決定是否需要控制或完全消除這些環境對航天器的影響。（資料來源：知網）