箭之類的高速飛行器，其發動機殼體必須有高性能的外防熱涂層，這種外防熱涂層不僅要能夠承受最大馬赫數達9左右的飛行速度對其表面的強烈沖刷，而且還需要承受由于氣動加熱而引起的上千度的高溫。

    同時，在發動機較長時間的工作過程中這種外防熱涂層還需具有良好的隔熱性能，以保證發動機的正常工作。隨著新型高性能飛行器飛行速度的不斷提高，發動機殼體承受的熱環境日趨惡劣，主要表現為熱流密度加大，氣動沖刷嚴重，對發動機殼體外防熱涂層提出了更高的要求。西安航天化學動力廠采用一種以室溫固化高強度硅橡膠為基體材料，加入耐燒蝕和隔熱等填料的涂料材料，在某戰術火箭上取得較好的防隔熱性能。

    他們所用的涂層材料的基本性能為：密度1.14~1.23g/cm³；拉伸強度2.50~3.00MPa；延伸率120~160%；剪切強度2.00~2.45MPa；扯離強度2.1~2.56MPa；熱導率0.28~0.30W?（m?k）^-1；比熱容1.50~1.70kJ?（kg?K）^-1。

    對噴涂不同厚度涂層的試樣與無涂層試樣進行電弧風洞對比試驗，結果表明，風洞試驗后涂層試樣表面有部分剝蝕，表面顏色變淺，0.5mm涂層表面的質量燒蝕率低于0.1，相對于無涂層試樣，降溫幅度達到300°C；0.8mm涂層表面的質量燒蝕率在0.1左右，相對于0.5mm厚涂層試樣，涂層的質量燒蝕率增大，燒蝕過程中帶走的熱量增加，試樣的背壁溫度更低，相對于無涂層試樣涂層降溫幅度可達到350°C。

    不同厚度的涂層，試樣的質量燒蝕率隨涂層厚度的增加而增大，背壁溫度呈下降趨勢，主要是因為表面防熱涂層在熱流作用下發生分解、熔化、蒸發、升華等多種吸熱和散熱的物理和化學變化，以自身的質量燒蝕帶走大量熱量，阻止了熱量進一步向試樣內部傳遞，從而達到防隔熱目的。從試驗結果可知，0.8mm厚涂層相對于0.5mm厚涂層，試樣背壁溫度可降低20~70°C，但涂層質量為消極質量，對飛行器的飛行不利。由于0.5mm厚涂層已經可以滿足發動機的防隔熱要求，從減少發動機的消極質量的角度考慮，取0.5mm厚涂層更為適宜。

    發動機生產總裝過程中，涂層有兩種工藝過程：中溫固化和室溫固化。針對兩種工藝對比試驗表明，室溫固化涂層質量燒蝕率比中溫固化的略高，試樣背壁溫度低40~50°C。這是因為中溫固化涂層比室溫固化涂層固化溫度高，交聯密度較大，在風洞試驗過程中涂層不易產生燒蝕，故質量燒蝕率較低，背壁溫度也就高一些。

    另外，試驗還表明，硅橡膠耐燒蝕防熱涂層修補后與未修補涂層防隔熱性能相當。這是因為修補區域在修補完成后略高于未修補區域，在電弧風洞試驗過程中，高出的部分首先受到熱流的沖刷，造成涂層的部分燒蝕；待高出部分與未修補區域平齊后，整個試樣表面被熱流均勻沖刷形成燒蝕層，產生整個試樣的燒蝕。

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責任編輯：王元

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