成果簡介： 7A04-T6輕質(zhì)超高強(qiáng)鋁合金是制備新型航空動力用固體火箭發(fā)動機(jī)燃燒室殼體的優(yōu)選材料，該材料具備加工塑形好、比強(qiáng)度高及散熱性能優(yōu)異等優(yōu)勢特征，但該材料的熱強(qiáng)度低，在發(fā)動機(jī)燃燒室高頻熱流的持續(xù)沖刷作用下，鋁合金制殼體易發(fā)生鼓包、變形等壁面缺陷。采用等離子噴涂技術(shù)在新型航空動力固體火箭發(fā)動機(jī)燃燒室鋁合金制殼體內(nèi)壁制備的熱防護(hù)涂層，顯著提升了發(fā)動機(jī)殼體的熱防護(hù)效果，解決了傳統(tǒng)固體火箭發(fā)動機(jī)用消融材料燃燒產(chǎn)生的凝相粒子高頻熱沖擊及煙霧燒蝕問題，進(jìn)一步提升了新型航空動力的安全性能，因此等離子噴涂技術(shù)被認(rèn)為是一種提升固體火箭發(fā)動機(jī)燃燒室殼體熱防護(hù)性能的新型防護(hù)工藝手段。采用等離子噴涂技術(shù)在鋁合金制殼體內(nèi)壁制備熱防護(hù)涂層需突破兩個(gè)關(guān)鍵技術(shù)：其一，熱防護(hù)涂層的陶瓷面層材料的熱導(dǎo)率及熱膨脹系數(shù)小，而鋁合金材料的熱導(dǎo)率及熱膨脹系數(shù)大。由于基材與陶瓷面層材料的熱物理性能參數(shù)差異過大，這就導(dǎo)致了在熱防護(hù)涂層的制備過程中，一方面會在涂層與鋁合金基材的界面形成過大的溫度梯度及層間熱應(yīng)力，另一方面會因鋁合金基材與陶瓷面層材料的膨脹、收縮變形不協(xié)調(diào)導(dǎo)致涂層系統(tǒng)產(chǎn)生過大的熱應(yīng)力，這均會影響等離子噴涂制備的涂層的可靠性。其二，新型航空動力發(fā)動機(jī)鋁合金制殼體存在小內(nèi)孔、深圓筒的結(jié)構(gòu)特征，殼體內(nèi)壁涂層容易形成具有自身特殊性的非典型缺陷。在殼體內(nèi)壁開展噴涂作業(yè)時(shí)，喂料粉末的沉積效率降低，容易形成大量未沉積的浮粉;而深筒內(nèi)部的低對流特性并不利于浮粉的排出;在噴涂過程中筒體高速旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的離心力將迫使浮粉吸附于筒體內(nèi)壁，被裹挾入持續(xù)沉積的涂層中，形成大量的“假沉積”缺陷，進(jìn)而降低涂層的抗熱震性能。本研究的主要工作有：首先，調(diào)控等離子噴涂參數(shù)對噴涂Mo涂層微觀特性及力學(xué)性能影響的優(yōu)化研究。其次，優(yōu)化等離子噴涂8YSZ涂層參數(shù)。 最后，基于復(fù)合涂層綜合性能調(diào)控基礎(chǔ)上，優(yōu)化了基于Mo粘結(jié)底層及8YSZ陶瓷面層復(fù)合涂層的力學(xué)性能，并通過力學(xué)性能實(shí)驗(yàn)、抗燃?xì)鉀_刷實(shí)驗(yàn)、抗熱震實(shí)驗(yàn)考核，并在新型航空動力用固體火箭發(fā)動機(jī)鋁合金制殼體內(nèi)壁成功制備了Mo/8YSZ復(fù)合熱防護(hù)涂層，涂層表現(xiàn)出優(yōu)良的綜合力學(xué)性能及熱強(qiáng)度。 應(yīng)用案例 ： 采用優(yōu)化的方法已經(jīng)在新型航空動力用固體火箭發(fā)動機(jī)燃燒室殼體上進(jìn)行了應(yīng)用性驗(yàn)證。 研發(fā)背景 新型航空動力系統(tǒng)是一種執(zhí)行短程飛行作業(yè)的動力裝置，設(shè)計(jì)具有體積小、質(zhì)