氧化锆涂层在固体火箭发动机上的应用

为解决某型号固体火箭发动机铝合金壳体的热防护功能以及侧面初始通气面积不足等问题, 采用等离子热 喷涂技术在铝合金壳体内表面喷涂厚度为 0.1 mm NiCrAlY 与 0.3 mm ZrO2 涂层作为隔热材料, 充分利用 YSZ 涂 层熔点高、 热导率低的特点, 实现大幅度减小绝热层厚度 (0.4 mm) 及增加装填空间的目的, 结合仿真计算结果 表明采用涂层技术可实现铝合金壳体隔热在安全使用的温度范围内; 同时解决了软质绝热层在高温燃气流动过程 中存在烧蚀、 冲刷、 脱落等缺陷引起的壳体烧穿的故障。 各项试验考核表明采取喷涂 YSZ 涂层措施达到对铝合 金壳体的良好热防护作用, 满足固体火箭发动机燃烧室壳体在 2200 ℃、 1.5 s 的隔热要求; 可将该措施应用于工 作时间较短、 燃温较高的其它固体火箭发动机的隔热防护措施当中。