发射装置挂弹口结构完整性防护技术研究

肖　军, 雷　鸣, 周健松, 程　功

(1.中国空空导弹研究院，河南 洛阳　471009； 2.中国科学院 兰州化学物理研究所，兰州　730000)



发射装置挂弹口结构完整性防护技术研究

肖军1, 雷鸣1, 周健松2, 程功1

(1.中国空空导弹研究院，河南 洛阳471009； 2.中国科学院 兰州化学物理研究所，兰州730000)

摘 要:导弹高温燃气流对机载发射装置挂弹口的烧蚀、冲刷,不仅破坏结构完整性,影响导弹挂机和卸弹正常操作,产生安全隐患,还存在烧蚀部位发生腐蚀故障的风险。为了提高新一代机载武器的战斗力,简要论述了机载发射装置挂弹口高温烧蚀、海洋环境腐蚀问题,以及潜在的故障模式和结构完整性防护技术的研究和进展。

关键词:机载发射装置;挂弹口;烧蚀;腐蚀;铝合金

0引言

机载导弹发射装置是载机发射各类导弹的专用装置,导轨式发射装置是最常见的一类机载发射装置，机载导弹通过发射装置挂弹口实现在载机上的快速挂弹和拆卸。挂弹口结构完整性对于这类武器装备的正常使用十分重要。本文简要论述了机载发射装置挂弹口高温烧蚀、环境腐蚀机理，潜在的故障模式以及结构完整性防护技术。

1挂弹口使用维护及故障

1.1结构和材料

为了满足机载装备质轻、高强、可靠的结构要求，导轨式机载导弹发射装置的主体结构通常是单面为导轨的硬铝合金和超硬铝合金整体结构[1]，机载导弹通过发射装置导轨上的2～3组挂弹口实现在载机上的挂弹和拆卸。发射装置结构包括主承力结构的壳体、导轨和挂弹口等部分。从结构上看，挂弹口通常是铝合金导轨上与导弹吊挂对应的几组挂弹对接接口，如图1所示，材质为与导轨相同的硬铝或超硬铝合金。为了提高日常使用性能和防腐蚀、耐磨损性能，导轨和挂弹口表面采用阳极氧化处理。

图1机载导弹发射装置的挂弹口示意图

1.2日常使用维护保障

机载导弹发射装置在服役总寿命期内一般会经历三种状态[2]：地面贮存状态、外场临时存放状态、空中随机挂飞使用状态。发射装置贮存时，一般处于油封状态装箱存放于自然通风、无空调的封闭式国防仓库内，不通电、不工作； 外场临时存放状态的发射装置一般处于包装箱内或悬挂于载机上，基本暴露于大气环境，除战斗值班外，不通电、不工作； 而空中挂飞使用状态的发射装置要求在载机飞行包线内挂弹飞行，在发射包线内发射机载导弹，不仅通电工作、暴露于大气环境，还承受着飞行和作战的振动、冲击等应力环境。

发射装置日常维护保障工作包括发射前检测和导轨、挂弹口的清理、维护保障。

1.3故障模式及潜在风险

挂弹口结构尺寸的大小关系到导弹顺利挂机和拆卸。尺寸偏小会造成挂弹操作不便，尺寸过大会带来导弹空中脱落等风险。

新型机载导弹高能有烟发动机的燃气流兼有高温、高速、热冲蚀和腐蚀严重的特殊性和复杂性。燃气流对挂弹口直角迎风面的烧蚀、冲刷破坏特别严酷[3-9]，数次发射后挂弹口规整的迎风面就会因燃气流烧蚀而缺损严重，如图2所示。这不仅严重破坏了发射装置挂弹口结构完整性，影响正常挂弹操作，还可能对导弹顺序离轨产生不安全隐患； 此外，还存在因烧蚀带来的应力腐蚀导致结构事故的风险。

图2机载发射装置挂弹口烧蚀前后状况

由于机载发射装置尺寸、结构和重量等诸多苛刻的限制，很难采用铝合金型材导轨以外的高温合金或钢结构，而挂弹口烧蚀最严重的直角迎风面镶嵌和机械固定高温合金的方案，其结构可靠性难以满足产品使用和环境适应性等设计要求，使得挂弹口高温烧蚀及湿热与盐雾环境腐蚀成为新一代机载导弹导轨式发射装置难以解决的技术问题。

1.4故障机理分析

(1) 高温燃气烧蚀、冲刷破坏

新型高能有烟发动机喷射出的燃气流兼有高温、高速、瞬间热流量大、热冲蚀严酷的特殊性和复杂性。这种高温燃气流的温度(约2 700～3 000 ℃)远远高于挂弹口铝合金的熔点，且瞬时加载的热量远远超过普通烧蚀的破坏。高温环境中材料机械性能会显著下降，而高温烧蚀加上高速冲蚀的耦合作用则加剧挂弹口结构的破坏。燃气流中的高速粒子主要是熔融态氧化铝，在速度和温度的作用下对铝合金挂弹口的破坏十分严酷。已在试验中观察到新型高能有烟燃气流的烧蚀+冲刷的耦合作用，高温烧粘部位呈现出许多沿燃气流冲蚀方向的蚀沟、蚀坑痕迹和切削现象，以及大量的残渣，如图3所示。

图3挂弹口试验件烧蚀后被冲刷、切削的状况(表面覆盖白色残渣部分)

(2) 环境腐蚀

通常，铝的自然表面会在大气中迅速生成一层约5 nm厚、抗腐蚀性良好的致密氧化膜而具有一定的防护性能，硬铝和超硬铝合金在酸性污染大气环境中的腐蚀比纯铝严重。与含HCl，CO2，SO2，NO2等酸性腐蚀、湿热环境中的水发生水解反应，可加速材料腐蚀。

机载发射装置铝合金表面经硬质阳极氧化处理，表面生成50～100 μm，700～1 500 HV的氧化膜，可显著提高耐磨、抗蚀、耐热、绝缘等性能、延长使用寿命； 硬质阳极氧化层通常具有良好日常防护和使用功能，可抵御无烟、少烟发动机燃气的烧蚀破坏。然而，在高能有烟高温、高速两相燃气流的烧蚀、冲刷耦合破坏作用下，挂弹口局部阳极氧化层被冲刷殆尽，局部结构缺损，表面粘满残渣。扫描电镜SEM和电子能谱EDS对残渣的分析发现，残渣为多孔固体沉积物，含有氯、硫等多种酸性氧化物。由于残渣含腐蚀物，特别是氯的腐蚀物，可导致其在湿热、盐雾环境中产生腐蚀，出现“白斑”、“白毛”。这种现象是一种典型的“孔蚀”，也是阳极反应的一种特有形式。“孔蚀”是具有自催化过程的常见腐蚀，即孔蚀的孔内腐蚀过程创造的条件既能促进、又足以维持孔的活性见图4。

图4铝合金孔蚀原理示意图

孔内主要反应

阳板反应： Al→Al3++3e

阴板反应： 2H2O+O2+4e→ 4OH-

Al3+水解的总反应

Al3++3H2O→Al(OH)3+3H+

Cu2++2e→Cu

2H++2e→H2↑

所以蚀孔内Al3+和H+的浓度较高。试验发现，将粘有高能有烟燃气残渣的超硬铝合金烧蚀试片放入交变湿热环境[10]，产生明显的孔蚀腐蚀，大蚀斑达5 mm左右。孔蚀是一种常见的局部腐蚀，大多数金属，尤其是易钝化金属，如铝合金、不锈钢以及表面镀有阴极保护性金属镀层的金属制件都容易发生孔蚀。这种腐蚀可加剧挂弹口结构的溶蚀破坏，进一步发展则有可能引发其他腐蚀、腐蚀疲劳及剥落腐蚀等故障，是发射装置服役过程中有待解决的一个重要工程问题。

2挂弹口结构完整性防护

挂弹口结构简单但使用工况严酷。不仅要随载机和机载发射装置经历同样的日晒、雨淋、风砂、盐雾、雨雪等自然环境，还要承受数百次机载导弹挂装过程与导弹吊挂的冲击、摩擦磨损，普通防护涂层、镀层无法承受挂机和拆卸过程冲击、摩擦磨损的损伤。由于挂弹口局部结构尺寸紧凑、狭窄，加上使用工况严酷，环境适应性和可靠性要求高，难以采用机械镶嵌高温合金的方法解决耐高温燃气烧蚀和腐蚀防护这一技术难题。此外，文献检索也未能找到可借鉴、较为成熟的工程防护技术。从工程应用的角度，挂弹口的防护策略分临时性防护和寿命周期的长效防护方案，主要防护技术途径有：

(1) 润滑油脂或涂层、镀层防护

润滑油脂兼有润滑、防腐蚀功效。由于单组份包装，现场使用十分简便，易于储存，广泛用于各种军械的日常维护保养[1，3]。润滑油防护工艺是挂弹前涂抹，发射后及时擦除干净。已尝试国产2#航空润滑脂，7014#，7017#，7124#等航空润滑脂，以及MoS2防腐蚀润滑脂，对于新型、高残渣流量燃气烧粘破坏，常规油、脂均难以奏效。

耐热防腐蚀涂料[1]一般是指200 ℃以上使用时涂膜不变色、不脱落，仍能保持适当物理机械性能的涂料，分无机、有机两大类。试验表明，这类材料完全不具备挂弹口高温烧蚀防护功能。防热涂料包括无机高温防热涂料和有机防热涂料，在航天、航空工业中主要用于耐烧蚀、防热、密封或温控等工况。如TR-11，TR-12，MR-1，TR-16等无机涂料，以及YJ-66A，TL-5，GT-1，RT-Ⅲ等有机防热涂层材料。由于难以承受反复多次的高温烧蚀、冲刷的损耗，以及挂装、拆卸导弹过程的冲击、磨损，这类材料不适合用于挂弹口高温烧蚀防护。

(2) 烧蚀式防热材料防护

烧蚀式防热材料的在强热流作用下发生分解、熔化、升华等多种吸收热能的物理和化学变化，借助材料自身表层逐层质量消耗及变化带走大量热能，阻止热流传入结构内部。试验表明该类材料能够承受有限次的烧蚀、冲刷破坏，因难以与铝合金壳体连接、成型成整体结构，所以无法在挂弹口高温烧蚀防护中获得实际应用。

(3) 更换易损件

可靠性分析表明，该方案从工程化的角度、作战环境、成本和操作性来看存在很多难以克服的技术困难，目前尚不具备实施条件。

(4) 基材改性和表面处理

在机载发射装置防烧粘应用研究中[1]，曾广泛在铝合金表面处理、基材及表面防护镀层的选材和改性等方面开展了大量研究工作。试验表明，铝合金改性、不同阳极氧化层方案不能抵御高能有烟燃气流的烧蚀-腐蚀破坏。

(5) 发动机改药或改变发射方式

采用无烟(无残渣)装药，可以解决挂弹口高温烧蚀防护难题，但通常难以达到设计要求的比冲、总冲等技术指标。虽然少烟、无烟高能复合推进剂在国际上正逐步工程化应用，但这些技术还未能在多种现役机载导弹和新型导弹项目上实现全面工程化应用。

采用弹射式发射方式可以避免燃气烧蚀-腐蚀问题，许多中、远程机载导弹即采用这种发射方式。但与导轨式发射装置相比，弹射式发射装置的结构复杂、重量和成本显著增加，且涉及到工程设计和装备变更等一系列问题，许多现役战机还无法采用。短程导轨加强制离轨的发射方式，可能有利于减少燃气的烧粘-腐蚀破坏，但难以完全代替导轨式发射方式。

(6) 特种防护技术

根据以上分析，常规防护方案难以达到有效防护挂弹口的目的。采用特种堆焊技术在导轨挂弹口燃气流烧蚀的典型部位“种植”高温合金，形成高温合金/铝合金复合的挂弹口特殊结构，既保持了导轨式机载发射装置结构外形，又能实现多次重复发射不因高温燃气烧蚀、冲刷对挂弹口结构完整性破坏的目标。此外，探索了局部纳米复合镀制备防腐蚀和耐磨兼顾性表面处理改性方案、装备快速修复技术同时提高表面防腐蚀性和耐磨性的技术方案。这些技术与总装备部的装备维修技术具有相似性，易于实现工程化推广应用。

3防护研究进展

为解决机载发射装置服役寿命周期内挂弹口高温燃气烧蚀、环境腐蚀防护的工程技术难题，探索在硬铝和超硬铝合金基体上快速沉积各种高温合金与陶瓷功能组分，形成耐高温烧蚀、耐冲刷功能防护表面的可行性技术方案。试验表面以铝合金为基体，在燃气流烧蚀、冲刷最严酷部位覆盖耐高温、抗冲刷的高温合金是一种工程可行的技术方案。目前，已经开展了功能模拟试验件的实验室试验研究； 制备出在硬铝和超硬铝合金基体表面冶金结合、耐约2 000～3 000 ℃高温燃气烧蚀，厚度超过2 mm的功能防护层挂弹口小样，并开展了相关试验研究。

(1) 为了解高温合金/铝合金挂弹口结构对高能燃气流反复多次高温烧蚀防护的有效性，试验采用氧乙炔焰(温度2 000 ～3 000 ℃，热流84～630×104J/(m2·s)，试样7A09/高温合金试验件)进行了高温烧蚀模拟试验。连续进行10次氧乙炔焰烧蚀试验，每次烧蚀时间1～2 s。未见试验部位表面有明显烧熔的痕迹，初步验证了复合防护结构的防护有效性。

(2) 为了解高温合金/铝合金挂弹口结构能否承受反复挂弹/卸弹过程的冲击、刮擦、摩擦磨损等问题，对铝合金/高温合金功能模拟试验件进行了冲击强度试验分析(模拟挂弹冲击)。试验表明，高温合金/铝合金基体的结合部强度达到铝合金本体强度和韧性的75%～85%。试验件高温合金/铝合金界面扫描电镜SEM的分析表明，高温合金与铝合金基体实现冶金结合。由此可见，这种结构可以满足原有铝合金挂弹口的操作性能。此外，摩擦磨损试验表明，挂弹口高温合金防护层的磨损寿命远远高于阳极氧化的铝合金基体，这意味着铝合金/高温合金挂弹口结构具有长效防护功能。

(3) 关于高温合金/铝合金挂弹口方案环境适应性和腐蚀防护特性，对其是否耐腐蚀，是否存在不同金属之间的电偶腐蚀的问题，采用模拟试验件进行与腐蚀有关的环境试验。采用铝合金/高温合金模拟试验件(表面有MoS2干膜)依次进行GJB150系列试验方法规定的环境适应性试验，多件试验件通过了机载发射装置规定的高温贮存、低温贮存、温度冲击/循环、湿热和在盐雾、淋雨、砂尘、霉菌,以及振动试验等环境适应性考核。试件表面未见明显电偶腐蚀、开裂、脱粘等缺陷和故障，达到预期目标。

铝合金/高温合金挂弹口的结构外形、使用方法与原型的挂弹口一致，使用和维护保障相同。由于其高温合金的耐烧蚀、抗侵蚀性能显著优于铝合金基体，从而使改进后的挂弹口具有长期服役和多次发射防护功能。随着研究的深入，有望突破新型机载发射装置寿命周期防护高温高速燃气烧蚀、冲刷的工程技术难题。

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Research on Protection Technique for Structural Integrality of Launcher Trough for Missiles

Xiao Jun1, Lei Ming1, Zhou Jiansong2, Cheng Gong1

(1.China Airborne Missile Academy, Luoyang 471009, China;2.Lanzhou Institute of Chemical Physics, Chinese Academy of Sciences, Lanzhou 730000, China)

Abstract:Missile-hanging groove of airborne launcher is ablated and scoured by high temperature gas flow of missile, which not only destorys the structural integraligy, affects the normal operation, and produces potential safety risk, but also leads to corrosion in ablated area. In order to improve the combat effectiveness of the new generation of airborne weapons, the research and development for high temperature ablation of missile-hanging groove on airborne launcher, corrosion problem of marine environment, potential faiure mode, and structural integrality protection technology are discussed.

Key words:airborne launcher； launcher trough for missile； ablation； corrosion； aluminum alloy

DOI：10.19297/j.cnki.41-1228/tj.2016.01.014

收稿日期：2015-06-03

作者简介：肖军(1962-)，男，湖南汉寿人，博士，研究员，研究方向为结构兼容与热防护。

中图分类号:TJ768

文献标识码:A

文章编号:1673-5048(2016)01-0073-04