一种机载导弹舱体内隔热层快速成型技术

肖军　程功　赵融　魏仲委

摘 要： 为确保机载导弹舱体内精密元器件/组件和仪器仪表的正常工作， 免受高速飞行气动加热的影响， 需要采取热防护措施。 文章讨论了一种舱体内隔热粘贴成型技术， 该技术既适合机载导弹小批量、 多批次、快速成型的科研试制， 也适合批产工程制造。

关键词： 机载导弹； 隔热； 成型技术； 热防护

中图分类号： TJ760.1 文献标识码： A 文章编号： 1673-5048（2018）03-0083-05

0 引 言

机载导弹长时间在稠密大气层中超声速、 高超声速飞行， 会产生强烈的气动加热， 舱体内精密元器件/组件和仪器仪表面临严峻的气动热环境。 为确保导弹系统正常工作， 需要对舱体内精密元器件/组件和仪器仪表进行热防护[1-2]。

机载导弹常见的舱体内热防护， 将低热导率的轻质材料粘贴在舱体内壁表面成型为隔热层。 成型工艺较为复杂、 耐热性不高。 采用喷涂耐高温隔热涂料成型隔热层的设计是机载导弹舱体隔热的另一种方式。 这种方式成型的隔热层结构简单， 避免了粘贴方式的繁琐步骤。 然而， 现行喷涂成型隔热层的方式对厚度大、 相邻部位厚度要求各异的场合， 喷涂、 晾置遍数多， 施工周期长， 涂料损耗较大， 难以适应机载导弹型号研制及批产交付过程小批量、 多批次、 要求快速成型工程化应用的需要。

1 粘贴与喷涂工艺

1.1 舱体内隔热

目前， 机载导弹舱体内隔热层多采用低热导率隔热材料[3-7]， 例如， 玻璃棉、 岩棉、 气凝胶、 软木和泡沫等材料。 成型方式包括粘贴、 喷涂及其他工艺。 内隔热层成型的主要方式是将轻质隔热材料粘贴到舱体防热部位的内壁表面， 或将隔热涂料喷涂在舱体内壁表面形成隔热层。

常见舱体隔热层的粘贴成型工艺较为复杂， 为避免隔热材料因碎屑掉渣影响舱体内精密仪器仪表和组件正常运转， 需要将上述隔热材料经玻璃布等材料包裹、 定形， 再用胶粘剂粘贴到舱体内壁。 常用隔热层胶粘剂的耐热性不高于150 ℃， 当弹道气动加热在350 ℃以上时， 会产生烟雾， 发生着火、 脱落等现象， 难以满足高速导弹隔热防护的需要。

TR37是一种航空航天飞行器用双组份轻质隔热涂料， 主要成分是硅酮弹性体和空芯玻璃微球。 由于采用高等级耐热硅酮树脂为基体， 辅以增强耐热性的复合金属氧化物， 使其长期工作温度可达400 ℃， 短时可达600 ℃以上。 采用TR37轻质隔热涂料制备的隔热层， 由于含有大量的空芯微球， 密度约为0.5 g/cm3， 热导率约0.1 W/（m·K）， 具有优良的隔热性能。 该隔热层不仅质量轻、 柔韧性和强度好， 内聚强度远高于岩棉、 玻璃棉、 气凝胶、 泡沫材料等隔热层， 使用过程中不存在掉渣、 划伤后分层、 脱落、 脱粘等问题。 理论上， 采用分区喷涂成型方式可以获得厚度精准的隔热层， 然而， 对于狭小、 復杂的舱体结构， 尤其是在大面积粘贴轻质隔热层的相邻部位喷涂不同厚度的TR37隔热层时， 喷涂操作步骤显得繁琐。 此外， 喷涂较厚TR37隔热涂层的施工周期长、 材料损耗较大。

TR37喷涂遍数多， 晾置、 干燥时间长， 而且产品一直受隔热层厚度超差、 加工周期长、 返工多、 材料损耗大、 外观和个体差异难以接受等问题困扰， 质量一致性和进度难以满足小批量、 多批次科研生产需求。 一种改进设计方案是将TR37隔热涂料预先制成不同厚度的隔热层片基， 需要时采用粘贴方式成型为内隔热层。 这种方案无需玻璃布包裹隔热材料， 直接粘贴TR37隔热层到壳体上， 既简便又快捷， 材料损耗少， 有助于缓解因舱体结构件加工慢、 整个交付周期长的困境， 是单纯喷涂TR37隔热涂料成型隔热层方式的一种补充手段。

1.2 两种成型技术比较

内隔热层粘贴成型与直接喷涂成型方式的比较如表1所示。

对比分析可见， 采用新的隔热层粘贴方式较现行直接喷涂方式具有以下优点：

a. 由于壳体结构件加工周期长， 提前批量制备TR37隔热预制片， 待壳体到达后的试制加工周期明显比直接喷涂方式短；

b. 现行的舱体内TR37隔热层手工喷涂方式经常超厚、 偏薄， 需经常性打磨、 返工才能通过交检； 新的粘贴方式得到的隔热层厚度一致性好、 外观质量好；

c. 由于避免频繁打磨操作， 可节省大量的隔热涂料；

d. 由于避免大量打磨操作， 舱体内打磨碎屑少， 避免了专项清理碎屑工作。

对比表1可知， 新粘贴方式比直接喷涂方式有优势。 不同舱体内部结构各异， 可根据各舱体结构和热防护设计具体情况， 以费效比、 便捷批产为原则， 分别实施粘贴、 喷涂、 喷涂+粘贴组合的方案。

2 关键技术及解决

2.1 方案设计

新粘贴成型的关键技术包括： 高质量隔热预制片的批量制备； 高温胶选用； 舱体快速匹配粘贴成型工艺； 粘贴制品质量控制。

在完成导弹结构热防护方案设计后， 通过导弹舱体结构数值化模型， 利用专用涂胶软件分析， 可以虚拟模拟涂胶过程， 分析并优化工艺参数（分析涂胶量、 缺陷以及工艺优化参数）， 由此确认隔热层预成型+粘贴方案的可行性， 为粘贴成型自动化作业提供输入参数； 通过专用软件分析， 还可以获得隔热预制片成型模具的结构模型， 用于成型磨具的加工制作。

通过粘贴样件的生产过程工艺试验、 地面热防护性能试验、 产品环境适应性试验， 可以获得产品设计和改进依据， 并确定实施方案。

2.2 隔热预制片制备

采用多套模具/模板， 同步喷涂、 晾置、 固化、 脱模批量的隔热预制片， 有助于提高生产效率。 利用现有技术， 隔热预制片的制备可以依据待防护舱体内部结构的尺寸和形貌特征， 采用结构数值化模型分别设计、 加工所需工装模具。 隔热预制片成型的分形模具设计， 需要考虑不同舱体内形貌和位置各异的内部结构特征， 如螺套、 插件凸起位置、 窗口位置等， 制备出与粘贴部位尺寸和形貌匹配， 便于粘贴、 脱模的分形模具， 有利于隔热预制片在舱体起伏不平内壁表面的匹配性粘贴成型。 对于简单形状的内壁表面， 也可在平板模具上制备预定形状、 尺寸、 厚度的隔热预制片， 或者先制作整张片基、 再通过剪裁获得小尺寸的隔热预制片。

模具/模板采用易于脱模的PTFE塑料加工， 或金属模具表面喷涂氟塑料， 或金属模具表面粘贴氟塑料膜， 有助于成型后方便脱模。

目前， 采用TR37轻质隔热涂料制备出产品试验用多种形状、 尺寸和厚度的白色TR37隔热预制片。 这种TR37隔热预制片柔韧性较好， 不会出现掉渣、 舱体内装配过程划伤引起脱粘、 脱落等问题， 无需用玻璃布等织物、 外套包裹、 定型后再粘贴到壳体上。 对于舱体内壁玻璃棉粘贴与TR37隔热层粘贴同步进行的场合， 可以显著缩短工期、 简化导弹生产工艺， 提高生产效率。

2.3 粘貼用高温胶

高速飞行过程的气动加热， 可将导弹金属舱体温度加热到数百度， 粘贴隔热预制片的胶粘剂应满足高温工作要求。 考虑到热胀冷缩、 振动和冲击效应， 使用过程材料匹配性要求等特点， 宜选用弹性高温胶作为隔热预制片/舱体内壁之间粘贴用胶粘剂。 选材要求包括： 粘合强度， 耐热/冷热冲击性能， 兼容性， 工艺操作性能， 成本等。

通常， 耐高温胶粘剂可分为有机和无机两大类。 无机高温胶性能偏脆， 有机高温胶包括： 有机硅、 酚醛、 聚酰亚胺、 聚醚酮、 聚苯并咪唑等高温胶， 而高温弹性密封胶多为有机硅类材料。

俄、 美等国高温弹性密封胶的研究起步早、 投入大， 航天和军用高温胶、 密封剂和涂层已形成系列产品， 且对每种胶与被粘接和密封材料的相容性也进行了系统研究， 研制出600 ℃金属/陶瓷填充有机硅类密封胶、 600～1 700 ℃的陶瓷胶粘剂。 相比之下， 国产特种胶粘剂的整体水平与国外仍有一定的差距， 虽然开展胶粘剂研究和生产的单位很多并具备小批量供货能力， 但目前国内航空航天耐高温弹性胶可选品种很少， 常见的使用温度不高于350 ℃（如HM301工作温度为-60～300 ℃、 密闭环境≯250 ℃； HM305工作温度-70～250 ℃， 等等）。 目前在航空航天飞行器上工程化实际应用的种类更少。

为开展隔热层粘贴试验研究， 从RTV3120硅酮胶粘剂、 HM301有机硅胶粘剂、 KHRTV400高温有机硅胶粘剂等结构胶中优选出KHRTV400、 RTV3120高温弹性胶， 用于TR37隔热层粘贴成型试验。

KHRTV400高温有机硅胶粘剂是一款新型双组份高温硅胶粘接剂， 通过优选高温树脂、 添加专用硅-氮抗降解、 耐高温交联剂， 辅以增强耐热性的复合金属氧化物， 使得该胶长期工作温度和短时耐热性、 高/低温粘接强度显著提升， 达到行业领先水平， 常温剪切强度实测值6.72（钢-钢， MPa）， 402 ℃×1 h剪切强度实测值4.02（钢-钢， MPa）。

2.4 舱体隔热层粘贴成型

内隔热层粘贴成型既可手工粘贴成型， 也可采用先进设备自动涂胶粘贴成型。 手工操作灵活性大， 借助舱体的数值化模型由机器人完成的隔热层预制片与胶膜自动裁切/铺设/加热固化/在线检测是满足快速生产和提高产品一致性的最佳解决方案。 据相关会议介绍， 国外航空航天产品使用胶膜自动化快速粘贴成型技术， 可在数小时内完成剪裁、 粘贴、 加压、 固化。 目前， 采用两种尺寸的自制TR37隔热预制片、 两种高温弹性胶粘剂（RTV3120硅酮胶粘剂； KHRTV400高温有机硅胶粘剂）进行了三种典型舱体结构的内隔热层粘贴成型试验（如图1所示）。 采用工装+手工粘贴成型的平板试样、 筒体以及正式产品均满足产品外观和尺寸验收规定要求， 加工周期显著缩短。

2.5 预制片粘贴及质量检测

直接粘贴成型的流程包括： ① 隔热预制片制备； ② 隔热预制片剪裁、 粘贴、 伴随试样制备； ③ 舱体内隔热层成型、 干燥和固化； ④ 产品修饰； ⑤ 交检、 入库。 ①～②可提前进行， ③～⑤粘贴成型周期较短。

质量控制内容包括： 隔热预制片的外观检查、 强度检测、 粘贴舱体隔热层外观、 厚度和附着力检测。

3 试验验证

3.1 隔热预制片

采用多套平板模具并列喷涂成型TR37隔热预制片， 经外观、 厚度和伴随试片与预制片基取样强度检测， 满足预制片尺寸公差和性能要求， 外观、 尺寸一致性好。 对制片过程物料损耗核算表明， 材料利用率比舱体内直接喷涂方式提高一倍以上。

3.2 粘贴试验

利用TR37隔热预制片进行平板粘贴试验和模拟产品粘贴试验。 分别进行了RTV3120、KHRTV400粘贴TR37隔热预制片的试验， 钛合金试样的附着力达到0.86 MPa， 而采用KHRTV400高温胶粘贴TR37预制片钛合金试验件的附着力达到1.30 MPa（TR37层内聚破坏）。 RTV3120、 KHRTV400高温胶粘贴的导弹舱体内壁尺寸和外观均达到预定要求。

试验表明， 采用高温胶粘贴TR37隔热预制片的方案由于可以与玻璃棉同步粘贴， 在某些场合显著简化工艺、 缩短工期， 比现行的舱体内隔热成型工艺有明显优势。

3.3 气动加热试验

内隔热粘贴成型技术的试验验证包括多项内容[8]， 其中， 是否有效粘贴需要通过外观、 厚度检查和粘合强度检测。 隔热层粘合强度检测内容有常温和高/低温的剪切强度和剥离强度检测。

若无外防热层， 舱体/TR37隔热层之间的胶粘剂将直接承受严酷弹道气动热环境， 能否保持结构完整， 需进行严酷弹道气动加热的耐热性试验。 试验条件为弹道飞行最严酷的气动加热条件。 试验件背面设置测温传感器， 分别获得了RTV3120高温胶/TR37隔热层， KHRTV400高温胶/TR37隔热层粘贴与喷涂方案耐热性和隔热效果及其差异的试验数据。

试验表明， 采用RTV3120硅硐胶粘贴TR37隔热预制片的方案满足常规弹道， 但难以满足新型号严酷弹道气动加热条件要求， 胶粘层在该条件下易出现鼓包、 脱粘、 开裂等破损现象， 存在因隔热层脱粘导致热泄露的风险。 而TR37/KHRTV400高温胶的粘贴方案满足新型号严酷弹道热防护要求， 隔热层在气动加热环境中表现良好。

环境适应性试验采用隔热层粘贴的典型舱体试验件进行高温、 低温和温度循环冲击试验。 试验前后隔热层及粘贴部位完好， 未见异常。 耐久性试验将粘贴成型的典型舱体进行振动、 冲击等耐久性试验， 试验后分析隔热层的性能变化， 试验未见异常。

4 结 束 语

在导弹舱体到位前， 将TR37制成隔热预制片， 采用高温胶粘贴成型的设计方案可以获得隔热层外观良好、 平整、 光滑、 厚度均匀的产品； 新的粘贴方案还可以避免现阶段对每件喷涂产品打磨困难、 大量人力和工时支出的窘境， 节省TR37隔热涂料的使用量， 显著缩短交付周期。

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Abstract： Thermal protective measures must be applied to safeguard regular work for precision components， assemblys， and apparatus of an airborne missile from overheat during supersonic and hypersonic speed flight. In this paper， a rapid forming technology for heat insulation coatig on innerwall of airborne missiles cabins is discussed. The forming technology is suited for airborne missile projects engineering development， with small number， multibatchs， quick and flexible characteristics， as well as large scale production.

Key words： airborne missile； heat insulation； forming technology； thermal protection