浅谈激光熔覆技术在机载导弹吊挂上的应用

赵 融，肖 军，梁子豪，余友军

（中国空空导弹研究院，河南 洛阳 471000）

0 引言

吊挂作为机载导弹连接发射装置的主承力件，在导弹整个服役周期中使用条件最为苛刻。吊挂需完全暴漏在大气中，伴随载机的值班、起飞、着陆、机动、巡逻等全过程。长期承受冲击、振动、摩擦、过载等多种载荷的耦合作用，吊挂会出现磨损现象。随着海洋利益的凸显，机载导弹更是深海较量中不可缺少的利器，高温、高湿的海洋环境对吊挂的耐腐蚀性也是严峻的考验。吊挂是导弹轨道式发射的重要装置，若结构腐蚀或磨损，必将影响其强度和寿命，严重危及到飞行安全。因此耐磨和耐腐蚀性能差是威胁吊挂安全的主要问题。目前，有学者提出在吊挂的表面喷涂航空润滑脂或者防烧粘功能涂料来保护吊挂，但这种常规的防护只能暂时缓解吊挂的损伤[1]。针对吊挂的磨损和腐蚀问题，急需提出一种长效的防护技术。激光熔覆表面处理技术可在不改变吊挂外形的基础上，有效的提高吊挂的耐磨和耐腐蚀性能。本文将通过结构设计、特殊工艺、试验验证等多方面研究，浅谈激光熔覆在机载导弹吊挂应用的合理性。

1 吊挂现状分析

18Ni时效钢因高强度、强韧性，加工性能好等优点，广泛用于多种导弹的吊挂材料[2]。然而，18Ni时效钢的耐蚀性较差，在湿热的环境中极易腐蚀。通过18Ni马氏体钢的 EDS 谱图可知，18Ni含有 Co、Ti、Mo等作为强化元素。但试验证明，18Ni在湿热环境下，72小时后强化元素对18Ni耐腐蚀性能的强化作用基本丧失，材料会发生严重盐雾腐蚀。相关图片见图1。

图118 Ni马氏体钢的EDS谱图和吊挂腐蚀图片

另外，导弹在挂飞时，会受到大过载和强冲击作用。吊挂摩擦面严重磨损后会产生凹坑，发生热裂、氧化和热黏着等一系列恶化现象，导致接触面润滑性降低，摩擦副失效。导弹发射时，极可能造成无法顺利离轨，严重危害飞行安全。

实际使用中，可在吊挂表面涂抹MoS2干膜润滑剂来降低磨损和提高耐蚀性。因为耐高温，抗磨损、不沾水等特点，MoS2干膜润滑剂在一定程度上起到了保护吊挂的作用。但受到持续的冲击、振动等影响，MoS2干膜容易发生磨损脱落，外漏的18Ni会重新腐蚀和磨损，根源上无法解决吊挂的长效防护问题。

2 激光熔覆技术的应用

2.1 激光熔覆技术

激光熔覆技术是一种特殊的表面改性技术，它是以高能激光束作为热源，以一定的角度照射在基材表面的预置熔覆粉末上，粉末呈熔融状态后与微熔基材发生分子或者原子间扩散，形成良好的冶金熔覆层，大幅度提高基体材料的耐磨、耐腐蚀等性能。激光熔覆技术具有熔覆层厚度可控、热影响范围小、覆层稀释率低等优点[3-7]。

2.2 吊挂结构加工技术

吊挂作为机载导弹重要的机械接口，其尺寸公差、粗糙度等具有严格的要求。单靠控制熔覆层厚度的方法无法保证吊挂的设计尺寸，必须对熔覆层进行再加工。经论证，可先将原始吊挂的厚度加工为小于设计尺寸1.5 mm左右，以预留出熔覆层空间，经熔覆后整个吊挂的尺寸略大于设计尺寸，再精加工去除多余的熔覆层以保证设计尺寸，1.5 mm即为熔覆层厚度。从经济性考虑，只选择吊挂与发射装置构成摩擦副的工作平面进行熔覆，其他非工作面仍采用普通涂层防护。如下图所示，图2上为吊挂的结构示意图（黑色所示为熔覆层位置），图2下为激光熔覆后吊挂加工示意图。

图2 吊挂结构及激光熔覆后吊挂加工示意图

2.3 熔覆材料

激光熔覆过程凝固速度非常快，这就要求熔覆粉末和基体材料的热胀系数、热导率等参数尽量相近[8]。参数的差异将影响到熔覆过程的热循环，若差异过大，熔覆层和基体界面间会出现分层、裂纹等缺陷。选用与基体具有热相容性的镍基合金粉末，添加可固溶于Ni的耐腐蚀元素Cr，Cr含量在10%左右，利用高能球磨机制成均匀的合金粉末。

2.4 工艺流程

激光熔覆是集对流、传质、传热为一体的复杂过程，工艺参数将直接影响单道熔覆层的组织形貌。工艺参数主要包括激光器的输出功率、扫描速度、保护气流量等，各参数之间互相影响。主要工艺路线为：吊挂毛胚—机加—尺寸检验—打磨—喷砂—表面活化—超声清洗—装夹吊挂—调节工艺参数—预热—激光熔覆—降温—机加—发蓝—精加工—尺寸检验—着色探伤—保护—入库。各工序需要拍照和记录，做到产品的可追溯性。图3为熔覆前后的对比照。

图3 吊挂激光熔覆过程现场图

3 试验验证

整个激光熔覆过程需要多道工序才能完成，过程须有严格的控制要求，成形后的覆层性能也需要一系列的试验进行验证。吊挂的外观应致密光亮、无孔洞和杂质；吊挂的一般尺寸应符合±0.05 mm的公差要求，关键尺寸应符合±0.02 mm的公差要求。目视外观，借助三维坐标仪等专用工具，选取外观和尺寸都符合要求的吊挂进行试验，以获取工艺改进所需要的数据。试验主要涉及硬度、摩擦性能、环境适应性等测试。结果如图4所示，（a）为熔覆层的硬度测试结果；（b）和（c）反映熔覆层的摩擦系数和磨损率变化；（d）为环境适应性试验后吊挂的照片。

图4 熔覆层经测试后的结果情况

3.1 覆层性能

激光熔覆层的硬度测试参照GB/T4340.1-2009进行测试，借助维氏显微硬度计测定覆层的截面显微硬度。显微维氏硬度大于450 HV即为合格。从图4（a）可知，熔覆层的硬度沿截面深度均匀分布，硬度值保持在480 HV～490 HV之间。这就说明熔覆层内部组织均匀致密，硬度值远大于规定要求。

熔覆层的摩擦性能通过Rtec摩擦试验机进行测试，试验采用盘式接触，工作条件设定载荷100 N，滑动距离为500 m，滑动速度为0.21 m/s。平均摩擦系数由试验机自动绘制，要求不大于0.3；磨损率则是根据体积磨损量来评价。从图4（b）可知，随着增大滑动距离，熔覆层的摩擦系数几乎维持在常数0.2，说明熔覆层具有优良的自润滑性，可以有效减少工作面的摩擦；图4（c）表示熔覆层与GCR15球体对摩后磨损率的变化，18Ni基体材料磨损数值接近15×10-5mm/N·m，而熔覆层的数值大约为2.5×10-5mm/N·m，熔覆层的磨损率约为18Ni基材磨损率的1/6，可见熔覆层的耐摩擦性能十分优异，通俗的讲，经过熔覆的吊挂会更耐用。

3.2 环境适应性

激光熔覆状态的吊挂随全弹进行环境适应性考核试验，试验包括耐久振动、着陆冲击、湿热试验。

为真实的反映导弹挂飞过程中承受的振动载荷，设计出随机振动试验台、振动夹具、发射装置和导弹组成的耐久振动试验系统。具体方法为：导弹通过发射装置悬挂于振动夹具，振动夹具用螺钉固定在振动台面，通过振动台激励对导弹进行随机振动试验。控制传感器分别安装于导弹的头部、尾部以及振动台面，采用三点均值控制。根据国军标规定的试验条件进行振动试验，方向垂直于试验台面，时间为1 000 min，振动谱线如图5所示。

图5 耐久振动试验谱线

着陆冲击是模拟载机着陆瞬间，机翼下挂装的导弹受到的垂向冲击载荷。整个试验系统包括垂直冲击试验台、冲击夹具、发射装置和导弹，连接方式同振动试验。控制传感器安装在冲击台面，采用单点控制。冲击加速度峰值和持续时间由载机提供，冲击次数根据导弹的最高寿命设定。试验条件如表1。

表1 着陆冲击试验条件

湿热试验主要是用来考核导弹在高温高湿的环境中，吊挂的耐腐蚀性能。把整弹放进湿热环境箱，设定温度、相对湿度随时间的变化规律，进行周期性试验。按照国军标中规定的军用设备湿热条件进行试验，每试验周期为24 h，本试验设计10个周期循环。除了在温度下降段相对湿度允许下降到85%以外，其他各阶段相对湿度必须保持在95%左右。（见表2）

表2 导弹湿热试验条件

从图4（d）照片可知，经过一系列的振动冲击试验后，吊挂依然保持摩擦面光滑平整、无凹坑；湿热试验进行1000 h后，覆层表面仍然呈金属光泽。说明覆层材料能够经受严酷的使用环境考验。如图6所示，环境适应性试验中使用的设备从左到右依次为随机振动试验台，垂直冲击试验台以及湿热环境箱。

图6 环境适应性试验使用的设备图

3.3 无损检测

激光熔覆过程中，因保护气体在金属凝固时没有及时逸出等原因，成形后表面可能会出现微裂纹，着色渗透法是发现这类隐患的主要手段。用清洗剂把吊挂表面清洗干净，自然干燥；使用毛刷将渗透剂涂抹在吊挂表面，保持湿润状态10 min，使渗透剂充分渗透；之后一次性清除多余的渗透剂，并将显像剂喷涂在吊挂表面，静置7 min，观察试验结果。环境适应性试验前后，分两次对同一吊挂进行着色渗透检测，经检测覆层表面组织致密，无裂纹，无杂质等缺陷。

4 结束语

为解决某导弹吊挂耐磨性和耐腐蚀性的问题，本文介绍了一种激光熔覆长效防护技术,从成形技术、工艺路线、材料选择、试验验证等几方面进行分析和论证。结果表明，应用激光熔覆技术处理导弹吊挂，工艺可控，而且显著增强了吊挂的耐磨性能和耐腐蚀性能，提高了使用安全性，激光熔覆技术可作为导弹吊挂的长效防护方法。