一種剛性隔熱瓦涂層成型過程中的變形控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種剛性隔熱瓦涂層成型過程中的變形控制方法，屬于多孔陶瓷隔熱材料技術(shù)領(lǐng)域，可用于航天飛機(jī)等飛行器熱防護(hù)材料的制備。
【背景技術(shù)】
[0002]航天飛行器在穿越大氣層或在大氣層中飛行時(shí)將經(jīng)受嚴(yán)重的氣動加熱，其表面溫度急劇升高，因此必須依靠熱防護(hù)材料以阻擋熱量向內(nèi)部傳遞，從而保證內(nèi)部人員和設(shè)備在安全、合理的溫度范圍之內(nèi)。例如，航天飛機(jī)的研制成功在很大程度上就得益于碳/碳、剛性隔熱瓦以及柔性隔熱氈等先進(jìn)可靠的熱防護(hù)材料。其中，剛性隔熱瓦是應(yīng)用于航天飛機(jī)迎風(fēng)面等部位的重要熱防護(hù)材料。就其結(jié)構(gòu)組成上來講，它主要由高孔隙率的陶瓷基體材料和其表面的高輻射涂層構(gòu)成。服役時(shí)，剛性隔熱瓦依靠其表面的高輻射涂層將90%以上的熱量輻射出去，同時(shí)借助基體材料的優(yōu)異隔熱性能阻止其余熱量向內(nèi)部傳遞。此外，涂層還兼具防水和抗氣流沖刷等其他功能。因此，高輻射涂層對于剛性隔熱瓦來講至關(guān)重要。
[0003]由于剛性隔熱瓦主要應(yīng)用于航天等軍事領(lǐng)域，因此其技術(shù)資料具有一定的保密性。從目前已經(jīng)公開的資料來看，國外關(guān)于剛性隔熱瓦涂層的文獻(xiàn)資料報(bào)導(dǎo)主要集中于美國的公開專利和技術(shù)報(bào)告中。例如，1976年公開的美國專利US 3953646“Two—componentceramic coating for silica insulat1n”描述的涂層由阻隔層和福射層組成。其中，阻隔層在基體材料和輻射層之間，防止基體和輻射層之間發(fā)生反應(yīng)，調(diào)節(jié)涂層與基體之間的熱匹配，控制輻射涂層的用量，它由熔融玻璃在927— 1371°C下燒結(jié)而成；輻射層兼具輻射和防潮功能，它由輻射劑、高硅玻璃和硼硅玻璃(B2O3.S12)同樣在927— 1371°C下燒結(jié)而成。與之類似，在1976年公開的另一專利US 3955034 “Three—component ceramiccoating for silica insulat1n”中，涂層由阻隔層、福射層和釉層構(gòu)成，所不同的是福射層中不含硼硅玻璃，而釉層則由高硅玻璃和硼硅玻璃燒結(jié)而成。與上述兩個(gè)專利不同的是，1978 年公開的專利 US 4093771 “React1n cured glass and glass coatng” 中所描述的涂層僅一層，是由玻璃料、金屬間或金屬化合物(例如四硼化硅、六硼化硅、硼硅化物、硼)等在1000— 1400°C下一次燒結(jié)形成的復(fù)相玻璃，從而避免了因分層多次燒結(jié)對基體材料造成的過多收縮和變形影響，并且涂層的穩(wěn)定性得到了提高。其中，玻璃料由氧化硼和硅含量較高的硼硅玻璃制備而成，還可通過加入玻璃助熔劑以降低燒結(jié)溫度或調(diào)節(jié)膨脹系數(shù)。與之相比，1983 年公開的專利 US 4381333 “High temperature glass thermalcontrol structure and coating”中描述的涂層除了使用上述涂層作為福射層外，在其表面又增加了一層熱膨脹系數(shù)較輻射層低的散射層，它由熱穩(wěn)定較高的玻璃料(例如熔融玻璃、硅含量較高的硼硅酸玻璃)制備而成。1992年公開的專利US 5079082 “Tougheneduni一piece fibrous insulat1n”中描述的涂層組分與US 4093771基本相同，僅增加了二硅化鉬輻射劑，并且涂層浸入了部分基體材料內(nèi)部，使得與基體之間的結(jié)合力增強(qiáng)，其防水和抗熱震性等得到了進(jìn)一步改善。由于上述涂層均是以氧化硅作為主要組分，因此最高使用溫度被限制在1482— 1538°C之間。為了解決上述問題，2001年、2002年和2004年公開的專利 US 20010051218 Al、US 6444271 B2 和 US 6749942 BI “Durable refractoryceramic coating”將娃和恪點(diǎn)1650°C以上的難恪金屬(鉬、鉭、銀、銀、絡(luò)、媽)作為主要的涂層組分，在982—1427 0C的高溫下燒結(jié)獲得硅化物涂層，并且與US 5079082類似，涂層也浸入了部分基體材料內(nèi)部，涂層的熔點(diǎn)和軟化點(diǎn)分別達(dá)到了 1949°C和1593— 1649°C。2010年公開的專利 US 7767305 BI “High efficiency tantalum—based ceramic compositestructures”中所描述的涂層組分主要為二硅化鉭、硼硅玻璃，也可添加二硅化鉬等，燒結(jié)溫度在1220— 1315°C之間，耐高溫性能達(dá)1650°C。
[0004]國內(nèi)關(guān)于剛性隔熱瓦涂層的文獻(xiàn)資料則相對較少，中國專利CN 101691138 B “航天飛機(jī)隔熱瓦的制備方法”中僅簡單提及到了剛性隔熱瓦涂層的組分及成型工藝方法。郭金華在其學(xué)位論文《隔熱瓦表面高發(fā)射涂層的制備與性能優(yōu)化》中，對隔熱瓦涂層進(jìn)行了有意義的探索研究，但其工作主要集中于涂層組分配比及成型工藝等方面，主要關(guān)注涂層的發(fā)射率和抗熱震性等。武勇斌等發(fā)表的科技論文《陶瓷隔熱瓦表面S12+B2O3—MoSi2+SiB4涂層的制備與性能研究》制備了隔熱瓦涂層，并對其進(jìn)行了基本性能的表征。
[0005]縱觀上述公開資料可以知道，剛性隔熱瓦涂層成型工藝類似，具體來講就是:先制備剛性隔熱瓦的陶瓷基體材料，而后在其表面涂敷涂層漿料并干燥，最后將其置于高溫爐中經(jīng)高溫?zé)Y(jié)熱處理獲得剛性隔熱瓦。值得注意的是，剛性隔熱瓦涂層制備過程中的燒結(jié)溫度一般都在1000°C以上，例如，專利US3953646、US3955034明確涂層燒結(jié)溫度為927—1371。。，專利 US4093771 規(guī)定燒結(jié)溫度在 1000— 1400°C之間，專利 US 20010051218 AUUS6444271 B2 和 US 6749942 BI 涂層的燒結(jié)溫度為 982— 1427°C，專利 US 7767305 BI 的燒結(jié)溫度在1220—1315 °C之間。
[0006]—般來說，剛性隔熱瓦在涂層的高溫?zé)Y(jié)過程中會出現(xiàn)收縮和變形，尤其是對于尺寸較大且厚度較小的陶瓷基體材料來講，情況更加嚴(yán)重。例如專利US4093771在其【背景技術(shù)】中就提到，此前涂層技術(shù)所采用的1260°C以上的高溫?zé)Y(jié)會使得基體材料產(chǎn)生變形，而在其描述的技術(shù)中通過加入玻璃助熔劑將燒結(jié)溫度降低，并且一次燒結(jié)成型，基體的變形和收縮有所改善，但并未給出樣件的具體尺寸和變形量等數(shù)據(jù)。除此之外，在公開的專利和文獻(xiàn)中均未專門提及剛性隔熱瓦在涂層成型過程中的變形問題，更未提及剛性隔熱瓦在涂層成型過程中的變形控制方法。但是，由于變形的剛性隔熱瓦在后續(xù)的裝配等工藝環(huán)節(jié)以及服役過程中均會產(chǎn)生很大的不利影響，因此必須發(fā)展其變形的有效控制方法。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]本發(fā)明解決的技術(shù)問題是:克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種剛性隔熱瓦涂層成型過程中的變形控制方法，該方法工藝簡單，與直接將基體材料加工至最終所需厚度再進(jìn)行涂層成型的常規(guī)方法相比，采用該方法后，剛性隔熱瓦在涂層成型過程中的變形可得到有效控制。
[0008]本發(fā)明的技術(shù)方案是:一種剛性隔熱瓦涂層成型過程中的變形控制方法，所述剛性隔熱瓦為長方體或者平行六面體，包括如下步驟:
[0009](I)對剛性隔熱瓦陶瓷基體材料毛坯進(jìn)行初步加工，使其外型為長方體或者平行六面體，剛性隔熱瓦陶瓷基體材料毛坯初步加工完畢后的長度和寬度均在100— 500_之間，厚度不小于20mm，且初步加工完畢后的厚度至少較最終所需厚度大5mm ；
[0010](2)在初步加工后的剛性隔熱瓦陶瓷基體材料兩個(gè)面積最大的表面中選擇一個(gè)表面涂敷配置好的涂層漿料，并干燥；
[0011](3)將經(jīng)過步驟(2)涂敷涂層的基體材料置于高溫下進(jìn)行燒結(jié)熱處理，燒結(jié)熱處理完畢后從高溫環(huán)境中取出冷卻至室溫；
[0012](4)對剛性隔熱瓦陶瓷基體材料兩個(gè)面積最大的表面中未涂敷涂層漿料的表面進(jìn)行二次加工，將剛性隔熱瓦減薄至最終所需的厚度，實(shí)現(xiàn)剛性隔熱瓦涂層成型過程中的變形控制。
[0013]所述步驟(2)中，若對兩個(gè)面積最大的表面以外的表面涂敷涂層