本發(fā)明涉及一種尾翼熱障涂層的噴涂方法，屬于熱噴涂領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

尾翼是火箭彈的重要部件之一，主要保證火箭彈的飛行穩(wěn)定性。當(dāng)火箭彈飛行速度超過一定馬赫數(shù)時，飛行時氣動加熱現(xiàn)象較為嚴(yán)重，會降低材料的強度、剛度和尾翼的承載能力，增大變形。隨著火箭彈射程的增加，對尾翼的耐氣動加熱能力要求提高，特別是對于飛行時間較長的火箭彈，持續(xù)的氣動熱與氣動沖刷會帶來嚴(yán)重的燒蝕現(xiàn)象，使尾翼從前緣部分開始熔化，導(dǎo)致翼面破壞，影響尾翼對火箭彈的飛行穩(wěn)定性的控制。解決尾翼燒蝕現(xiàn)象可采用在尾翼表面噴涂熱障涂層的方法，而熱障涂層作用的關(guān)鍵是看尾翼上噴涂熱障涂層的有效厚度。噴涂熱障涂層的厚度過低，耐燒蝕效果有限，但涂層的厚度過高會影響涂層與翼片的附著力，可能會導(dǎo)致熱障涂層未完全發(fā)揮耐燒蝕效果前，就在氣動沖刷下與翼片表面剝離。以目前常用的NiCr底層、ZrO₂面層的熱障涂層為例，采用傳統(tǒng)噴涂工藝在尾翼上進行噴涂，熱障涂層的有效厚度不超過0.4mm。如何能夠在尾翼上提高噴涂熱障涂層的有效厚度，是制約火箭彈長距離飛行穩(wěn)定性的技術(shù)難點。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是為了提高尾翼上噴涂熱障涂層的有效厚度，而提供一種尾翼熱障涂層的噴涂方法。

本發(fā)明的目的是通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)的：

本發(fā)明的一種尾翼熱障涂層的噴涂方法，具體步驟如下：

1)表面預(yù)處理

對整個尾翼的噴涂區(qū)域進行噴砂處理，要求噴涂區(qū)域粗糙度Ra≥8.0μm；

2)噴涂NiCr底層

按照依次噴涂迎風(fēng)面→頂棱→正面→反面的噴涂順序完成對整尾翼噴涂NiCr底層，其中，迎風(fēng)面與頂棱噴涂方向采用沿寬度方向噴涂，正面與反面的噴涂方向沿著迎風(fēng)面角度的方向；各噴涂參數(shù)為：噴涂電流500-550A，噴涂電壓55-60V，噴涂距離110-130mm，噴涂壓道量與噴涂“光斑”直徑比為1:3～1:5，送粉量為40-50g/min，噴涂厚度不超過0.3mm；

3)噴涂ZrO₂面層

采用與噴涂NiCr底層相同的噴涂順序、噴涂方向，在NiCr底層上噴涂ZrO₂面層，各噴涂參數(shù)為：噴涂電流600-650A，噴涂電壓65-70V，噴涂距離100-120mm，噴涂壓道量與噴涂“光斑”直徑比約為1:7～1:9，送粉量30-40g/min，噴涂厚度不超過0.6mm。

有益效果：

采用本發(fā)明的噴涂方法，尾翼涂層微觀組織的均勻性、致密性得到了極大的改善，進而使涂層與尾翼之間的附著力得到了顯著提高，噴涂后的有效涂層可達0.9mm，有效的解決了尾翼在飛行過程中燒蝕的問題，特別是迎風(fēng)面的涂層質(zhì)量能夠滿足現(xiàn)階段的飛行要求。

附圖說明

圖1為尾翼需要噴涂面的示意圖；

圖2為迎風(fēng)面、頂棱噴涂方向的示意圖；

圖中，1-正面，2-迎風(fēng)面，3-頂棱，4-反面。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明的內(nèi)容作進一步的說明：

實施例

如圖1所示，采用本發(fā)明的噴涂方法對某火箭彈尾翼進行噴涂，具體步驟如下：

1)表面預(yù)處理

對整個尾翼的噴涂區(qū)域進行噴砂處理，要求噴涂區(qū)域粗糙度Ra≥8.0μm。

2)噴涂NiCr底層

噴涂順序為先噴涂迎風(fēng)面→頂棱→正面→反面，迎風(fēng)面與頂棱噴涂方向采用沿著寬度方向噴涂，如圖所示，正面與反面的噴涂方向沿著迎風(fēng)面角度的方向。各噴涂參數(shù)為：噴涂電流500A，噴涂電壓55-60V，噴涂距離110-120mm，噴涂壓道量與噴涂“光斑”直徑比為1:4，送粉量42-45g/min，噴涂厚度為0.3mm。

3)噴涂ZrO₂面層

ZrO₂面層的噴涂順序、噴涂方向與NiCr底粉一致，調(diào)節(jié)噴涂參數(shù)，噴涂電流600A，噴涂電壓65-70V，噴涂距離100-110mm，噴涂壓道量與噴涂“光斑”直徑比為1:8，送粉量32-35g/min，噴涂ZrO₂厚度0.6mm。

該涂層整體厚度可達0.9mm，涂層耐高溫性能和耐沖刷性能滿足飛行過程中氣動熱和氣動沖刷的要求。