针对火箭弹飞行中尾翼遭受气动加热损伤而造成飞行失效的问题,通过分析其尾翼结构特征,设计了适应尾翼工况的热障涂层结构和等离子喷涂制备方法,分析了预处理对热障涂层与基体结合力的影响,以及等离子喷涂工艺参数对热障涂层沉积率的影响,并进行了热障涂层静态和动态测试试验.试验结果表明,该热障涂层与基体的结合强度由10MPa提高至20MPa,风洞试验中,热障涂层可以在1 800℃高温和20s时间内,克服气动热而不产生剥落.
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