火箭之类的高速飞行器，其发动机壳体必须有高性能的外防热涂层，这种外防热涂层不仅要能够承受最大马赫数达9左右的飞行速度对其表面的强烈冲刷，而且还需要承受由于气动加热而引起的上千度的高温，同时，在发动机较长时间的工作过程中这种外防热涂层还需具有良好的隔热性能，以保证发动机的正常工作。随着新型高性能飞行器飞行速度的不断提高，发动机壳体承受的热环境日趋恶劣，主要表现为热流密度加大，气动冲刷严重，对发动机壳体外防热涂层提出了更高的要求。西安航天化学动力厂采用一种以室温固化高强度硅橡胶为基体材料，加入耐烧蚀和隔热等填料的涂料材料，在某战术火箭上取得较好的防隔热性能。
他们所用的涂层材料的基本性能为：密度1.14~1.23g/cm3；拉伸强度2.50~3.00MPa；延伸率120~160%；剪切强度2.00~2.45MPa；扯离强度2.1~2.56MPa；热导率0.28~0.30W•(m•k)-1；线胀系数1.7410-4K-1；比热容1.50~1.70kJ•(kg•K)-1。
对喷涂不同厚度涂层的试样与无涂层试样进行电弧风洞对比试验，结果表明，风洞试验后涂层试样表面有部分剥蚀，表面颜色变浅，0.5mm涂层表面的质量烧蚀率低于0.1，相对于无涂层试样，降温幅度达到300°C；0.8mm涂层表面的质量烧蚀率在0.1左右，相对于0.5mm厚涂层试样，涂层的质量烧蚀率增大，烧蚀过程中带走的热量增加，试样的背壁温度更低，相对于无涂层试样涂层降温幅度可达到350°C。不同厚度的涂层，试样的质量烧蚀率随涂层厚度的增加而增大，背壁温度呈下降趋势，主要是因为表面防热涂层在热流作用下发生分解、熔化、蒸发、升华等多种吸热和散热的物理和化学变化，以自身的质量烧蚀带走大量热量，阻止了热量进一步向试样内部传递，从而达到防隔热目的。从试验结果可知，0.8mm厚涂层相对于0.5mm厚涂层，试样背壁温度可降低20~70°C，但涂层质量为消极质量，对飞行器的飞行不利。由于0.5mm厚涂层已经可以满足发动机的防隔热要求，从减少发动机的消极质量的角度考虑，取0.5mm厚涂层更为适宜。
发动机生产总装过程中，涂层有两种工艺过程：中温固化和室温固化。针对两种工艺对比试验表明，室温固化涂层质量烧蚀率比中温固化的略高，试样背壁温度低40~50°C。这是因为中温固化涂层比室温固化涂层固化温度高，交联密度较大，在风洞试验过程中涂层不易产生烧蚀，故质量烧蚀率较低，背壁温度也就高一些。
另外，试验还表明，硅橡胶耐烧蚀防热涂层修补后与未修补涂层防隔热性能相当。这是因为修补区域在修补完成后略高于未修补区域，在电弧风洞试验过程中，高出的部分首先受到热流的冲刷，造成涂层的部分烧蚀；待高出部分与未修补区域平齐后，整个试样表面被热流均匀冲刷形成烧蚀层，产生整个试样的烧蚀。(钢研）




备注：数据仅供参考，不作为投资依据。