1　前言

　　通常飞行马赫数Ma≥3时，由于气动加热的影响，导弹头部驻点区温度可达到400℃以上，这就要求结构设计必须考虑气动加热的影响，导弹飞行速度越快，气动加热问题就越严重，因此必须对其采取热防护措施（1），使其既能免受高速高温气流的冲蚀，同时保证壳体内部在一定时间内温度保持在要求范围内。隔热烧蚀涂料由于防热效率高，施工方便等优点，在外壳体热防护中被广泛使用；其工作原理是通过隔热层减弱热量交换的程度并且阻止热量向壳体内部传递；同时利用自身的热解吸热、热解气体的质量引射效应以及表面碳层的再辐射等系列物理化学反应，带走大量的热来达到防热目的。

　　目前常用的火箭发动机外壳体隔热涂料常用的是环氧类涂料和橡胶类涂料（2），两类涂料表现出较大差异。环氧类涂料与钢底材的粘结强度高，一般大于3MPa，但脆性大、断裂伸长率低，一般在1%以下。橡胶类涂料断裂伸长率比较高，一般在10%左右，但强度低，与底材的粘结性差。由于外界环境温度的变化和常规操作的挤压碰撞，易使外防护涂层在储存期间产生裂纹、导致开裂和脱落等现象。采用聚氨酯改性环氧有机硅树脂，既保留了聚氨酯优异的耐低温性和弹性，又保留了环氧有机硅的的高强度和耐热性，从而满足涂层在各种环境下的使用。

　　本项目采用聚氨酯改性环氧有机硅树脂，利用中空微球类材质的低密度和低导热系数的特性、复合阻燃颜填料的耐烧蚀性能的特性等助剂，制成轻质弹性隔热涂料。可解决火箭外壳体在高速飞行时免遭高温高速气流的烧蚀；阻止气动热向内部传递，保障控制系统准确可靠的工作；涂层的强度/刚度等力学性能满足在高低温交变环境和常规操作的挤压碰撞。

2　实验

2.1　原材料

2.2　仪器和测试标准

　　红外光谱仪：美国PE公司，spectrum2000x型，溴化钾盐片涂膜法.表征基料和聚合物的结构。

热重分析（TGA）：美国PE公司，TGA-7型热重分析仪，气氛为空气，升温速率10℃/min,测量范围0-600℃.

　　粘结强度：美国DFELS KO.COM .POSI ， TEST AJ型，标准GB/T 5210-1985涂层附着力检验方法。

　　漆膜强度测定仪：英国SYSTEM INSTRON.COM. ID 4466型拉力机，标准GB 528-92《硫化橡胶拉伸性能试验方法》，拉伸速率100mm/min，涂层厚度1.5-2.0㎜，23±2℃测试。

　　线烧蚀率测试：国产氧乙炔烧蚀试验机，标准GJB 323-1996，烧蚀时间10秒。

　　导热系数：台湾中诺导热系数测定仪，型号：ZY6250，标准GB/T-10295 2008

2.3　制样

2.3.1　树脂基体试样制作

　　按配方量将环氧有机硅树脂、胺固化剂和聚氨酯预聚物混合并搅拌均匀，熟化10分钟后，倒入模具，23±2℃放置7天后脱模，测试基体树脂的力学性能。

2.3.2　涂膜试样制作

　　按涂料配比将环氧有机硅树脂、复合阻燃剂和助剂混合，高速搅拌至细度50μm以下，加入增强纤维高速搅拌让其充分润湿后，加入中空微球慢速搅拌均匀；加入聚氨酯预聚物和胺固化剂，混合熟化10分钟后，倒入模具，23±2℃放置7天后脱模，测试性能。

3　结果与讨论

3.1　树脂结构共混前后变化

　　将环氧有机硅树脂、胺固化剂和预聚物混合前后进行红外光谱分析，结果见图：

　　固化前红外光谱图可看到环氧有机硅树脂85425px-1处为OH基团特征伸缩振动吸收峰，38000px-1和40475px-1为苯环骨架的震动吸收峰，22750px-1处为环氧基团的特征吸收峰，1091 cm-1和834 cm-1为si-o强伸缩振动吸收峰，这些吸收峰与双酚A环氧有机硅树脂的结构特征结构相符；

　　84100px-1处为N-H伸缩震动吸收峰，38725px-1为C-N伸缩震动吸收峰和N-H弯曲震动吸收峰，43650px-1处为C=O伸缩振动吸收峰，这三个峰是氨基甲酸酯的特征吸....