TiN/Ti多层涂层高速冲击损伤特征研究

为研究砂粒高速冲蚀TiN/Ti多层涂层的损伤特征,采用有限元方法模拟砂粒冲蚀TiN/Ti多层涂层过程,研究单颗粒高速冲击下涂层总厚度、调制比、冲击角度对TiN/Ti涂层损伤特征的影响。结果表明:砂粒冲击涂层过程中,冲击中心正下方的各TiN层下表面和冲击接触半径附近的各TiN层上表面均分布较大的拉应力,在冲击中心正下方各TiN层上表面主要分布较大的压应力;涂层内的最大拉应力和基体最大等效塑性应变随着涂层总厚度的增大先增大后减小,厚度最大时体现出良好的抗冲击性;增大多层涂层的调制比会造成涂层内的最大拉应力以及基体的最大等效塑性应变不断增大;砂粒冲击角度从小角度到大角度的过程中,涂层内的最大应力和基体最大等效塑性应变不断增大,冲击角度为90°时,TiN/Ti多层涂层的梯度作用不明显。     

钛合金TC6等温锻造时的高流动应力和显微组织演变分析

通过热压实验确定了钛合金TC6等温变形时的温度升高和真应力应变曲线。实验条件：变形温度800℃～1040℃,应变速率0．001s^-1～50s^-1,变形量30％～50％。实验结果表明钛合金TC6的流动应力变化主要取决于工艺参数的变化,尤其是变形温度和应变速率。该合金的最大应力和稳定应力有着相同的特性,即随着应变速率的增大和变形温度的降低而增加。等温锻造时,微组织特性——体积分数、晶粒尺寸、原始α晶粒排列是随着温度、变形量和应变速率的变化而变化的。     

液压自紧炮身(半精加工)的应力与强度

本文研究的对象是开端液压自紧圆筒(Ni-Cr钢)。用考虑材料应变硬化的最简单解法计算加压过程中圆筒的应力分布及内压-外表面应变关系。将材料单向拉伸-压缩曲线中的鲍兴格效应线性化;以圆筒塑性区中的切向应变代替相当应变,求卸压过程应力变化及内压-外表面应变关系的解。进而可由加压与卸压两个过程应力分布的代数和求残余应力。由于上述近似计算,所以这种解是最简单的。文中用试验和理论分析验证了这种近似的合理性,并用自紧过程内压-外表面应变的实际测定和自紧圆筒残余应力的测定证明这种理论解有相当满意的准确性。在上述残余应力理论分析的基础上,本文初步探讨了液压自紧炮身强度设计和自紧工艺参数设计的有关问题。     

变温场中热应力测试技术研究

变温场中非金属材料因温度变化所受到的拉压应力,可利用金属丝的应变-电阻效应把构件表面的应变量直接变换为电阻相对变化量的原理,通过电阻应变片进行其应变测量.已知主应力方向的单向应力状态时,沿主应力方向贴1片应变片可测得主应变.已知主应力方向的二向应力状态时,粘贴相互垂直的2片应变片可测得主应变.未知主应力方向时,应粘贴相互成45°的3个应变片测其应变分量并换算成主应变.由铜-康铜T型热电偶测温传感器、BE120-2BA双向应变片测应变传感器、FLUKE 2285B数据采集器、计算机及其应用程序构成的变温场中热应力测量系统,实现了应变和温度的同时测量及其数据采集、处理、显示等.     

管廊供热管道焊接环向肋板残余应力研究

为研究管廊供热管道焊接环向肋板残余应力,以其位于塑性和弹性时的应力-应变为理论基础,用极限分析法及弹性分析法验算肋板应力,用Ansys有限元数值模拟,分析温度场与应力场残余应力。结果表明:肋板材料内表面接近焊缝及焊缝区,轴向和环向残余应力呈拉应力,且随肋板与焊缝中心距离增大,拉应力缓慢上升,直至呈压应力,最终至残余应力全部消失;轴向与环向最大残余压应力分别位于距焊缝中心线19、25 mm处,最大值为87、73 MPa。     

热震试验中的纳米5YSZ和8YSZ涂层衍射峰变化

用大气等离子喷涂制备纳米ZrO2-5%Y2O3(5YSZ)和ZrO2-8%Y2O3(8YSZ)热障涂层,用X射线衍射分析涂层晶面峰位偏移和残余应力,对比5YSZ和8YSZ涂层的(111)晶面峰位变化,计算(111)晶面残余应力。结果表明:涂层热震一定次数各晶面峰位向低角度方向偏移,存在残余压应力。随热震次数增加,峰位偏移加大,晶面残余压应力不断累积,直到出现裂纹后不再累积。热震过程5 YSZ涂层晶面残余应力比8YSZ小,5 YSZ涂层比8YSZ热循环性能更好。     

涂层结构对梯度涂层温度与应力分布的影响

采用多层平板模型,利用有限元分析软件计算了不同涂层结构下梯度涂层高炉风口的温度场与应力场,并分析了涂层结构对梯度涂层内部温度分布与应力分布的影响。结果表明,涂层结构变化可以影响涂层内温度与应力的大小及转折点的位置。试验中设计的梯度涂层具有良好的隔热性能,且涂层内应力变化缓慢。当底层、中间层及面层厚度比为1∶1∶3时,涂层隔热效果最好,隔热温度达77℃;底层、中间层及面层厚度比为1∶2∶2时,涂层最大等效应力最小,其值为1.52E+9Pa。     

身管线膛精密径向锻造的锻透性分析

身管内膛加工质量是保证身管武器射击精度的重要因素,为了提高身管内膛加工质量,利用有限元模拟方法研究身管内膛线膛部位的锻透性,并建立线膛锻透成形极限图。以5.8mm口径线膛身管为研究对象,应用有限元软件Abaqus,建立了身管径向锻造三维有限元模型,分析了膛线成形中应力与应变的变化规律。结合内膛锻不透缺陷的表现形式,建立了以径向和周向塑性应变为表征的身管内膛膛线锻透的判断准则,即阳线上各点周向塑性应变变化率为0和径向塑性应变小于0. 根据判断准则,得到以锻造比及毛坯径比为表征的身管锻透极限图,并通过试验验证了锻透极限图的准确性。试验结果表明：模拟的毛坯外径与内径比为3.7时锻透的锻造比极限值为21.18%,在试验的未锻透与锻透的锻造比之间,证明了锻透判断准则和锻透极限图的合理性。     

耐热钢热扭转变形行为研究

以EA4T奥氏体耐热钢为试验对象,分析其热扭转变形行为,用NWS500微机控制热扭转机,在温度为800～1 200℃,应变率为0.01、0.1、1、10 s-1时,进行热扭转变形。结果表明:应变一定时,应力-应变曲线出现峰值,且随应变率降低、温度升高而降低;应变率与应变一定时,提高温度,扭转热变形抗力下降,温度为1 100～1 200℃时,变形抗力小于250 MPa,此时奥氏体耐热钢加工性能最优。     

宽温域宽应变率下丁羟四组元HTPB推进剂单轴压缩力学行为

为研究丁羟四组元端羟基聚丁二烯（HTPB）推进剂在宽温域宽应变率下的单轴压缩力学行为,基于万能材料试验机、高速液压伺服试验机、分离式霍普金森压杆,结合可程式恒温恒湿试验机等温控手段,开展了宽温域宽应变率下的推进剂单轴压缩力学性能实验,获取了-40,-25,-10,20,50 ℃ 5个温度下10^-4~10³ s^-1应变率的丁羟四组元HTPB推进剂的应力应变曲线,并建立了HTPB推进剂的分段式单轴压缩率温本构关系。结果表明,HTPB推进剂的力学响应存在显著的率温相关性,在任意应变率下其力学响应都呈阶段性变化,即线弹性阶段-非线性屈服阶段-应变软化阶段或应变硬化阶段;且在高应变率下,非线性屈服行为后的应变软化现象明显弱于低、中应变率。此外,高应变率时,随着温度的降低,应力应变曲线的变化速率逐渐减缓;而低、中应变率却恰恰相反,随着温度的降低,应力应变曲线的变化速率逐渐加快。HTPB推进剂的力学强度随着温度的降低显著增大,温度从50 ℃降低至-40 ℃时,HTPB推进剂试件在宽应变率作用下的最大应力从2.2~8.8 MPa增长至约11~22 MPa。同时基于实验数据构建了分段式率温本构关系,发现其在温度较高时拟合效果更好,能够较好地预测HTPB推进剂的力学行为。     

固化温度对浇注PBX固化应力的影响

为改进固化工艺,确保浇注高聚物粘结炸药(PBX)的发射安全性,采用自制的间接应力感应器测试了浇注PBX药浆从液态到固态转变过程中应力的变化。研究了固化温度对浇注PBX固化应力的影响。结果表明:热固性浇注PBX固化过程包括从常温到固化温度的快速热膨胀,恒温固化阶段的热膨胀与交联收缩及固化降温时的冷缩变形三个阶段。研究了恒温固化过程中测试瓶的变形。根据变形情况计算了浇注PBX的固化应力。固化温度对PBX变形影响明显。当固化温度为100,90,80,60℃时,浇注PBX在固化过程中的最大热应力分别为2.14,0.72,0.56,0.29 MPa;固化过程的收缩应力分别为0.29,0.25,0.24,0.21 MPa,显示固化温度对恒温阶段固化热应力及收缩应力影响较大,固化温度越高,固化热应力及收缩应力越大。可以根据固化过程的应变-时间曲线,采取前期低温固化以减小固化应力,在固化应力变化平稳的后期升高温度以提高效率的变温固化工艺。     

模数对药柱热应力的影响

为获得药柱模数对发动机结构完整性的影响,针对某一典型火箭发动机常用的圆孔药柱和星孔药柱,建立温度冲击下的计算模型,基于推进剂材料的粘弹性本构关系,结合热流变简单材料的特性,对不同模数的圆孔药柱和星孔药柱受温度载荷的情况进行了数值计算,得到温度冲击载荷作用下药柱的实时温度场及应力、应变特性,分析了不同时刻药柱内不同位置处应力、应变特性,应力、应变随时间的变化规律及最大应力、应变随模数的变化关系.分析结果表明圆孔药柱和星孔药柱内的最大应力值都随模数呈指数形式增长,危险点分别在药柱内壁处和星尖圆弧过渡处,药柱内的应力变化速度均大于应变变化速度.     

某履带车辆盘式制动器制动盘的瞬态热分析

针对某履带车辆盘式制动器,对其在紧急制动过程中的最高温度变化情况进行理论与仿真分析,结果表明:制动初始阶段,相对摩擦速度最大,摩擦产生能量最多,制动盘温度急剧上升,随着制动过程的进行,相对摩擦速度降低,温度上升速度也降低,最高温度将达到525.36℃.当机械能转化为内能的速度小于对流散热时,制动盘的温度开始逐渐降低.结合制动盘工作时的温度场分布,得到制动过程中制动盘内部应力应变分布情况.     

某发动机药柱极端温度发射结构完整性分析

为了对某型大长径比固体火箭发动机在极端温度发射时的结构完整性进行分析,采用三维热粘弹性有限元方法,计算得到了推进剂药柱在内压、轴向过载和极端温度载荷(-40℃和+50℃)联合作用下的位移、应变和应力分布规律。研究结果表明,推进剂药柱在高温和低温发射时位移最大值分别为9.3 mm和16.4 mm,Von Mises应变最大值分别为14.6%和23.5%,依据Von Mises应变准则,安全系数分别为2.74和2.46,满足结构完整性要求。     

高温处理后T2铜在高应变率下的动态力学性能

为分析高温处理后T2铜在高应变率下的动态力学性能,利用分离式霍普金森压杆(SHPB)对高温处理后的T2铜试样进行应变率为(2 000～4 000)s-1的动态压缩试验,得到各处理温度下的应力-应变曲线,分析其温度及应变率敏感性,研究晶粒尺寸对屈服应力及流变应力的影响。结果表明:随着处理温度的升高,T2铜的屈服应力、流变应力降低,表现出明显的高温软化效应;T2铜的峰值应力、应变与应变率间有较强的线性关系,具有一定的应变率敏感性;高温处理后,T2铜晶粒尺寸随处理温度的升高而增大,晶界数随晶粒的增大不断减少,导致屈服应力和流变应力降低,说明T2铜动态力学性能具有温度敏感性。     

炮射导弹发射过程发动机装药强度分析

为分析大过载下发动机装药的强度,采用基于Total Lagrangian方法的三维粘弹性大变形增量本构关系,用有限元方法对某轴向高过载下固体火箭发动机装药在发射过程中的应力应变场进行了数值模拟.结果表明,装药的最大等效Von Mises应力及应变值均发生在装药底部,根据最大变形能理论,最大等效应力及应变均不会引起装药结构破坏.装药与支撑面接触面积的变化,会引起装药最大等效应力和最大等效应变的变化,在装药内外两侧进行切削,会在相应位置引起应力集中.     

基于SVM算法的TATB基PBX单轴准静态应力应变关系

以1,3,5?三氨基?2,4,6?三硝基苯(TATB)基高聚物粘结炸药(PBX)材料为研究对象,在-40～75℃下开展了准静态的单轴拉伸、压缩试验,获得了预设17个温度点下的应力应变关系数据;以温度、应变为自变量,应力为因变量,基于支持向量机(SVM)算法对拉伸压缩条件下的应力应变关系进行了描述,并对构建的关系式进行了误差分析。结果表明,在-40～75℃内,材料的拉伸强度和压缩强度均随温度的升高而劣化,应力应变曲线的非线性和拉压非对称性特征变化明显;同时,采用一组参数基于SVM算法实现了不同温度下TATB基PBX拉伸压缩应力应变关系的描述,解决了模型参数常随温度变化的问题,构建的关系式平均绝对百分比误差不超过7.77%,相关系数均大于0.998,表现出了良好的适用性。     

低温动态加载下三组元HTPB复合固体推进剂的失效判据

基于三组元端羟基聚丁二烯(HTPB)复合固体推进剂在不同热加速老化时间(0,32,74,98 d)和不同加载温度(-50,-40,-30,-20,25℃)以及不同应变率(0.40,4.00,14.29,42.86,63 s~(-1))条件下的单轴和准双轴拉伸力学性能实验以及细观损伤观测实验,分析了加载条件对推进剂初始弹性模量,强度和最大伸长率的影响规律,确定了单轴和准双轴拉伸加载下推进剂的失效判据。结果表明:动态单轴加载下推进剂易因拉伸应力作用而失效,且热老化后推进剂抵抗破坏的能力降低,拉伸时的最大伸长率可选为失效判据。其次,拉压强度比更能反映推进剂的动态单轴拉压差异性,室温和低温条件下,其数值分别接近于0.4和0.2～0.3。动态准双轴拉伸加载下,推进剂的最大伸长率较单轴加载时明显降低,降低的幅度随热老化时间增长而增大,且温度越低,降低越明显。未老化推进剂在准双轴拉伸加载下的最大伸长率约为单轴拉伸条件下数值的60%～85%,而老化后约为40%～60%。低温高应变率条件下,最大伸长率不受应力状态和应变率变化的影响。动态双轴拉伸条件下的最大伸长率可选为相应加载下推进剂的失效判据以及点火建压条件下战术导弹固体火箭发动机(SRM)药柱结构完整性分析的判据,其数值可结合主曲线和老化模型确定。     

压应力对浇注PBX装药侧隙缺陷的影响

采用加压技术,研究了压应力和邵氏硬度对一种浇注高聚物粘结炸药(P-1)装药固化后侧隙缺陷的影响,分析了压应力、应变的关系,得到了P-1炸药加压固化过程中压应力-应变曲线的方程。对采用加压固化的炸药进行了CT检测。结果表明:当应变小于3.232%时,压应力低于0.071 MPa,压缩模量2.27 MPa。当应变大于3.232%时,压应力和模量值迅速上升。固化5~25 h,邵氏硬度由3 HA增加到59 HA。在初始邵氏硬度为8~24 HA时,施加14.2 k Pa压应力,应变为1.3%。辅助加压技术可有效消除装药侧隙缺陷。     

涡轮叶片等离子涂层应力分析

根据航空发动机涡轮叶片等离子涂层即热障涂层系统在各种工况下的特性,建立了叶片试件的结构模型及有限元模型。利用MSC.Marc软件对热障涂层进行了系统性的分析,分别计算了不同初始无应力状态温度和不同氧化层厚度条件下涂层内部的应力变化情况,从而了解热障涂层的失效特点和其影响因素的作用特点,为提高涂层的寿命提供理论参考。