高温防护涂层对燃气舵瞬态绕流场影响的模拟研究

采用流体计算软件Fluent研究了等离子体喷涂不同厚度的Zr O2涂层和W涂层对燃气舵瞬态绕流压力场和速度场的影响。结果表明,燃气舵前缘为激波最强烈位置,此处压力值达到最大,但速度值降至最低。燃气流受燃气舵形状的扰动在其前缘边缘和后缘处形成膨胀波,压力大幅突降,速度显著增大。为了提高燃气舵抵抗激波能力,需增加Zr O2涂层和W涂层厚度,但膨胀波强度有所增强。计算结果对探究添加等离子体喷涂涂层后燃气舵的防护有一定意义。     

纳米ZrO_2热障涂层隔热性能研究

为了研究纳米ZrO2热障涂层的隔热性能,设计了涂层结构并采用有限元分析软件分别对普通试样和纳米ZrO2热障涂层试样模型的温度场进行了计算。结果表明,纳米ZrO2热障涂层有着良好的隔热性能,热源温度越高涂层隔热效果越显著。在1000℃热源下,设计的纳米ZrO2热障涂层的最大隔热温度为250℃,平衡状态下隔热温度为71℃。采用大气等离子喷涂方法制备了计算模型中设计的涂层试样,并对试样进行了隔热试验。计算结果与试验结果一致。     

推力矢量燃气舵特性的机理分析

为了研究燃气舵气动特性的形成机理,采用N-S方程模拟了推力矢量燃气舵表面压力分布,得到了不同舵偏角下燃气舵周围压力的变化曲线,分析了燃气舵表面不同位置压力的大小.结果表明,舵偏角的变化对燃气舵背风面的压力影响不大;随着舵偏角的增大,燃气舵迎风面的压力变化很大;在升力贡献方面,靠近根部区域大于梢部,最大厚度处上游区域大于下游.     

等离子喷涂ZrO2复合涂层的热膨胀性能研究

研究了等离子喷涂方法制备Al/Ni-ZrO2系涂层的热膨胀性能,测试了各种ZrO2含量的复合涂层在不同温度范围下的线膨胀系数,发现当涂层陶瓷含量超过一定值,在高于700℃时发生反常热膨胀现象。分析了ZrO2相变和涂层金属氧化对膨胀的影响,提出了涂层内微裂纹的发展造成异常膨胀的机制,并建立了与之相适用的涂层微观结构模型。     

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。     

燃气舵气动特性的机理分析

运用工程算法对燃气舵的气动外形进行设计,借助数值模拟方法并采用结构网格和边界层处理技术对已设计的燃气舵进行了单舵片的三维纯气相、无粘、层流绕流情况进行仿真。得到了燃气舵在不同舵偏角下的绕流情况和特点,模拟了燃气舵表面的压力分布,绘制了舵片在不同舵偏角下受到的阻力与升力随时间的变化曲线,给出了压心位置与铰链力矩的变化情况,并对计算结果进行分析。     

钨渗铜燃气舵化学烧蚀计算

固体火箭发动机燃气舵的烧蚀主要包括 Al2 O3颗粒冲刷、化学烧蚀,采用商业软件 FLUENT 对某型号的固体火箭发动机尾流场和钨渗铜燃气舵的流场进行模拟,通过气固双向耦合计算稳态和瞬态的燃气舵的内部温度场分布和变化过程;编写插入 UDF 函数计算燃气舵与高温气流发生反应造成的化学烧蚀,计算燃气舵的化学烧蚀量。     

固体火箭发动机燃气舵热分析数值研究

采用顺序间接耦合的方法,针对某固体火箭发动机所使用的燃气舵,开展了偏转角度分别为0°、30°、45°的热分析数值研究.计算结果表明:偏转角度为0°、30°、45°时最大温度位置都出现在燃气舵前端;燃气在舵面上发生分离的区域主要是型面角度变化陡峭处,随着偏转角度的改变,分离点对温度影响程度也不同;偏转角的改变造成对附近流场的干扰程度增加,造成燃气在舵面上分离区域的改变,导致燃气舵侧面温度分布发生变化.     

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。     

LY12合金Ni/Al-Al_2O_3等离子复合涂层组织及性能的研究

本文研究了在LY12铝合金基体上等离子喷涂Ni/Al-Al_2O_3复合涂层的组织特征、绝热性能及耐磨性能。试验结果表朋,(1)涂层的断面均呈现为叠层状结构,其中含有大量微孔;(2)Al_2O_3涂层具有良好的绝热性能,可有效降低基体的受热温度,防止基体在高温下的失效;(3)Al_2O_3涂层的表面硬度大大高于LY12基体,使基体表面耐磨性能显著提高。文中还分析讨论了涂层厚度、工作温度对涂层绝热性能的影响。     

铬/镍镀层对甲烷发动机推力室再生冷却换热影响研究

采用三维整场求解的方法,对某甲烷发动机推力室身部进行流动/传热耦合计算,研究了内壁燃气侧铬/镍镀层对甲烷再生冷却身部换热的影响。研究结果表明,气壁镀铬/镍可以有效保护推力室喉部,降低室壁温度,当敷设0.05 mm镍镀层时,喉部壁温可降低24.4%,最大热流密度可减小20%;敷设0.05 mm铬镀层时,喉部壁温降低约23%,热流密度减小18.7%;气壁镀镍的热防护效果优于气壁镀铬,且镍镀层厚度越大,气壁温和液壁温降低越多,防护效果越好。     

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。     

3Y-TZP/BN纳米复相陶瓷的显微组织及其性能

利用化学包覆和热压烧结制备出晶界型3Y-TZP/BN纳米复相陶瓷,并与机械混合相同工艺热压烧结的微米复相陶瓷对比。结果表明:3Y-TZP/BN纳米复相陶瓷较对应的微米复相陶瓷保留了更多的t-ZrO2,并且形成精细均匀的显微组织;纳米h-BN第二相在基体中高度弥散,使引入的缺陷尺寸降低到100nm以下。这是造成材料能够获得优良力学性能的主要原因。在BN弥散相的体积分散达到20%时,3Y-ZrO2/BN纳米复相陶瓷保持了优异的强韧性,具有高质量的可加工性,并显示出类似塑性加工的特征。     

基于有限元分析的电子部件热应力仿真方法

针对实际的快速温变试验中不能直观迅速地了解引信电子部件失效的原因及其失效过程的不足,提出基于COSMOSWORKS有限元分析软件的引信电子部件热应力仿真方法。该方法是热结构的耦合运算,包括热分析和热应力分析。首先根据温度循环试验剖面图定义参数,包括分析类型和选项、材料属性、施加载荷和约束,划分网格,然后应用软件的热分析功能求解在一定边界条件下的温度场,将温度场的计算结果作为热载荷再进行热应力仿真,求解热应力应变分布。快速温变循环强化试验表明:仿真结果符合实际,通过热应力仿真能够直观快速地发现引信电子部件的失效原因,了解失效过程,解决引信可靠性承受快速温变能力差的问题,为分析引信电子部件的热失效机制、优化其结构、提高引信可靠性提供了理论依据。     

基于支持向量机的热喷涂层接触疲劳寿命预测

针对热喷涂层接触疲劳寿命的预测问题,利用装备再制造技术国防科技重点实验室研制的新型接触疲劳/磨损多功能试验机(RM-1试验机),基于中心复合设计进行等离子喷涂Al₂O₃-40%TiO₂ 涂层（AT40涂层）受到接触应力、转速、涂层厚度和滑差率共同作用下的接触疲劳寿命试验,并通过扫描电镜观察涂层的失效形貌。采用3σ准则检验接触疲劳寿命试验的可靠性,将黄金分割法与信息熵理论相结合,对训练集和测试集进行划分。基于支持向量机（SVM）原理,建立综合考虑接触应力、转速、涂层厚度和滑差率的寿命预测模型。研究结果表明：在接触应力、转速、涂层厚度和滑差率共同作用下,涂层的损伤失效主要是分层失效和表面磨损;采用中心复合设计方案得到的多因素接触疲劳寿命具有可靠性;基于SVM回归理论训练的预测模型具有较高的显著性,可用于表征AT40涂层接触疲劳寿命与接触应力、转速、涂层厚度和滑差率的函数关系,为喷涂层接触疲劳寿命预测提供理论参考。     

机载导弹弹体隔热层的热应力故障与对策

机载导弹自主飞行过程中气动加热导致剧烈的热冲击和高温环境是导弹面临的一个十分突出的问题。为解决某导弹弹体上陶瓷与金属材料连接部位因热膨胀系数差异大而产生的热应力结构破损问题,使用了一种通用隔热防护涂层降低热传导。然而这种防护层在温度冲击、高/低温储存环境试验中容易出现裂纹和裂缝,引起结构故障。文章讨论了引起裂缝、裂纹的原因以及为解决隔热防护涂层热应力破坏而进行的材料、工艺试验与改进工作。