A100钢表面粗糙度与HVOF碳化钨涂层结合强度

采用超音速火焰喷涂方法在AerMet100钢(A100钢)基体上制备了WC10Co4Cr涂层,研究了不同喷砂条件对AerMet100钢表面粗糙度变化及对涂层与基体结合强度的影响.之后将涂层使用化学方法退除,观察涂层制备对AerMet100钢基体表面状态的影响,分析了粗糙度与涂层结合强度之间的关系.结果表明:AerMet100钢基体不同吹砂工艺产生的表面粗糙度 S_a=0.994~4.983 μm时,超音速火焰喷涂WC10Co4Cr涂层的结合强度均不低于72 MPa.喷涂涂层过程对基体表面状态没有较大影响:基体粗糙度 S_a<2 μm时,喷涂后,基体表面的粗糙度略有降低;基体粗糙度 S_a>3 μm时,喷涂后,基体粗糙度略有升高.超音速火焰喷涂的碳化钨钴涂层与AerMet100钢基体的结合同时存在物理与机械力结合,以前者为主要结合力.     

热障涂层的残余应力分析

建立了热障涂层结构的残余应力计算公式,分析了陶瓷层和氧化层弹性模量、热膨胀系数及其厚度的变化对残余应力的影响.结果表明:陶瓷层和氧化层的面内残余应力均为压应力,其数值与温降成正比;自身弹性模量越高或热膨胀系数越小,陶瓷层或氧化层的残余应力越大;厚度变化对残余应力的影响很小;典型情况下陶瓷层的室温残余应力接近300 MPa,明显低于大块陶瓷材料的抗压强度.这些结果对分析热障涂层结构的失效机制有指导意义.      

热、力耦合作用下热障涂层的失效机制

针对热障涂层服役环境中热物理化学环境与机械载荷耦合作用的特点,采用交流阻抗谱法与声发射法对热障涂层在恒定外载荷(高温蠕变)以及交变载荷(高温低周疲劳)作用下的失效过程进行了考察分析,研究发现,交流阻抗谱中低频段阻抗值的变化可以有效地反映热障涂层热氧化层内横向裂纹的萌生及扩展;有无外机械载荷作用下热障涂层的热循环失效的模式截然不同,在高温蠕变条件下,热障涂层的裂纹并不产生在热氧化层内,而是产生在热氧化层与柱状晶之间的等轴晶区;而在高温低周疲劳条件下裂纹是在粘结层与高温合金基体的扩散层处.      

喷涂功率对纳米热障涂层组织及性能的影响

采用扫描电子显微镜(SEM,Scanning Electron Microscopy)、X射线衍射(XRD, X-Ray Diffraction)等方法研究了大气等离子喷涂功率对纳米Y₂O₃部分稳定的ZrO₂ (YSZ,Yttria Stabilized Zirconia)热障涂层组织结构及热震性能的影响.结果表明,不同功率下制备的陶瓷层包含熔融相和未熔相,未熔相中存有纳米晶粒,相组成为四方相ZrO₂.随着功率的增加,涂层的纳米区域逐渐减少,孔隙率逐渐降低,热震寿命先增加后减少.涂层失效位置位于靠近TGO(Thermally Grown Oxide)处的陶瓷层中.     

热障涂层红外热无损检测的建模和有限元分析

在柱坐标系下以轴对称模型描述热障涂层结构TNDT(Thermal Non-Destructive Testing)的瞬态热传导,建立相应的物理模型.用有限元分析软件ANSYS计算热障涂层结构受热脉冲激励后的温度场,研究TNDT可检信息参数(如最大温差和最大对比度)与脱粘缺陷半径、深度、涂层厚度的关系.结果表明,在涂层厚度一定时,最大温差和最大对比度与脱粘缺陷半径成非线性关系,它们随着缺陷半径的增大而增加,且存在上限饱和值;在缺陷半径一定时,最大温差和最大对比度与涂层厚度成非线性关系,且随着涂层厚度的增加而减小.这些研究结果为热障涂层内部脱粘的红外热无损检测及表征提供了基本理论依据.     

Cr对ZrO2/Ni热障涂层界面结合的影响

热障涂层广泛用于航空、航天领域,涂层与基体的界面结合强弱是决定涂层寿命的一个关键因素.为了提高其使用寿命,必须要求涂层与基体的界面有较好的结合.利用密度泛函理论框架下的第一性原理离散变分(DV)方法研究了ZrO₂Ni热障涂层界面的能量学和电子结构,讨论了替位型掺杂的Cr在ZrO₂Ni热障涂层界面中的作用.结果表明:Cr容易偏聚于界面处(偏聚能达6.03eV),Cr使得体系结合能增加,体系更稳定,有利于界面的结合;界面处原子电荷占据数和电荷密度计算表明:加入Cr后跨界面方向的电荷密度增加,同时也使得界面内电荷密度增加,这有利于跨界面方向的以及沿界面方向的成键,从而加强了涂层与基体材料的结合.     

等离子喷涂纳米TiO2涂层及其光催化性能

原始喷涂粉末经过喷雾干燥法造粒,采用等离子喷涂工艺在普通载玻片上制备了纳米TiO₂涂层,并对涂层在300℃,400℃,500℃进行热处理.采用X射线衍射(XRD)方法对TiO₂涂层进行了相结构分析;用扫描电子显微镜(SEM)、透射电子显微镜(TEM)观察涂层的微观形貌;用压汞方法测量涂层的孔隙率.结果表明,喷涂后锐钛矿型TiO₂含量大约在30%~50%,粒径10~30nm,孔隙率小于6%,热处理后涂层更致密,孔隙率降低.喷涂电流为400A且未经过热处理的TiO₂涂层具有最佳光催化效果.     

基于涂层传感器的金属结构疲劳裂纹监测

针对飞机金属结构在服役过程中的裂纹扩展实时监测需求,提出一种现代表面技术与电位法原理相结合的疲劳裂纹监测研究方案.在结构易出现裂纹的热点部位制备了一种具有绝缘隔离层、导电传感层和封装保护层3层结构的裂纹监测涂层传感器.然后进行了疲劳裂纹监测试验,结果表明:通过分析涂层传感器电阻(电位)的变化可以实现对2A12-T4铝合金连接结构多个部位的裂纹同时进行有效监测.此外,还对表面制备涂层传感器的试样与原始试样的疲劳特性进行了对比研究.结果表明:应用现代表面技术在2A12-T4铝合金表面制备涂层传感器,对其疲劳性影响甚微.     

厚度和环境对复合涂层导电性能的影响

为了给数字化刻铣曲面频率选择表面(FSS)结构的制作和加工提供参考和依据,对比研究了含片状银粉颗粒的聚氨酯基和环氧树脂基2种复合导电涂层的基本性能,并通过环境加速试验,重点研究了温度、湿度以及腐蚀气氛对2种导电涂层的界面强度、微观结构和导电性能的影响.通过电桥法测量涂层表面电阻的变化,并通过扫描电境观察环境试验前后,涂层表面和剖面的微观结构和形貌变化.试验结果表明:聚氨酯基涂层的综合性能优于环氧树脂基涂层;在实验所涉及的参数变化范围内,环境因素对2种涂层与基体的界面结合影响不大,但对其导电性能的影响比较明显.环境因素对导电性能的削弱作用,源于相应过程中导电涂层的微观结构损伤.     

喷涂粉末对Al-Cu-Fe准晶涂层组织结构的影响

准晶材料具有低热导率、低磨擦系数、良好的耐磨性和抗氧化性、高硬度、高温塑性等优异性能,使之适于作为表面防护涂层.为了提高钛合金的抗高温氧化性能和耐磨性能, 采用低压等离子喷涂方法LPPS (Low Pressure Plasma Spraying)在钛合金表面制备了Al-Cu-Fe准晶涂层.通过改变喷涂粉末的成分和粒度大小,研究了喷涂粉末对制备态涂层相结构及微观形貌的影响. 由X-射线衍射XRD(X-Ray Diffraction)、扫描电镜SEM(Scanning Electronic Microscope)分析得出:采用原子比为Al70Cu20Fe10、粒度为-325目的粉末制备的涂层,在800℃下真空退火处理2?h后,结构均匀致密,二十面体准晶相(I相)含量高,并只含有少量的β相.     

火焰筒结构局部热屈曲分析方法

根据局部热屈曲的失效机理,考虑局部温度和压应力水平两个热屈曲主要因素,从以应力函数和挠度函数为变量的受热板控制方程出发,推导出薄壁结构热屈曲失稳边界的判据表达式.依据确定的热载荷和设计的压力载荷,确定火焰筒结构的局部热屈曲危险部位,并将子模型技术引入到热屈曲分析中,确定危险部位的临界温度和临界压应力,以此对火焰筒结构进行局部热屈曲判别.通过工程实例的初步验证,计算与试验结果吻合良好,对火焰筒结构设计具有重要的工程应用价值.     

引脚式表面贴装元件的数值热分析

建立了四边引线塑料扁平封装(PQFP, Plastic Quad Flat Package)数值热模拟的详细模型和简化模型,实验验证了这两种模型的模拟精度.对PQFP在机载恶劣环境下的稳态热性能进行了研究,分析了影响元件内、外热阻的各种因素.结果表明,内部采用多层结构设计是改善PQFP元件热性能的最佳方案,而在采用强迫空气冷却时,空气速度不应大于5m/s.对承受脉冲形式热载荷和环境温度随时间变化两种情况下的PQFP元件进行了瞬态热特性研究,获得了芯片结点温度随时间变化的曲线,可用于研究元件因过热引起的热应变、热损坏和电信号失真,为改进和优化元件热设计提供科学依据.      

高空高速无人飞行器热控制系统设计

针对飞行时间短、速度和高度变化快、表面温度波动大的无人飞行器UAV(Unmanned Aerial Vehicles)热控制系统设计难题,提出了一种可解决实际工程问题的热分析计算方法.即把热天工况、冷天工况和标准天工况作为设计/试验工况;采用参考温度法、高超音速工程预测法或计算流体动力学CFD(Computational Fluid Dynamics)数值模拟法,确定了飞行器表面温度分布,并把其作为后续热分析数学模型的外边界条件;分析结构热容量对瞬态热载荷的影响,建立与之相应的边值问题方程,并采用有限差分法求解;根据高空高速飞行特点及瞬态热载荷值,确定仪器设备舱调温系统方案.     

碳基高导热材料及其在航天器上的应用

在分析航天器对于高导热材料的需求及应用特点的基础上,将碳基导热材料分为高导热石墨扩热板和高导热柔性石墨膜,总结了其在航天器上的典型应用场景.高导热柔性石墨膜可用于复杂结构等温化设计、柔性热传输等,高导热石墨扩热板可用于大功率元器件或设备扩热与传输.针对现有柔性导热材料柔韧性差、尺寸小、厚度薄等应用瓶颈,采用固相发泡技术...     

嫦娥五号探测器热平衡试验方案设计与实现

针对嫦娥五号探测器热平衡试验中面临的难题,在分析以往国内外航天器热平衡试验技术现状基础上,依据验证充分、有效与全面的原则,构建出一套探测器热平衡试验方案,提出一种基于“专用红外吸收式空间外热流模拟方式”的热平衡试验方法,设计了典型试验工况,同时优化了试验技术流程。地面热平衡试验结果结合在轨飞行数据表明：热平衡试验方案能够有效验证热控设计的正确性,专用红外吸收式外热流模拟装置偏差造成的温度影响不超过2℃,热平衡试验工况设置合理,技术流程优化,热分析模型相关性工作可使热分析模型更加准确可信。     

高超声速飞行器一体化防热与热控设计方法

围绕高超声速飞行器所遭遇的"热障"问题,阐述了防热与热控系统一体化设计的思想,指出将机身结构、防热与热控系统、推进系统耦合在一起进行一体化设计是解决"热障"问题的有效途径,并提出了不同任务需求的高超声速飞行器防热与热控系统方案思路.介绍了部分防热材料的性能,指出了在设计中选择防热材料的原则.对防热与热控系统的优化方法进行了探讨,指出了防热与热控系统一体化设计中涉及的关键技术,举例说明了防热与热控一体化设计的基本流程.      

储能钠硫电池保温层优化设计

为解决钠硫电池非真空保温结构存在的厚度过大、寿命短、可靠性不佳等问题,利用多层平壁导热理论建立保温结构数学模型,采用有限元分析软件ANSYS进行实体建模与数值模拟,分析不同性能保温材料对实际性能的影响,并提出一种通过了实验验证的钠硫电池保温结构优化设计方案.结果表明,优化方案满足了保温结构设计的需求;通过应用新型保温材料使保温结构厚度缩减了37.5%,从而减小了整体体积与重量;总结出根据材料属性与热阻安排保温材料布局的思路,保证了各保温材料在工作条件下的安全可靠.这对未来钠硫电池以及其他装置的保温结构设计与优化提供了技术参考.     

空间碳纤维壳结构导热增强方法试验研究

为提高空间碳纤维复合材料壳结构的导热能力,降低热控设计难度,并提高热控系统可靠性,设计了包含贴覆石墨高导热膜材料以及在外部包覆的多层隔热组件内增加高导热膜等在内的3种导热增强措施,分别按这3种方法制作了试件,并增加了对照组,进行了真空热试验。试验结果表明,贴覆石墨高导热膜材料的方法使碳纤维壳结构试件的当量导热系数增大了7倍,相较其他方法具有明显优势。若该方法与包覆含有高导热膜夹层的多层隔热组件的方法协同使用,可以取得更好的效果。     

时变热辐射环境下高温合金蜂窝板三维热变形测量

轻质、高强和隔热性能优良的蜂窝合金板结构已广泛用于航空航天领域,其在模拟瞬态气动热环境下的热变形是高速飞行器热防护结构设计的重要参数之一.首先,用自行研制的红外辐射瞬态气动热实验模拟系统模拟与其服役环境类似的时变热辐射环境,用新型"主动成像"三维数字图像相关(3D-DIC)测量方法对高温合金蜂窝板结构试件在时变热辐射环境下不同时刻的三维热变形进行了测量.其次,为保证三维数字图像相关测量方法能有效实施,提出一种制作稳定的大面积高温散斑新方法,该方法制作的高温散斑能在整个实验过程中保持稳定,可作为高温变形的有效载体.最后,用Hoff等效刚度理论计算高温合金蜂窝板在稳态时的最大翘曲位移.研究结果表明:210 mm×210 mm的高温合金蜂窝板在单侧面辐射加热条件下其面内变形为均匀热变形,而离面变形为轴对称的翘曲变形,在900℃时其最大离面翘曲位移约为1.6 mm;Hoff等效刚度理论计算结果与实验结果相吻合.