纳米复合镍粉雷达吸波涂层研究

采用机械化学法将纳米SiC包覆在镍粉表面制备复合吸波材料,将该材料喷涂在基体上制备吸波涂层,并研究了SiC在复合材料中的含量变化对涂层吸波性能的影响.研究表明,SiC含量为10%时,纳米复合涂层的吸波性能最佳.与镍粉吸波涂层相比,该纳米复合涂层中频段的吸波性能明显提高,发射率小于-5 dB的带宽由7 GHz增加到10.4 GHz,涂层最高吸收值达到-23.4 dB.     

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.     

300M钢表面金属陶瓷涂层的制备工艺及性能研究

为推进金属陶瓷涂层在飞机起落架表面防护技术中更广泛的应用,制备了IPcote 9183和IPcote 9184两种金属陶瓷涂层并进行了微观组织、力学性能和防腐性能的研究,同时与传统电镀镉钛涂层进行了对比分析。结果表明,IPcote 9183和IPcote 9184金属陶瓷涂层的最佳制备工艺分别为三次喷涂三次表干以及一次固化（三喷三表一固）,两次喷涂两次表干以及一次固化（两喷两表一固）;与传统电镀镉钛相比,两种金属陶瓷涂层具有良好的综合力学性能;IPcote 9184涂层硬度最高,是IPcote 9183涂层的7倍,电镀镉钛涂层的4倍;IPcote 9183弹性模量最好,IPcote 9184次之,电镀涂层最差;IPcote 9183的结合强度是电镀层的4倍。电镀镉钛试样和IPcote 9184,9183共同涂覆的试样表面在720 h中性盐雾试验中未出现明显的锈蚀痕迹。     

齿位置对压气机级间封严影响的数值研究

通过对压气机级间封严不同齿位置时的流场和温度场进行数值模拟,获得其泄漏特性、旋流特性和风阻温升特性.研究单齿、双齿和三齿的相对位置对级间篦齿封严的流量系数、出口旋转比和风阻温升的影响.结果表明:单齿情况下,单齿在下游时的流量系数最小,出口旋转比和风阻温升最大.双齿情况下,上游和下游各一齿时的流量系数最小.三齿情况下,上、下游和中间各一齿时流量系数最小.出口旋转比和风阻温升都随流量系数的减小而增大.      

湿热对PI/ MoS2 涂层性能的影响

对钛合金表面的PI/Mo S2涂层进行了湿热老化试验,在70℃、98%RH条件下存储长达27 d。采用衰减全反射红外光谱和透射红外光谱分别对涂层表面及涂层进行分析测试,利用X射线光电子能谱对涂层表面成分进行分析。通过球盘摩擦试验机考察了湿热老化对润滑涂层的真空及大气摩擦性能的影响。采用拉脱法测试了湿热老化前后涂层附着力。结果表明,湿热会导致PI/Mo S2润滑涂层表面的胶黏剂聚酰亚胺被水解侵蚀,膜层表面深度在50 nm以内的部分Mo S2被氧化。湿热试验前后涂层的真空耐磨寿命降低13%,大气耐磨寿命降低16%;真空摩擦因数略有增加且波动增大,而大气摩擦因数显著增加,涂层附着强度也略显降低。     

波浪形非均匀间隙封严结构影响涡轮性能的数值模拟

利用数值模拟的方法研究了波浪形非均匀间隙封严结构和均匀轴向间隙封严结构下轮缘封严气流对涡轮性能的影响.研究表明:燃气入侵与出流结构受到静盘、动盘及主流切向速度的影响,以低于动盘转速同向旋转,并改变了转子的进气条件,增强了压力面马蹄涡强度,因此对转子出口流场造成很大影响.封严气流与上游导叶尾迹的相互作用引起转子通道内熵增,造成涡轮效率的下降.与均匀轴向间隙封严结构相比,波浪形非均匀间隙封严结构使大的入侵与出流结构破碎为小的结构,对涡轮性能的负面影响减小,涡轮效率提高了0.9%.结果证明了波浪形非均匀间隙封严结构在具有较好的封严效果的同时提高了涡轮性能.      

再生冷却推力室热障涂层系统的热结构分析

为了设计和优化适用于液体火箭发动机推力室的热障涂层,应用ANSYS的热-结构分析功能,对再生冷却推力室-热障涂层系统进行了热结构有限元分析,得到在不同涂层覆盖下,推力室壁中的温度场和应变场,并通过对热障涂层中应变场的分析,研究不同涂层发生分层剥落的关键位置以及主要驱动力。结果表明,陶瓷层厚度较大的YSZ+Ni Cr Al Y涂层拥有更优异的性能,使推力室壁在热试阶段的最大应变量减少约36.1%;工作循环中,涂层与推力室壁的接触面上会产生较大的应变量,最终有可能导致涂层剥落失效;粘结层能缓解涂层与推力室壁间的热膨胀系数不匹配,使陶瓷层在热试阶段的最大应变量减少约80%。     

探索新型陶瓷热障涂层材料助力航空航天发展——访昆明理工大学材料科学与工程学院冯晶教授

热障涂层对于航空发动机的重要性体现在哪些方面?国内热障涂层的研究及应用处于怎样的水平?冯晶:航空发动机的重要技术 是两盘一片和热障涂层,热障涂层是四大关键核心技术之一。航空发动机的效率取决于温度,温度越高效率也越高,但提高发动机的使用温度,要考虑材料是否耐受,目前发动机燃气的燃烧温度可以达到1500~1600℃,到达材料表面的温度大概是1100℃左右。未来对于航空发动机的要求将越来越高,其使用温度可能达到1800℃、2000℃,甚至更高。那面临的一个问题,就是如何保 证材料在这么高的温度下还能正常运转。目前发动机最常用的材料是镍基超高温合金,其服役的最高温度是1100℃左右,而且这个指标事实上还很难完成,那就需要使用热障涂层让其达到使用要求。     

氧化层非均匀增长对热障涂层应力分布的影响

利用扫描电镜对不同氧化程度的热障涂层(TBCs)进行观察,分析发现热生长氧化层(TGO)各部位并非均匀增长。假设热生长氧化层的形状为正弦曲线,用统计方法处理扫描电镜图片可以得到热生长氧化层的基本几何参数。由此建立单波形二维轴对称有限元模型,计算并分析了非均匀增长模型的应力状况。结果表明:相同温度下,非均匀增长模型的轴向、剪切和Mises应力分量的变化趋势与均匀增长模型的对应趋势一致;但是非均匀增长模型的各个应力分量最大值均小于均匀增长模型的应力分量最大值。      

PVD强化涂层在辊轧模具上的应用

为了解决冷辊轧模具寿命短、人工修复周期长、修复一致性差等问题,提高了模具耐磨性,延长模具使用寿命,在辊轧模 具表面涂敷了PVD强化涂层。采用真空阴极多弧离子镀技术,在不同材质模具钢表面制备AlCrN多元纳米硬质涂层。试验样品 基材选用Cr8W1Mo2V2SiNb、W6、Cr12MoVCo及V-4E工具钢作为样品基体,采用2种工艺制备硬质PVD涂层,V-4E基材AlCrN涂 层的晶粒尺寸最小,沉积的AlCrN涂层结构更致密。V4E+CrAlSiN强化体系获得最优的综合测试性能。验证结果表明：涂敷PVD 强化涂层可使模具寿命提高20倍以上。