2．5DC／SiC复合材料的热物理性能

分别采用热膨胀仪和激光脉冲导热仪测试2.5D C/SiC复合材料从室温到1400℃纵向、横向的热膨胀系数和厚度方向的热扩散系数.结果表明,2.5D C/SiC复合材料的热膨胀系数随温度的升高而缓慢升高,在350℃和700℃附近出现波动,且横向的热膨胀系数略高于纵向.热扩散系数随温度的升高逐渐降低,且下降速率随温度的升高而变缓.CVD SiC涂层后,材料热扩散系数提高1～2倍.     

发动机高压涡轮叶片的氧化损伤分析

高压涡轮叶片是涡扇发动机中工作条件最恶劣的零部件,不仅承受转子叶片自身的离心力、振动载荷,还承受极端的热应力,极易发生损伤.在叶片的各类损伤中,氧化损伤是最常见的一种,也是造成其他损伤的一个重要因素.本文通过对涡轮叶片构造特点的分析及热损伤机理的探讨,重点介绍了叶片的氧化损伤及其表现形式,为维修人员对损伤的判定提供参考...     

热障涂层及其在公司主产品上的应用前景

无论是对节能降耗，还是提高产品的性能，延长其使用寿命，在航空发动机、燃轮机、摩托车及其它热机上采用热障涂层均具有重要意义。     

纤维表面PIP-SiC涂层对2D-SiCf/SiC复合材料力学性能影响

采用低浓度先驱体溶液利用先驱体浸渍裂解(PIP)工艺在SiC纤维表面制备了SiC涂层,研究了浸渍裂解次数对纤维涂层形貌的影响.研究表明,采用10%的PCS先驱体溶液经3次浸渍裂解后可在纤维表面制得连续致密的SiC涂层.采用经涂层处理的SiC纤维布经热模压成型-先驱体浸渍裂解工艺制备了2D-SiCf/SiC复合材料,其弯曲强度随制备涂层浸渍裂解次数的增加先增后降,经3次浸渍裂解制备涂层的复合材料强度最高,由未经涂层处理的163.5MPa增大到245.9MPa,强度提高近50%.研究证明,SiC纤维表面SiC涂层使纤维在材料致密化过程所受的损伤减小,同时改善了界面,使复合材料强度明显提高.     

控制航空发动机运转间隙的热喷涂封严涂层

介绍了控制航空发动机运转间隙的热喷涂封严涂层的研究和应用，即等离子喷涂聚苯酯／铝硅封严涂层，氧－乙炔焰喷涂六方氮化硼陶瓷封严涂层，以及等离子喷涂钇稳氧化锆陶瓷封严涂层。此外还针对现有的问题提出了今后应开展的研究工作。     

涂层加速老化与自然曝晒试验的相关性分析

为了研究加速老化试验与自然曝晒试验的相关性,进行了飞机典型7B04 T74铝合金-30CrMnSiA钢-7B04 T74铝合金双排8个钢螺钉连接件在防护涂层加速谱下6个周期的加速老化试验和海南万宁2年的自然曝晒试验。观测并记录了不同加速周期和曝晒年限的防护涂层失光、变色、粉化、起泡、开裂、剥落和基体腐蚀现象,对加速老化和自然曝晒的防护涂层表观老化特征、基体腐蚀产物进行了对比分析,表明加速老化试验可以再现外场老化特征。考虑到防护涂层老化特征的多属性和动态性,对2种环境下的老化损伤进行了综合量化评估,用指数函数描述老化特征量随时间的变化规律。通过老化动力学规律的对比,给出了当量加速关系的表示形式,并得到了加速谱和海南万宁自然曝晒试验的当量加速关系为0.4年/周期。      

高温氧化对EB-PVD热障涂层内部应力场分布影响的数值模拟

针对电子束物理气相沉积(EB-PVD)热障涂层(TBCs)复杂结构的特点,选用Walker黏塑性本构模型实现对其高温力学行为的准确描述.选择具有叶片曲率特征的圆管试样,并借鉴实际发动机载荷特征进行数值分析.重点考虑EB-PVD热障涂层界面的形状以及热生长氧化层(TGO)厚度变化对应力场的影响.计算结果表明,直线型界面对EB-PVD热障涂层结构的应力场改变不大,而余弦界面对EB-PVD热障涂层的应力场改变的幅度可达2倍之多;热生长氧化层的出现导致陶瓷层界面处的应力绝对值增加;无论是循环至最高温度1 050℃还是冷却到100℃时,界面波谷始终受径向压应力,此处不易形成损伤,而波峰处的应力比较大,且其应力状态是损伤容易形成的部位,可以认为是陶瓷层失效与破坏的危险点.