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411.
412.
通过两种反雷达隐身技术途径的对比,论述了反雷达隐身涂层在未来的优势,利用Chebyshev多项式建立非线性方程组,通过计算机辅助分析,仿真结果说明了设计的有效性. 相似文献
413.
介绍了保护涂料在热处理中的应用,并比较了保护涂料对热处理后零件的有关性能和质量的影响。经试验和应用后表明:处理后的零件,其表面氧化失重少,脱碳倾向小,硬度高,对机械性能,淬透性无大影响,是一种比较理想的最终热处理保护方法。 相似文献
414.
本文介绍了钛合金结构件配合面无机防粘涂层WFZ所具有的一系列优点。各项试验表明:WFZ涂层能满足新机生产的要求。 相似文献
415.
416.
417.
为考察钙镁铝硅酸盐(Calcium-Magnesium-Alumino-Silicate,CMAS)侵蚀对柱状晶间微裂纹附近温度场、应力场以及能
量释放率的影响规律,建立含微裂纹的电子束物理气相沉积(Electron Beam-Physical Vapor Deposition,EB-PVD)热障涂层数值模
型。分析了材料常数、裂纹角度及裂纹长度对微裂纹尖端场的影响,详细讨论了循环热载荷下CMAS 对微裂纹特性的影响规律,获得
了CMAS 侵蚀对应力场分布影响的3 个不同阶段。结果表明:裂纹尖端应力随CMAS 侵蚀深度和涂层间热失配的增加而显著增大;
随着CMAS 侵蚀时间的延长,涂层的隔热性能降低,裂纹尖端应力显著增大,易造成涂层的分层剥落失效;随着CMAS 侵蚀深度的增
加,裂纹尖端温度场和应力场以及能量释放率明显变化,且受裂纹角度影响显著。 相似文献
418.
以提高钛合金的抗蠕变性能为目的,在TA32钛合金基体上制备由NiCrAlY黏接层(BC)与氧化钇稳定二氧化锆陶瓷层(TC)组成的热障涂层(TBCs),对带TBCs钛合金抗蠕变性能进行实验与数值模拟研究。结果表明:TA32与TBCs的蠕变速率相差较大,在高温拉伸时TC会对BC和基体的蠕变变形产生明显的约束效应,且TBCs中BC承受的轴向拉伸应力较大。在400 ℃和600 ℃实验温度下,TBCs可将TA32的抗蠕变性能分别提升56%与175%,但当实验温度达到600 ℃、拉伸应力达到200 MPa时,TC发生了严重的开裂与剥落。 相似文献
419.
420.
Differently from traditional integration satellites, the modular satellites consist of several structurally independent modules and the heat dissipation is unevenly distributed, while the interface between modules should support repeatable connection separating. Therefore, the traditional thermal control design, which supports the independent heat dissipation of an integration satellite, cannot meet the thermal control requirements of the modular satellite. In this paper the modular thermal control technology is proposed. The carbon nanotube array on metal substrate is used as the thermal interface of the modules to realize the separable cross module heat transfer. The internal surface of structural panels is coated by graphene film to enhance the internal heat transfer in the modules with limited internal space. The smart thermal control coating is used at all the heat rejection surfaces to suppress the orbital heat flux variations. By using the technology, the thermal connection of the assembly and reconstruction system is built and the synergistic heat dissipation of the whole satellite is achieved. As to validate the proposed technology, the finite element model of the circular low earth orbit satellite is established and the in orbit temperature in the extreme working conditions is simulated. The result indicates that the modular thermal control technology proposed in this paper can satisfy the thermal control demand of the modular satellite. 相似文献