航空发动机涡轮叶片热障涂层模拟试验装置

热障涂层是决定未来航空发动机与燃气轮机发展水平的核心技术.涂层剥落失效是热障涂层，尤其是我国热障涂层应用与发展所急需解决的关键问题.服役环境试验模拟装置是解决热障涂层剥落失效问题的必然措施.该文从静态试验模拟装置、动态试验模拟装置两个方面对试验模拟装置的国内外研究现状和发展趋势进行了详细的评述.最后，对航空发动机涡轮叶片热障涂层模拟试验装置的关键科学和技术问题进行了展望.     

关于热障涂层工况模拟试验涡轮模型设计的一些探讨

热障涂层是目前保护航空发动机内部热端部件、提高其热效率最常用的方法和发动机必备的关键技术之一.航空发动机热障涂层服役环境极其严苛,其剥落失效面临巨大瓶颈,研制热障涂层服役环境模拟装置是理解热障涂层机制的重点.该文基于航空发动机热障涂层热、力、化多场耦合等实际服役环境,探讨有关热障涂层工况模拟试验用涡轮模型的设计.该模型是热障涂层工况模拟装置的核心模块之一.主要内容如下:(1)基于动力学平衡原理,结合发动机两类叶片数量之比等比例设计导向、工作叶片热障涂层的数量和位置;(2)基于高温燃气与高速旋转交互作用后尾迹、湍流的位置设计导向叶片与工作叶片之间的夹角;(3)基于涡轮叶片高速旋转线速度来设计模型件关键部件,包括导向叶片、工作叶片、涡轮盘的尺寸;(4)基于不同试验目标与测试要求选用不同类型的涡轮模型,第一类模型适用于工作叶片热障涂层的模拟考核与导向叶片热障涂层检测,第二类模型适用于工作叶片热障涂层的检测与机制研究.     

先进热障涂层的强韧和破坏机制的标准规范研究

燃气涡轮发动机是高性能航空发动机和重型燃气轮机的主要形式与发展趋势,是体现国家核心竞争力与科技水平的重要标志.热障涂层是提高航空发动机和重型燃气轮机服役温度最切实可行的办法,但热障涂层的应用与发展面临系列挑战,在我国尤为突出,如涂层过早剥落,性能不稳定,承温能力不足等.该文对先进热障涂层的强韧和破坏机制的标准规范研究进行了详细的评述.具体包括:锆钽系涂层有望成为下一代高性能热障涂层,基于铁弹增韧的应变梯度调控的涂层成分与结构设计,基于界面粗糙度与晶粒纳米化的尺度效应的强界面设计,先进热障涂层微结构与强韧及破坏的关联,热障涂层制备装备与跨尺度力学行为的表征技术,跨尺度力学性能与破坏表征的标准规范.最后提出了未来的重点研究方向.     

航空发动机涡轮叶片热障涂层

正燃气涡轮发动机是国家科技核心竞争力的重要体现,而越来越高的涡轮前燃气进口温度则是先进燃气涡轮发动机的一大特征。高压涡轮叶片是发动机中承温和承载最为苛刻的核心部件,也是制约发动机发展的关键短板。高温合金是目前高压涡轮叶片唯一可行的结构材料,其中最先进单晶合金的承温能力为1 150℃左右,已接近高温合金的承温极限。即使采用先进的气膜冷却技术,到达叶片合金表面的燃气温度仍高于叶片合金的承温极限。国际公认,热障涂层是大幅提高发动机服役温度最切实可行的办法,故世界各航空强国均在     

循环热力载荷下含冷却孔热障涂层的强度分析

在实际服役工况下，燃气轮机涡轮叶片热障涂层较易在冷却孔附近产生开裂和脱落，造成严重的安全问题.为了深入研究这一过程中的机理，该文通过建立含冷却孔热障涂层系统的三维有限元模型，以实际工况下流固耦合计算得到的温度场作为边界条件，分析循环热力载荷下热障涂层内部应力分布和发展趋势.结果表明，在冷却孔附近的涂层界面间存在应力集中现象，且随着循环应力数值增大，应力集中区域发生迁移.TGO层的不规则生长导致了应力在孔口附近界面处集中，特别是孔口上游区域的TC/TGO界面和TGO/BC界面处.     

不同制备工艺的热障涂层高温下TGO生长规律及微观结构的演变分析

热障涂层作为一种耐高温、耐腐蚀的热防护陶瓷材料,被广泛应用于航空发动机的高温部件,改善了发动机的耐高温性能且延长了其服役寿命.在高温服役环境中,由于界面氧化导致的TGO生长是诱发涂层剥落失效的主要原因.剥落失效是制约热障涂层在高性能航空发动机上安全应用的重要瓶颈,因此准确预测高温下热障涂层TGO的生长规律及微观形貌的演变规律对理解热障涂层界面氧化剥落失效至关重要.基于此,该文开展了不同制备工艺热障涂层材料的高温氧化实验,来分析TGO的生长规律以及微观形貌演变规律.实验结果表明:NiCrAlYSi黏结层氧化速率最快,抗氧化性能最差,TGO的生长不规则,氧化后期容易剥落.NiCrAl合金样品在高温下的氧化速率较慢,TGO的生长缓慢,抗氧化性能较好.Pt扩散黏结层的氧化速率介于两者之间,TGO的生长速率缓慢.在分析合金材料氧化的过程中,发现样品表面的粗糙度对TGO的生长有较大的影响,表面粗糙度越小TGO的生长速率越快,与基底的结合性越好.     

等离子喷涂 物理气相沉积用YSZ粉末 制备及涂层表征

热障涂层与高温合金、气膜冷却技术并称为航空发动机涡轮叶片的三大关键技术.等离子喷涂 物理气相沉积（PS PVD）工艺是最具潜力的未来航空发动机热障涂层制备方法之一，其制备的羽 柱状结构热障涂层兼具APS和EB PVD热障涂层的优点.为了进一步提高热障涂层性能，需要开发与PS PVD工艺相匹配的新型YSZ粉末.该文先采用喷雾干燥法制备出3种不同纳米团聚YSZ粉末，再使用相同PS PVD工艺制备成涂层，最后对粉末特性和涂层性能进行评价，以研究制粉工艺 粉末特性 涂层性能之间的联系.实验结果表明：悬浮液固含量越高，制备出的粉末呈现球形越规则，粒径也越大，喷涂的气化率和沉积率越高；制备的YSZ涂层由致密初始生长层和羽 柱状结构两部分构成；使用固含量45%的悬浮液制备的粉末喷涂所获得的涂层具有良好的结合强度和抗热震性能.     

基于相场法的高温烧结条件下等离子喷涂热障涂层微结构演化模拟

为提高航空发动机性能,热障涂层被广泛地用于涡轮叶片上.涂层在高温下服役时,会发生烧结,使涂层变得更加致密,从而不可避免地增加了热障涂层的弹性模量和热导系数,强烈地影响了涂层的耐用性、效率和性能.该文针对等离子喷涂制备的热障涂层,建立了涂层的二维真实微结构有限元模型,并运用相场模型研究了在1 400℃烧结条件下涂层微结构随时间演化的动态规律.计算结果表明:在烧结初期,涂层中微裂纹在最窄处迅速愈合,并开始形成不连续的单个小孔隙.烧结中期,前期由微裂纹产生的孔隙不断愈合,或者与相邻孔隙合并.烧结后期,涂层前期微裂纹大都形成了球形,孔隙间相对距离大,较小孔隙主要是以愈合的方式消失,涂层孔隙率随烧结时间的增加先迅速下降后趋于平稳.模拟的结果与实验结果相吻合.     

热障涂层损伤机理的热力化耦合理论与表征方法

热障涂层(TBCs)是提高发动机服役温度最切实可行的办法，航空发动机推重比、可靠性、热效率的任何一点进步都将依赖于热障涂层技术的发展.剥落失效是制约国际热障涂层发展与应用的重要瓶颈，这一瓶颈在我国尤为突出，但目前人们对热障涂层剥落失效的热力化耦合本质机制理解还很不透彻，缺乏合适的理论模型与分析方法来分析和控制涂层的过早剥落.针对“剥落失效”制约TBCs发展与应用的瓶颈问题提炼出热障涂层损伤机理的热力化耦合理论与实验方法的关键科学问题.基于该科学问题进行了详细的评述，包括建立TBCs破坏机制分析的热力化耦合理论模型，发展考虑实际几何形状、真实微观结构、复杂服役环境与热力化耦合理论模型的有限元模拟方法，结合TBCs热力化耦合破坏实验的研究，分析TBCs高温氧化、CMAS腐蚀、冲蚀，以及三者共同作用的热力化耦合破坏机理，提炼出影响TBCs剥落失效的关键因素.在此基础上，发展TBCs关键性能的表征方法，并建立关键因素与TBCs材料、工艺之间的关联，指导TBCs的优化设计与安全应用.最后提出了未来的重点研究方向.     

等离子 物理气相沉积（PS PVD）热障涂层的 结构调控与高隔热机理

等离子 物理气相沉积（PS PVD）是一种利用等离子体加热蒸发材料进行涂层沉积的新技术，结合了等离子喷涂与物理气相沉积两种不同工艺的优点，可实现涂层结构从宏观到介观再到微观的跨尺度定制调控，被认为是代表航空发动机和燃气轮机防护涂层领域未来高性能热障涂层（TBCs）/环境障涂层（EBCs）制备技术的发展方向.如何实现涂层结构的可定制化制备调控一直是PS PVD技术研究的热点，该文基于目前PS PVD热障涂层研究现状，分析了PS PVD涂层结构与材料相态的关系，进一步结合本课题组在材料多相态调控与沉积机理方面的研究，分析了PS PVD射流中材料快速加热气化和长距离多模式输运沉积的全过程，结合Monte Carlo模拟结果与实验结果，揭示了PS PVD涂层形成机理，阐明了涂层同时具有高热变容限与高隔热双重优异性能的结构机理，为制备新型高性能TBCs提供了理论基础.     

在制备过程中热障涂层系统应力场有限元分析

采用有限元软件ABAQUS建立了非齐边三层平板结构热障涂层模型,并模拟了在制备过程中其残余应力的分布情况,主要讨论了沉积温度、陶瓷层厚度对其残余应力场分布的影响.计算表明：沉积温度越高,陶瓷层厚度越厚,容易造成陶瓷层端部应力分布不均匀区域变大,同时对基底应力场不均匀分布影响区域也越深;在不同的陶瓷层厚度和沉积温度条件下,陶瓷层和过渡层均处于压应力状态,其数值分别在-50 ~ -300 MPa和-30~-140 MPa范围内,而基底则处于拉应力状态,其值变化在5 ~ 55 MPa范围内;陶瓷层与过度层界面剪切残余应力呈双曲正弦分布,且在界面中间剪切残余应力的值接近于零.这些模拟结果将进一步完善解析解所预测的残余应力场分布情况,为后期采用拉伸法研究热障涂层系统界面结合性能时提供重要的应力分析基础.     

热循环条件下圆柱结构热障涂层系统应力场演变分析

基于弹性热力学,建立了一个四层空心圆柱结构热障涂层系统的应力模型和解析解.在考虑了弹塑性变形和蠕变变形影响的条件下,分析了热循环次数、基底曲率半径和热循环温度对TBCs系统残余应力的影响.随着热循环次数的增加,TBCs系统内不匹配残余应力的差异不断加剧.氧化层内环向应力和轴向应力数值大约为-2.2 GPa,是其他三层相应应力的10倍,具有明显的应力奇异性.该特性必然加剧TBCs的界面裂纹扩展和涂层剥落.基底曲率半径越小,陶瓷表面服役温度越高,越容易造成TBCs系统内应力分布不均匀.     

La_2Ce_2O_7/YSZ热障涂层抗CMAS腐蚀及机制研究

热障涂层以其耐高温、高隔热的优异性能,成为航空发动机热端部件不可或缺的材料.然而,在其服役过程中,涂层不可避免地会受到大气中以钙、镁、铝、硅氧化物为主要成分(CMAS)的熔体腐蚀,最终导致其剥落失效.该文以大气等离子喷涂方法制备的La_2Ce_2O_7(LCO)/YSZ双陶瓷涂层为研究对象,利用扫描电子显微镜(SEM)、X射线衍射(XRD)等表征手段,对经CMAS及火山灰腐蚀前后涂层的微观组织结构及物相组成进行表征与鉴定,并分析其抗腐蚀机制.研究表明经高温腐蚀后,YSZ涂层会生成m-ZrO_2及ZrSiO_4,而LCO粉末在1 250℃下与CMAS反应5 h后,其中的CeO_2依然保持稳定,证明其不与CMAS反应.CMAS及火山灰与LCO反应后会生成钙长石、尖晶石及La_2Si_2O_7等高熔点物质,从而能有效地延缓CMAS对涂层的侵蚀.该研究的开展将为新型抗CMAS涂层的成分设计提供指导.     

航空发动机压气机叶片防护涂层冲蚀破坏模拟

压气机叶片是航空发动机的重要零件之一,直升机飞行、起飞、降落过程中,空气中的固体粒子会随着高速气流进入压气机,对压气机叶片造成冲蚀破坏.在叶片表面镀抗冲蚀防护涂层是保护压气机叶片的有效措施,目前使用最多的抗冲蚀涂层为TiAlN涂层.由于固体粒子的冲蚀速度、冲击角度、粒子粒径等条件不同,对叶片造成的冲蚀破坏也不一样.对压气机叶片进行防护涂层冲蚀破坏模拟可以有效地预测冲蚀位置和冲蚀程度.该文通过建立冲蚀模型,从粒子粒径、冲蚀速度方面对冲蚀结果进行分析.     

热障涂层研究进展

介绍近年来国内外热障涂层的研究状况和发展趋势.通过对热障涂层的材料和结构体系的综述,分析了制备热障涂层的各种技术方法,论述了热障涂层的失效与破坏机理,并且对热障涂层的技术发展与应用前景作了展望.     

热喷涂3D打印制备孤立纳米YSZ厚热障 涂层的内应力演化特性的模拟计算研究

孤立厚涂层通常被用来测试涂层的热物理性能，如热膨胀系数、热扩散系数、比热容等.不同形状的孤立厚陶瓷涂层通常通过在不同形状的石墨模具上采用等离子体喷涂增材制造的方法制备.采用有限元“生死单元”模拟技术对3D打印增材制造过程中的纳米结构YSZ热障涂层的残余应力进行了有限元模拟.考虑了方形、圆柱形、六棱柱及星柱形四种结构的石墨模具，系统计算并比较了四种石墨模具制备的厚涂层的应力分布特征.研究结果表明：在厚涂层的侧面存在较大的压应力集中，最大压应力往往分布在柱的边角或边缘处.对于热喷涂3D打印圆柱状厚涂层，压应力连续分布在厚涂层侧面的环形面上.对于四种类型的厚涂层，热喷涂3D打印圆柱状厚涂层在x,y,z三个方向上最大压应力值最小，分别为-19.574 MPa,-19.565 MPa和 -56.569 MPa.且x,y,z三个方向上应力梯度变化最小（分别为0.169 MPa/mm,0.173 MPa/mm，0.0218×10-3 MPa/mm），而星柱型厚涂层x,y,z三个方向上应力变化梯度最大（分别为2.344 MPa/mm,14.092 MPa/mm，2.171 MPa/mm）.涂层的应力随着涂层厚度的增大而增大，且纳米结构涂层的应力低于传统结构涂层的应力.通过应力状态及应力大小的调控，将会促进YSZ涂层的铁弹性相变，进一步提高涂层的断裂韧性，从而有望进一步提高涂层的抗热震性能.     

火灾下钢筋混凝土梁温度场数值模拟研究

【目目的的】为研究钢筋混凝土梁在火灾作用下的抗火性能。【方法】运用ABAQUS有限元软件来建立钢筋混凝土梁传热模型，模拟钢筋混凝土梁截面在四面受火作用下的温度场变化情况，并分析梁截面温度的分布规律，从而研究防火涂层类型、涂层厚度对梁截面温度场分布的影响。【结结果果】研究结果表明，在涂有三种不同防火涂层后，梁截面温度会有不同程度的降低，涂抹相同类型涂料时，涂层越厚，同一时刻下钢筋的温度越低。相对而言，膨胀型防火涂料（超薄型和薄型）对梁截面温度的降低作用更明显。【结论】因此，防火涂层能有效提高钢筋混凝土梁的耐火性能。     

在制备热障涂层过程中系统内残余应力场预测

在热障涂层系统制备工艺冷却过程中，各层材料参数不匹配（如弹性模量、泊松比、热膨胀系数、热传导参数等）将导致其体内各层材料冷却速率不一样，同时在各层界面上热障涂层系统为了保持应变协凋和位移连续，最终在冷却后热障涂层系统各层内均存在热残余应力．通过建立相应的理沦模型得到了热障涂层系统各层热残余应力的解析解表达式．通过计算分析，得到了冷却方式和陶瓷喷涂厚度对各层残余应力的影响．最终希望得到一组最优化工艺参数来指导热障涂层制备工艺和生产．     

陶瓷金属热障涂层组合筒的热弹塑性极限分析

对热障涂层组合筒进行了热弹塑性极限分析,导出了热弹塑性应力分布的计算式,分别就基体内层开始进入塑性及整个基体完全处于塑性两类极限状态下,得到了极限温差,并就 Ｚｒ Ｏ２ Ｔｉ － ６ Ａｌ－ ４ Ｖ 陶瓷热障涂层给出了计算结果,为热障涂层材料设计时参数的优化奠定了理论基础．     

钛合金表面阻燃隔热复合功能涂层力学性能研究

该文采用微弧脉冲离子表面改性技术与高能等离子喷涂工艺制备了具有阻燃特性的TiZrNiCuBe非晶结构改性层和具有隔热特性的YSZ隔热一体化复合功能涂层.研究了该复合功能涂层的阻燃特性、隔热能力、结合强度等关键性能，重点研究了该复合功能涂层对钛合金基体的室温和高温拉伸性能、高温拉伸持久性能、高温拉伸蠕变性能及高周疲劳性能等力学性能的影响.结果表明：采用微弧脉冲离子表面改性技术与高能等离子喷涂工艺制备的TiZrNiCuBe阻燃和YSZ隔热复合功能涂层，与钛合金基体的结合强度较高，达到37.6 MPa；在750 ℃仍然具有显著的阻燃效果，而未涂敷阻燃隔热复合功能涂层的钛合金在350 ℃就发生“钛火”燃烧现象；600 ℃时的隔热温度达到70 ℃，能满足无人机尾喷管使用要求.TA32钛合金沉积阻燃改性层后，与TA32钛合金相比，室温抗拉强度下降2.7%，550 ℃高温抗拉强度提高0.9%，550 ℃/350 MPa高温拉伸持久寿命下降8.5%，550 ℃/300 MPa高温拉伸蠕变伸长量提高2.5%，高周疲劳寿命下降25%；TA32钛合金沉积阻燃改性层再喷涂隔热涂层制备的阻燃隔热复合功能涂层后，与TA32钛合金相比，室温抗拉强度下降12.9%，550 ℃高温抗拉强度下降12.7%，550 ℃/350 MPa高温拉伸持久寿命下降39.7%，550 ℃/300 MPa高温拉伸蠕变伸长量提高32%，高周疲劳寿命下降24%.因此，采用微弧脉冲离子表面改性技术与高能等离子喷涂工艺制备的TiZrNiCuB阻燃和YSZ隔热复合功能涂层，对于TA32钛合金基体的室温和550 ℃的抗拉强度影响不大，但对高温拉伸持久、高温拉伸蠕变和高周疲劳性有较大的不利影响，特别是降低了钛合金基体的疲劳性能.