热循环下热障涂层中的残余应力场预测

建立了适应于热循环中热应力场的理论模型。分析了热障涂层内的热应力分布场。并计算出一个循环后热障涂层内的残余应力分布。由此可推算经过N次循环后热障涂层中总残余应力值。以达到预测热障涂层寿命的目的。     

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.     

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．     

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.     

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.     

悬浮液等离子体喷涂厚YSZ热障涂层 结构与性能研究

采用悬浮液等离子体喷涂（SPS）工艺在以GH3128高温合金为基底,CoNiCrAlY为黏结层的表面上制备氧化钇部分稳定的氧化锆（YSZ）厚热障涂层（TTBCs）,研究单片层的形貌特征及单片层之间的堆叠行为对涂层微结构的影响.对无支撑的YSZ涂层进行了1 200~1 600 ℃保温24 h和1 550 ℃保温20~100 h的高温时效处理,分析涂层的物相组成和晶粒尺寸等的变化;对涂层试样进行了高温燃气焰流循环热考核,并对其失效机理进行了探讨.结果表明,SPS单片层由四方相晶粒组成.涂层经1 550 ℃高温热处理40 h发生四方相（t）向单斜相（m）转变,且m相的含量随热处理时间的延长而增加,但对于24 h高温处理样品,即便将热处理温度提升到1 600 ℃,也未见t→m相变.SPS涂层经热考核前后应力演变是其失效根源,通过相邻柱状晶的脱落可有效地释放陶瓷层中的应力集中,最终与界面附近陶瓷层微裂纹相互连接而导致涂层剥落.     

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.     

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.     

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.     

涡轮叶片热障涂层隔热性能和应力数值模拟

提高涡轮发动机进口温度是提升航空发动机推重比和热效率的主要手段,但当今先进航空发动机的进口温度已经远远超过了现有涡轮叶片材料的极限温度,发展冷却技术和热障涂层技术成为解决这一问题的关键.在热失配应力下热障涂层界面易出现裂纹的萌生和扩展,会直接导致热障涂层的失效,进而威胁到整个发动机的性能,因此,模拟热障涂层真实服役环境下的温度场和应力场分布,对于预测热障涂层的隔热效率和剥落位置极其重要.该文基于流固耦合的方法,运用商业软件ANASYS CFX模拟了带TBCs的三维涡轮叶片的温度场,并进一步计算了热障涂层的热应力.结果发现热障涂层在叶片前缘和压力面区域有更好的隔热性能,热障涂层在叶根和气膜孔处有更大的应力,是热障涂层剥落的危险区域.