基于真实TGO界面形貌的热障涂层热应力及界面失效有限元分析

第1章绪论 (1)

1.1 引言 (1)

1.2 热障涂层概述 (2)

1.2.1 热障涂层的发展历程 (2)

1.2.2 热障涂层的体系结构与制备 (2)

1.2.3 热障涂层的主要失效因素及失效机制 (4)

1.3 热障涂层氧化失效的研究现状 (7)

1.3.1 热障涂层氧化失效的实验研究 (7)

1.3.2 热障涂层氧化失效的理论分析 (9)

1.3.3 热障涂层氧化失效的有限元计算 (10)

1.3.4 热障涂层氧化失效的研究现状小结 (13)

1.4 本文的选题依据与研究内容 (14)

第2章考虑真实TGO形貌的热障涂层有限元模型建立 (16)

2.1 引言 (16)

2.2 考虑真实TGO形貌的热障涂层几何模型建立 (16)

2.2.1 建模方法及相关原理描述 (16)

2.2.2 建模实例 (19)

2.2.3 网格划分 (21)

2.3 考虑真实TGO形貌的热障涂层物理模型描述 (22)

2.3.1 基本方程 (22)

2.3.2 材料参数 (24)

2.3.2 边界、初始及连续性条件 (26)

2.4 本章小结 (27)

第3章考虑真实TGO形貌的热障涂层热应力分析 (28)

3.1 引言 (28)

3.2 不同部位温度边界下真实TGO形貌的热障涂层热应力分析 (28)

3.2.1 TC层热应力分析 (29)

3.2.2 BC层热应力分析 (33)

3.3 不同服役时间下真实TGO形貌的热障涂层热应力分析 (37)

3.2.1 TC层热应力分析 (37)

3.2.2 BC层热应力分析 (41)

3.4 本章小结 (45)

第4章考虑真实TGO形貌的热障涂层界面失效分析 (46)

4.1 引言 (46)

4.2 考虑真实TGO形貌的热障涂层裂纹模型建立 (46)

4.3 考虑真实TGO形貌的热障涂层裂纹扩展过程描述 (48)

4.4 考虑真实TGO形貌的热障涂层裂纹扩展机制分析 (51)

4.5 本章小结 (55)

第5章总结与展望 (56)

5.1 全文总结 (56)

5.2 工作展望 (57)

参考文献 (59)

致谢 (64)

个人简介与攻读硕士学位期间发表的学术论文 (65)

第一章绪论

第1章绪论

1.1 引言

航空发动机是一种结构具有高复杂性、高精密性的高温热力机械，作为航空飞机的“心脏”，它直接影响飞机飞行过程的可靠性和安全性[1]。涡轮叶片作为燃气涡轮发动机的核心部件，在航空发动机的运转中起到关键作用。涡轮叶片材料的强度、耐高温性、耐蚀性在很大程度上决定了航空发动机的可靠性及发展。为了满足当代燃气涡轮发动机的高温工作环境，欧美一些国家先后通过定向结晶或者单晶的方法研制出了多种高温合金材料[2]，单晶合金的极限工作温度约为1090o C[3,4]，无法满足燃气涡轮发动机的工作温度。随着科学、工业技术的不断创新，航空发动机朝着大涵道比、高推重比的方向发展，从推重比小于2的第一代战斗机发展到推重比10~15的第五代战斗机，涡轮前端进口温度已经达到1650o C, 预测到2020年将会出现推重比15~20的战斗机发动机，涡轮前端进口温度将达到2000 o C[5,6]，远远超过单晶合金的熔点温度。因此，提高涡轮叶片的耐热温度势在必行。冷却气膜技术在航空发动机中的应用，使得内涡轮叶片的工作温度提高了300~400o C，达到1500o C左右，在一定程度上满足了涡轮叶片的工作温度。但是就1650o C的涡轮前端进口温度而言，还存在150o C左右的温度差，而且在提升涡轮叶片的使用极限温度的同时，冷却气流将会带走相当多的能量，反而会增加发动机整体的燃油消耗[7]。

总而言之，仅仅依靠单晶铸造技术和冷却气膜技术都无法满足燃气涡轮发动机日益增加的使用温度的要求，为了克服这一困难，耐高温、耐腐蚀、抗热冲击的热障涂层技术应运而生，热障涂层技术的在涡轮叶片上的应用，有效的提高了涡轮叶片的工作温度，提升了发动机的燃油效率和推重比。并且美国哈佛大学教授Clarke[4]在他2012发表的一篇文章中强调：航空发动机燃油效率、推重比和可靠性的任何进步都依赖于今后热障涂层技术的发展。研究热障涂层技术是提升航空发动机使用可靠性的必然途径，也体现了一个国家进军航空领域的坚定决心。本章将详细介绍热障涂层材料发展历程、结构、制备以及失效机制的研究现状。

1.2 热障涂层概述

1.2.1 热障涂层的发展历程

为了提高燃气涡轮叶片、火箭发动机的耐高温、抗腐蚀性能，美国