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摘要： 采用流体计算软件Fluent研究了等离子体喷涂不同厚度的ZrO2涂层和W涂层对燃气舵瞬态绕流压力场和速度场的影响。 结果表明， 燃气舵前缘为激波最强烈位置， 此处压力值达到最大， 但速度值降至最低。 燃气流受燃气舵形状的扰动在其前缘边缘和后缘处形成膨胀波， 压力大幅突降， 速度显著增大。 为了提高燃气舵抵抗激波能力，需增加ZrO2涂层和W涂层厚度， 但膨胀波强度有所增强。 计算结果对探究添加等离子体喷涂涂层后燃气舵的防护有一定意义。
关键词： 燃气舵； 等离子体喷涂； 绕流场； 数值计算
中图分类号： TJ760.3+52；V435文献标识码： A文章编号： 1673-5048（2016）01-0069-04
Abstract： The effect of different thickness combinations of ZrO2 coating and W coating on the transient circumferential flow pressure and velocity of gas vane are investigated by computational fluid dynamics （CFD） numerical simulation software Fluent. The results show that the strongest shock wave happened at the leading edge of gas vane， where pressure achieves the highest， but velocity is the lowest. Gas flow is disturbed by the shape of gas vane， which makes dilatation wave appear at both sides of the leading edge and training edge， where pressure decreases abruptly， but velocity increases remarkable. While wall effect caused by the increasing thickness of ZrO2 coating and W coating， which improves the resistance ability of gas vane to shock wave， but the strength of dilatation wave is enhanced. The results have certain significance to explore the protection of gas vane with plasma sprayed coatings.
Key words： gas vane； plasmaspray； circumferential flow field； numerical simulation
0引言
燃气舵系统是工作于高温（1 600～2 400 K）、 超声速（马赫数为2～4）[1]导弹燃气喷流中的特殊翼， 广泛用于空空导弹和垂直发射导弹进行推力
矢量控制[2]。 为了使燃气舵不至于在燃气流冲击下变形和破坏， 其表面可添加等离子体喷涂高温防护涂层以提高其抗烧蚀和耐冲刷能力。 但添加涂层后使得燃气舵附近流场的流动细节也随之发生改变， 为了更好地了解流场中燃气舵的行为， 对燃气舵附近流场的特性进行研究十分必要。
为了缓解燃气舵对燃气流的扰动， 提升燃气舵的服役效果， 国内外学者对改进燃气舵材料进行了一定的数值和实验研究。 Suresh Kumar等[3]对C/SiC复合材料的燃气舵进行了研究。 曹熙炜等[4]设计了一种由固体定组成的特型燃气舵。 陈博[5]及刘丽丽等[6]研究了纯C/C复合材料的燃气舵。 陈俊等[7]研究了高温合金钢（30CrMnSiA） 骨架和耐高温的碳/酚醛复合材料模压制成的复合结构燃气舵。 上述对单一或复合结构燃气舵材料研究较多， 而在燃气舵表面添加等离子体喷涂涂层的研究未见相关报道。
本文所研究的燃气舵材料为钛合金， 其具有较好的耐高温能力和较高的比强度等优异性能， 不仅可以减轻燃气舵的重量， 而且可以提高其飞行性能[8]。 运用等离子体喷涂技术， 在钛合金燃气舵上喷涂三层涂层， 从内到外分别为金属粘结层W涂层、 陶瓷层ZrO2涂层和外层W涂层。 其中W作难熔金属， 可以防护高温射流中粒子的冲刷， 内层选用W涂层还可以作为过渡层减少界面应力， 避免陶瓷层过早剥落[9]。 ZrO2涂层主要用于隔热， 防止燃气舵温度升高过快。 基于流体计算软件Fluent， 通过改变ZrO2涂层和外层W涂层的厚度， 以期获得不同的涂层厚度组合对燃气舵绕流场的影响。
1研究方法
1.1计算模型
燃气舵安装在喷管出口处， 对上游气流参数不会产生影响。 为了解高温、 高压的超声速气流对燃气舵绕流场的影响， 本文对整个问题进行适当的简化[10]， 整体计算区域模型如图1（a）所示， 采用如下边界条件：（1）计算域入口：压力入口条件， 设定燃气总压和总温参数； （2）固体域与流体域交界面：流固耦合壁面边界条件； （3）计算域出口：压力出口条件， 根据环境值给定总压和总温参数； （4）其他壁面：绝热壁面条件。
涂层及燃气舵计算模型如图1（b）所示， 计算时内层W涂层厚度保持0.2 mm不变， ZrO2涂层厚度为0.5 mm和1.5 mm， 外层W涂层厚度为1.0 mm和2.0 mm。 取Y为-300 mm位置燃气舵绕流场进行分析， 流场参数如表1所示， 材料参数如表2所示。 1.2计算过程及相关假设
航空兵器2016年第1期
曹奔等： 高温防护涂层对燃气舵瞬态绕流场影响的模拟研究
本文计算模型的建立基于非结构网格生成技术。 计算选择三维黏性 k-εRNG湍流模型作为求解基础。 瞬态计算流动方程采用二阶迎风差分格式， 湍流方程则采用一阶迎风差分格式， 选用隐式耦合求解器求解。
为了便于分析计算， 对模型作如下假设：（1）燃气为可压缩的理想气体； （2）不考虑化学反应，认为燃气均质单一； （3）忽略燃气中离散相的影响； （4）在耦合传热中只考虑对流换热作用， 忽略辐射传热的影响。
2计算结果与讨论
2.1无涂层时燃气舵绕流压力场和速度场
无涂层时燃气舵瞬态绕流压力场和速度场如图2所示， 燃气舵前缘形成一个高压低速区， 前缘边缘和后缘处形成两个低压加速区。 由图2（a）～（c）可见， 燃气舵前缘激波极值达6 MPa， 前缘边缘处压力值为1.5 MPa， 后缘处压力值7 s时由1.5 MPa降至1.0 MPa。 由图2（d）～（f）可见， 前缘处加速效果较小， 1～7 s仅由100 m/s加速至300 m/s， 而前缘边缘处和后缘速度很快加速至1 000 m/s以上。
2.2不同厚度涂层的燃气舵绕流压力场
2.2.1ZrO2涂层厚度为0.5 mm时燃气舵绕流压力场
ZrO2涂层厚度为0.5 mm时不同厚度W涂层的燃气舵瞬态绕流压力场如图3所示。 由图可见， 添加涂层后燃气舵前缘处激波极值有所降低， 但前缘边缘和后缘处压力值降低速率加快。 由图3（a）和（d）可见， W涂层厚度增加后， 1 s时燃气舵前缘压力值由6 MPa降至5.5 MPa， 后缘处压力值也由1.5 MPa降至1.0 MPa。 由图3（b）和（e）可见， 4 s时前缘边缘处压力值降低速率加快， 由1.5 MPa降至1.0 MPa。 由图3（c）和（f）可见， 7 s时燃气舵绕流压力场各处压力值已达稳定状态。
2.2.2ZrO2涂层厚度为1.5 mm时燃气舵绕流压力场
ZrO2涂层厚度为1.5 mm时不同厚度W涂层的燃气舵瞬态绕流压力场如图4所示。 由图可见， ZrO2涂层厚度增加后， 燃气舵前缘激波极值进一步降低， 前缘边缘和后缘处压力值降低速率加快。 由图4（a）和（d）可见， 1 s时不同厚度W涂层的燃气舵前缘压力值均为5.0 MPa， W涂层厚度增加后， 前缘边缘和后缘处压力值迅速降至1.0 MPa。 由图3（b）和（e）可见， 4 s时不同厚度W涂层的燃气舵前缘压力值分别为5.5 MPa和5.0 MPa， 而前缘边缘和后缘处压力值均迅速降至1.0 MPa。 由图4（c）和（f）可见， 7 s时1.0 mm的 W涂层的燃气舵绕流压力场各处压力值已达稳定状态， 2.0 mm的 W涂层的燃气舵前缘压力值仍为5.5 MPa。
由于燃气流在燃气舵前缘处强烈滞止， 产生强激波导致此处压力值急剧升高。 前缘边缘和后缘受燃气舵形状的扰动作用， 使得燃气流在此处向外扩展的过程中产生膨胀波， 压力值迅速降低。 添加涂层后， 涂层厚度增加相当于固体域壁厚的增加， 使得燃气舵抵抗激波的能力增加， 前缘处压力值有所降低， 但壁厚增加对燃气流的扰动作用加大， 从而导致膨胀波的强度有所增强。
2.3不同厚度涂层的燃气舵绕流速度场
2.3.1ZrO2涂层厚度为0.5 mm时燃气舵绕流速度场
ZrO2涂层厚度为0.5 mm时不同厚度W涂层的燃气舵瞬态绕流速度场如图5所示。 由图可见， 添加涂层后燃气舵前缘处速度值有所降低， 但前缘边缘和后缘处速度值升高速率加快。 由图5（a）和（d）可见， 1 s时燃气流在前缘处速度急剧降低至100 m/s， 后缘处的加速效应小于前缘边缘处。 由图5（b）， （c）， （e）， （f）可见， 4 s和7 s时前缘速度值仍较低， 但前缘和后缘边缘处速度值升高速率加快， 马赫数达到3～4。
2.3.2ZrO2涂层厚度为1.5 mm时燃气舵绕流速度场
ZrO2涂层厚度为1.5 mm时不同厚度W涂层的燃气舵瞬态绕流速度场如图6所示。 由图可见， ZrO2涂层厚度增加后， 燃气舵前缘低速区速度值仍很低， 但前缘边缘和后缘处加速区速度升高速率进一步加快。 由图6（a）～（f）可见， 1～7 s时， 燃气舵前缘速度值始终较低（100～200 m/s）， 前缘和后缘边缘处加速区速度很快升至1 000 m/s以上， 加速效应显著。
燃气舵绕流速度场与压力场有很好的对应性， 燃气舵前缘激波处速度急剧降低， 向外扩张的膨胀波处速度加快。 添加涂层后， 涂层厚度增加引起的壁厚效应使得燃气流在燃气舵前缘边缘和后缘处加速效应明显， 但前缘处速度值一直很低。
3结论
采用流体计算软件Fluent分析了不同厚度ZrO2涂层和W涂层对燃气舵瞬态绕流压力场和速度场的影响， 可得出如下结论：
（1） 燃气舵前缘为压力集中区域， 此处所形成的激波压力值达到最大， 但速度值最低。 燃气流通过燃气舵的过程中会受到燃气舵形状的扰动， 在前缘边缘和后缘处均会形成膨胀波， 压力值会大幅度突降， 速度值则会显著增大。
（2） 添加涂层后， 增加ZrO2涂层和W涂层厚度相当于增加固体域的壁厚， 燃气舵前缘激波强度有所减小， 对保护燃气舵抵抗激波的冲刷有所帮助。 但对燃气流的扰动作用进一步增大， 膨胀波强度有所增大。
（3） 利用Fluent计算ZrO2涂层和W涂层对燃气舵瞬态绕流场的影响， 所得的压力场和速度场的结果有很好的一致性， 对探索添加等离子体喷涂涂层后燃气舵对流场的影响及其防护有一定的指导意义。 参考文献：
[1] Yu M S， Cho H H，Hwang G Y， et al. A Study on a Surface Ablation of the Jet Vane System in a Rocker Nozzle[C]∥37th AIAA Thermo Physics Conference， 2004-2276.
[2] 刘玉磊.燃气舵流固耦合传热数值分析[J]. 航空兵器， 2013（3）：41-43.
[3] Kumara S， Kumara A， Sampath K，et al. Fabrication and Erosion Studies of CSiC Composite Jet Vanes in Solid Rocket Motor Exhaust[J]. Journal of the European Ceramic Society， 2011， 31（13）：2425-2431.
[4] 曹熙炜， 刘宇， 谢侃， 等. 一种特型燃气舵数值模拟分析[J]. 固体火箭技术， 2011， 34（1） ：5-8.
[5] Chen Bo， Zhang Litong， Cheng Laifei， et al. Erosion Resistance of Needled Carbon/Carbon Composites Exposed to Solid Rocket Motor Plumes[J]. Carbon， 2009， 47（6）：1474-1479.
[6] 刘丽丽， 李克智， 李贺军. 基于有限元的C/C燃气舵振动特性[J]. 玻璃钢/复合材料， 2011（1）：12-15.
[7] 陈俊， 陈雄， 薛海峰， 等. 新型复合结构燃气舵动力学特性仿真研究[J]. 计算机仿真， 2013， 30（1）：78-81.
[8] 莫依谢耶夫.钛合金在俄罗斯飞机及航空航天上的应用[M]. 董宝明， 张胜， 郭德伦， 等译. 北京： 航空工业出版社， 2008.
[9] Cao X Q， Vassen R， Stoever D. Ceramic Materials for Thermal Barrier Coatings[J].Journal of the European Ceramic Society， 2004， 24（1）： 1-10.
[10] 刘洋， 何国强， 刘佩进， 等. 固体火箭发动机燃气舵热分析数值研究[J]. 弹箭与制导学报， 2007， 27（3）：165-168.
关键词： 燃气舵； 等离子体喷涂； 绕流场； 数值计算
中图分类号： TJ760.3+52；V435文献标识码： A文章编号： 1673-5048（2016）01-0069-04
Abstract： The effect of different thickness combinations of ZrO2 coating and W coating on the transient circumferential flow pressure and velocity of gas vane are investigated by computational fluid dynamics （CFD） numerical simulation software Fluent. The results show that the strongest shock wave happened at the leading edge of gas vane， where pressure achieves the highest， but velocity is the lowest. Gas flow is disturbed by the shape of gas vane， which makes dilatation wave appear at both sides of the leading edge and training edge， where pressure decreases abruptly， but velocity increases remarkable. While wall effect caused by the increasing thickness of ZrO2 coating and W coating， which improves the resistance ability of gas vane to shock wave， but the strength of dilatation wave is enhanced. The results have certain significance to explore the protection of gas vane with plasma sprayed coatings.
Key words： gas vane； plasmaspray； circumferential flow field； numerical simulation
0引言
燃气舵系统是工作于高温（1 600～2 400 K）、 超声速（马赫数为2～4）[1]导弹燃气喷流中的特殊翼， 广泛用于空空导弹和垂直发射导弹进行推力
矢量控制[2]。 为了使燃气舵不至于在燃气流冲击下变形和破坏， 其表面可添加等离子体喷涂高温防护涂层以提高其抗烧蚀和耐冲刷能力。 但添加涂层后使得燃气舵附近流场的流动细节也随之发生改变， 为了更好地了解流场中燃气舵的行为， 对燃气舵附近流场的特性进行研究十分必要。
为了缓解燃气舵对燃气流的扰动， 提升燃气舵的服役效果， 国内外学者对改进燃气舵材料进行了一定的数值和实验研究。 Suresh Kumar等[3]对C/SiC复合材料的燃气舵进行了研究。 曹熙炜等[4]设计了一种由固体定组成的特型燃气舵。 陈博[5]及刘丽丽等[6]研究了纯C/C复合材料的燃气舵。 陈俊等[7]研究了高温合金钢（30CrMnSiA） 骨架和耐高温的碳/酚醛复合材料模压制成的复合结构燃气舵。 上述对单一或复合结构燃气舵材料研究较多， 而在燃气舵表面添加等离子体喷涂涂层的研究未见相关报道。
本文所研究的燃气舵材料为钛合金， 其具有较好的耐高温能力和较高的比强度等优异性能， 不仅可以减轻燃气舵的重量， 而且可以提高其飞行性能[8]。 运用等离子体喷涂技术， 在钛合金燃气舵上喷涂三层涂层， 从内到外分别为金属粘结层W涂层、 陶瓷层ZrO2涂层和外层W涂层。 其中W作难熔金属， 可以防护高温射流中粒子的冲刷， 内层选用W涂层还可以作为过渡层减少界面应力， 避免陶瓷层过早剥落[9]。 ZrO2涂层主要用于隔热， 防止燃气舵温度升高过快。 基于流体计算软件Fluent， 通过改变ZrO2涂层和外层W涂层的厚度， 以期获得不同的涂层厚度组合对燃气舵绕流场的影响。
1研究方法
1.1计算模型
燃气舵安装在喷管出口处， 对上游气流参数不会产生影响。 为了解高温、 高压的超声速气流对燃气舵绕流场的影响， 本文对整个问题进行适当的简化[10]， 整体计算区域模型如图1（a）所示， 采用如下边界条件：（1）计算域入口：压力入口条件， 设定燃气总压和总温参数； （2）固体域与流体域交界面：流固耦合壁面边界条件； （3）计算域出口：压力出口条件， 根据环境值给定总压和总温参数； （4）其他壁面：绝热壁面条件。
涂层及燃气舵计算模型如图1（b）所示， 计算时内层W涂层厚度保持0.2 mm不变， ZrO2涂层厚度为0.5 mm和1.5 mm， 外层W涂层厚度为1.0 mm和2.0 mm。 取Y为-300 mm位置燃气舵绕流场进行分析， 流场参数如表1所示， 材料参数如表2所示。 1.2计算过程及相关假设
航空兵器2016年第1期
曹奔等： 高温防护涂层对燃气舵瞬态绕流场影响的模拟研究
本文计算模型的建立基于非结构网格生成技术。 计算选择三维黏性 k-εRNG湍流模型作为求解基础。 瞬态计算流动方程采用二阶迎风差分格式， 湍流方程则采用一阶迎风差分格式， 选用隐式耦合求解器求解。
为了便于分析计算， 对模型作如下假设：（1）燃气为可压缩的理想气体； （2）不考虑化学反应，认为燃气均质单一； （3）忽略燃气中离散相的影响； （4）在耦合传热中只考虑对流换热作用， 忽略辐射传热的影响。
2计算结果与讨论
2.1无涂层时燃气舵绕流压力场和速度场
无涂层时燃气舵瞬态绕流压力场和速度场如图2所示， 燃气舵前缘形成一个高压低速区， 前缘边缘和后缘处形成两个低压加速区。 由图2（a）～（c）可见， 燃气舵前缘激波极值达6 MPa， 前缘边缘处压力值为1.5 MPa， 后缘处压力值7 s时由1.5 MPa降至1.0 MPa。 由图2（d）～（f）可见， 前缘处加速效果较小， 1～7 s仅由100 m/s加速至300 m/s， 而前缘边缘处和后缘速度很快加速至1 000 m/s以上。
2.2不同厚度涂层的燃气舵绕流压力场
2.2.1ZrO2涂层厚度为0.5 mm时燃气舵绕流压力场
ZrO2涂层厚度为0.5 mm时不同厚度W涂层的燃气舵瞬态绕流压力场如图3所示。 由图可见， 添加涂层后燃气舵前缘处激波极值有所降低， 但前缘边缘和后缘处压力值降低速率加快。 由图3（a）和（d）可见， W涂层厚度增加后， 1 s时燃气舵前缘压力值由6 MPa降至5.5 MPa， 后缘处压力值也由1.5 MPa降至1.0 MPa。 由图3（b）和（e）可见， 4 s时前缘边缘处压力值降低速率加快， 由1.5 MPa降至1.0 MPa。 由图3（c）和（f）可见， 7 s时燃气舵绕流压力场各处压力值已达稳定状态。
2.2.2ZrO2涂层厚度为1.5 mm时燃气舵绕流压力场
ZrO2涂层厚度为1.5 mm时不同厚度W涂层的燃气舵瞬态绕流压力场如图4所示。 由图可见， ZrO2涂层厚度增加后， 燃气舵前缘激波极值进一步降低， 前缘边缘和后缘处压力值降低速率加快。 由图4（a）和（d）可见， 1 s时不同厚度W涂层的燃气舵前缘压力值均为5.0 MPa， W涂层厚度增加后， 前缘边缘和后缘处压力值迅速降至1.0 MPa。 由图3（b）和（e）可见， 4 s时不同厚度W涂层的燃气舵前缘压力值分别为5.5 MPa和5.0 MPa， 而前缘边缘和后缘处压力值均迅速降至1.0 MPa。 由图4（c）和（f）可见， 7 s时1.0 mm的 W涂层的燃气舵绕流压力场各处压力值已达稳定状态， 2.0 mm的 W涂层的燃气舵前缘压力值仍为5.5 MPa。
由于燃气流在燃气舵前缘处强烈滞止， 产生强激波导致此处压力值急剧升高。 前缘边缘和后缘受燃气舵形状的扰动作用， 使得燃气流在此处向外扩展的过程中产生膨胀波， 压力值迅速降低。 添加涂层后， 涂层厚度增加相当于固体域壁厚的增加， 使得燃气舵抵抗激波的能力增加， 前缘处压力值有所降低， 但壁厚增加对燃气流的扰动作用加大， 从而导致膨胀波的强度有所增强。
2.3不同厚度涂层的燃气舵绕流速度场
2.3.1ZrO2涂层厚度为0.5 mm时燃气舵绕流速度场
ZrO2涂层厚度为0.5 mm时不同厚度W涂层的燃气舵瞬态绕流速度场如图5所示。 由图可见， 添加涂层后燃气舵前缘处速度值有所降低， 但前缘边缘和后缘处速度值升高速率加快。 由图5（a）和（d）可见， 1 s时燃气流在前缘处速度急剧降低至100 m/s， 后缘处的加速效应小于前缘边缘处。 由图5（b）， （c）， （e）， （f）可见， 4 s和7 s时前缘速度值仍较低， 但前缘和后缘边缘处速度值升高速率加快， 马赫数达到3～4。
2.3.2ZrO2涂层厚度为1.5 mm时燃气舵绕流速度场
ZrO2涂层厚度为1.5 mm时不同厚度W涂层的燃气舵瞬态绕流速度场如图6所示。 由图可见， ZrO2涂层厚度增加后， 燃气舵前缘低速区速度值仍很低， 但前缘边缘和后缘处加速区速度升高速率进一步加快。 由图6（a）～（f）可见， 1～7 s时， 燃气舵前缘速度值始终较低（100～200 m/s）， 前缘和后缘边缘处加速区速度很快升至1 000 m/s以上， 加速效应显著。
燃气舵绕流速度场与压力场有很好的对应性， 燃气舵前缘激波处速度急剧降低， 向外扩张的膨胀波处速度加快。 添加涂层后， 涂层厚度增加引起的壁厚效应使得燃气流在燃气舵前缘边缘和后缘处加速效应明显， 但前缘处速度值一直很低。
3结论
采用流体计算软件Fluent分析了不同厚度ZrO2涂层和W涂层对燃气舵瞬态绕流压力场和速度场的影响， 可得出如下结论：
（1） 燃气舵前缘为压力集中区域， 此处所形成的激波压力值达到最大， 但速度值最低。 燃气流通过燃气舵的过程中会受到燃气舵形状的扰动， 在前缘边缘和后缘处均会形成膨胀波， 压力值会大幅度突降， 速度值则会显著增大。
（2） 添加涂层后， 增加ZrO2涂层和W涂层厚度相当于增加固体域的壁厚， 燃气舵前缘激波强度有所减小， 对保护燃气舵抵抗激波的冲刷有所帮助。 但对燃气流的扰动作用进一步增大， 膨胀波强度有所增大。
（3） 利用Fluent计算ZrO2涂层和W涂层对燃气舵瞬态绕流场的影响， 所得的压力场和速度场的结果有很好的一致性， 对探索添加等离子体喷涂涂层后燃气舵对流场的影响及其防护有一定的指导意义。 参考文献：
[1] Yu M S， Cho H H，Hwang G Y， et al. A Study on a Surface Ablation of the Jet Vane System in a Rocker Nozzle[C]∥37th AIAA Thermo Physics Conference， 2004-2276.
[2] 刘玉磊.燃气舵流固耦合传热数值分析[J]. 航空兵器， 2013（3）：41-43.
[3] Kumara S， Kumara A， Sampath K，et al. Fabrication and Erosion Studies of CSiC Composite Jet Vanes in Solid Rocket Motor Exhaust[J]. Journal of the European Ceramic Society， 2011， 31（13）：2425-2431.
[4] 曹熙炜， 刘宇， 谢侃， 等. 一种特型燃气舵数值模拟分析[J]. 固体火箭技术， 2011， 34（1） ：5-8.
[5] Chen Bo， Zhang Litong， Cheng Laifei， et al. Erosion Resistance of Needled Carbon/Carbon Composites Exposed to Solid Rocket Motor Plumes[J]. Carbon， 2009， 47（6）：1474-1479.
[6] 刘丽丽， 李克智， 李贺军. 基于有限元的C/C燃气舵振动特性[J]. 玻璃钢/复合材料， 2011（1）：12-15.
[7] 陈俊， 陈雄， 薛海峰， 等. 新型复合结构燃气舵动力学特性仿真研究[J]. 计算机仿真， 2013， 30（1）：78-81.
[8] 莫依谢耶夫.钛合金在俄罗斯飞机及航空航天上的应用[M]. 董宝明， 张胜， 郭德伦， 等译. 北京： 航空工业出版社， 2008.
[9] Cao X Q， Vassen R， Stoever D. Ceramic Materials for Thermal Barrier Coatings[J].Journal of the European Ceramic Society， 2004， 24（1）： 1-10.
[10] 刘洋， 何国强， 刘佩进， 等. 固体火箭发动机燃气舵热分析数值研究[J]. 弹箭与制导学报， 2007， 27（3）：165-168.