CN106383143A - 一种转盘式热障涂层热疲劳试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种转盘式热障涂层热疲劳试验装置，具有旋转支撑盘与底座，旋转支撑盘与底座周向采用篦齿结构连接密封，且旋转支撑盘具有转动副。上述旋转支撑盘通过驱动电机驱动转动，带动试样公转；同时在旋转支撑盘周向上设计有试样安装孔，试样安装孔内安装有试样夹具，试样夹具用于试样的夹装。试样夹具与试样安装孔间通过夹具安装轴承相连；试样夹具底端套接有行星齿轮，与底座上安装的恒星齿轮啮合，使试样公转的同时进行自转。本发明转盘式热障涂层热疲劳试验装置，能够研究热障涂层在高温燃气下的热疲劳寿命，装卸试样容易，操作方便。

Description

一种转盘式热障涂层热疲劳试验装置

技术领域

本发明属于航空发动机领域，是一种航空发动机热端部件隔热涂层的热疲劳试验装置，能够研究热障涂层在高温燃气下的热疲劳寿命。为热障涂层改进隔热性能和提高热疲劳寿命提供试验数据，同时能够为航空发动机热端部件大修时间的确定提供参考。

背景技术

大推力航空发动机热端部件(燃烧室、涡轮组件)的工作环境极其恶劣。比如其工作温度高达1900K，气体压力为40-50个大气压，涡轮组件转速则高达12000rpm。为了降低处于高温燃气包围的涡轮叶片和涡轮导向器叶片表面的温度，需要在叶身表面制备隔热涂层。隔热涂层利用氧化锆陶瓷或者莫来石等低导热率材料，并使其以涂层的形式制备在叶片表面。涂层厚度约为0.2-0.3mm，能够降低叶片表面温度110-170K。

目前热障涂层常用隔热材料为氧化锆陶瓷，但是其物理属性与涡轮叶片和导向器叶片所使用的高温合金的物理属性相差较大。比如，氧化锆陶瓷的杨氏模量室温下约为50GPa，而高温合金则为200GPa。这就导致二者组成的构件在相同的受力条件下，因变形不匹配而产生较大的界面应力。另外，氧化锆陶瓷和高温合金的热膨胀率也不相同。所以在受交变应力和交变温度载荷时热障涂层和高温合金结合的界面会因应力集中而萌生疲劳裂纹。随着发动机服役时间增长，疲劳裂纹逐渐扩展并使得热障涂层从高温合金表面剥落。当热障涂层剥落到一定程度时，发动机热端部件就需要返厂大修。否者，失去保护的高温合金将有温度超过材料熔点的危险。但是，目前研究热障涂层的热疲劳寿命都是在电阻丝加热的大气环境里进行的。其得到的试验数据与热障涂层工作的燃气环境有较大误差。因此，设计了燃气环境下的热障涂层热疲劳试验装置。

发明内容

针对上述问题，本发明提出一种转盘式热障涂层热疲劳试验装置，能够研究燃气环境下热障涂层的热疲劳寿命，为航空发动机大修提供试验数据。同时也能为预测带热障涂层涡轮叶片寿命提供试验数据。

一种转盘式热障涂层热疲劳试验装置，包括试样安装座与试样夹具。其中试样安装座包括旋转支撑盘与底座，旋转支撑盘与底座周向采用篦齿结构连接密封，且旋转支撑盘具有转动副。

上述旋转支撑盘通过驱动电机驱动转动，带动试样公转；同时在旋转支撑盘周向上设计有试样安装孔，试样安装孔内安装有试样夹具，试样夹具用于试样的夹装。试样夹具与试样安装孔间通过夹具安装轴承相连；试样夹具底端套接有行星齿轮，与底座上安装的恒星齿轮啮合，使试样公转的同时进行自转。

本发明的优点在于：

1、本发明转盘式热障涂层热疲劳试验装置，能够研究热障涂层在高温燃气下的热疲劳寿命；

2、本发明转盘式热障涂层热疲劳试验装置，在研究热障涂层的热疲劳寿命方面，本设计比普通电阻丝加热所得的实验数据要更接近实际工作状态；

3、本发明转盘式热障涂层热疲劳试验装置，通过巧妙的机械机构设计，可以保证集气腔良好的密封性；

4、本发明转盘式热障涂层热疲劳试验装置，装卸试样容易，操作方便。

附图说明

图1为本发明转盘式热障涂层热疲劳试验装置整体结构示意图；

图2为本发明转盘式热障涂层热疲劳试验装置中支撑平台结构示意图；

图3为本发明转盘式热障涂层热疲劳试验装置中旋转支撑盘与底座间的安装方式爆炸图；

图4为本发明转盘式热障涂层热疲劳试验装置中试样安装方式示意图；

图5为本发明转盘式热障涂层热疲劳试验装置中间隙调节机构结构示意图；

图6为本发明转盘式热障涂层热疲劳试验装置中间进气管安装位置示意图。

图中：

1-支撑平台 2-试样安装座 3-试样夹具

4-恒星-行星齿轮机构 5-间隙调节机构 6-试样

7-驱动电机 8-万向节 9-进气管

10-挡烟板 201-旋转支撑盘 202-底座

203-集气腔 204-三层环形密封片A 205-四层环形密封片B

301-试样支座 302-夹具安装轴承 303-固定杆

304-拧紧螺母 305-出气孔A 306-出气孔B

401-恒星齿轮 402-行星齿轮 501-间隙调节套筒

502-间隙调节螺栓 503-间隙调节螺母 504-上轴承

505-下轴承 506-上轴承锁紧螺母 507-下轴承锁紧螺母

508-间隙锁紧螺母 901-环形进气腔 902-进气接头

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步详细说明。

本发明航空发动机热端部件隔热涂层的热疲劳试验装置，包括支撑平台1、试样安装座2、试样夹具3与恒星-行星齿轮机构4，如图1所示。

所述试样安装座2安装于支撑平台1上，包括旋转支撑盘201与底座202，如图2所示。其中，底座202为具有底面与侧壁的圆盘形结构，内部作为集气腔203。旋转支撑盘201外缘周向与底座202侧壁间相连，形成转动副，使旋转支撑盘201可转动。

为了减少集气腔203内气体的泄露，本发明中旋转支撑盘201与底座202间设计为篦齿型密封结构，具体为：如图3所示，在旋转支撑盘201底面通过周向均布的螺钉同轴压紧固定有三层环形密封片A204；其中，位于上下层的环形密封片A204外径大于旋转支撑盘201的外径，同时位于中层的环形密封片A204外径小于位于上下层的环形密封片A204外径；由此三层环形密封片A204外圈周向上形成外篦齿结构。同时，在底座202顶面通过周向均布的螺钉同轴固定安装有四层环形密封片B205；四层环形密封片B205外径相等，且四层环形密封片B205的外径与底座202外径相等。令上述四层环形密封片B205由上至下分别为第一～第四密封片B，其中第一密封片与第三密封片的内径d1相等，第二密封片与第四密封片的内径d2相等，且d1＜d2。由此，四层环形密封B205内圈周向上形成固定的内篦齿结构。在固定密封片A204与密封片B205前，使旋转支撑盘201与底座202上的外篦齿结构与内篦齿结构相互穿插，形成狭窄的迷宫型封严结构，如图2所示。最终实现旋转支撑底盘201与底座202间的定位，且旋转支撑底盘201可转动；同时增强了集气腔203的密封结构。上述密封片A204与密封片B205均采用2mm钢片。

上述旋转支撑座201周向均布有试样安装孔，试样安装孔用来安装试样夹具3，试样夹具3用于试样的夹装。所述试样夹具3包括试样支座301、夹具安装轴承302、固定杆303与拧紧螺母304，如图2、图4所示。其中，试样支座301为空心柱状结构，底端通过夹具安装轴承302安装于试样安装孔内，且底端端部伸入集气腔203内。试样支座301顶端同轴安装有空心柱状结构试样6。固定杆303底部设计有为空心内腔，底端外壁设计有外螺纹；固定杆303顶端固定安装有拧紧螺母304。固定杆303同轴设置于试样5内部，底端外螺纹与试样支座301顶端设计的内螺纹结构配合螺纹连接，进而通过拧紧顶紧螺母，由顶紧螺母将试样与试样支座301间顶紧固定。上述固定杆303底部侧壁开有出气孔A305，出气孔A305与固定杆303底部连通。同时在顶紧螺母301顶部顶端开有出气孔B306，出气孔B306与试样5内部连通。

所述恒星-行星齿轮机构4包括恒星齿轮401与行星齿轮402,如图1、图2所示。其中，恒星齿轮401位于集气腔203内，同轴固定于底座202上表面，且恒星齿轮顶面与旋转支撑盘间具有一定间隙，作为进气通道。行星齿轮402同轴固定安装于试样支座301底端，与恒星齿轮401啮合；且恒星齿轮顶面与旋转支撑盘间具有一定间隙，作为进气通道。由此，当旋转支撑盘201转动时，各试样6随旋转支撑盘201公转，同时行星齿轮402转动还会在各试样6公转的同时，进行自转。

上述旋转支撑盘201与底座202上的篦齿结构间的间隙调节通过间隙调节机构5实现。如图5所示，间隙调节机构5包括间隙调节套筒501、间隙调节螺栓502、间隙调节螺母503、上轴承504与下轴承505。其中，间隙调节套筒501同轴固定于底座202与恒星齿轮401中心开设的相连通的安装通道内，使间隙调节套筒501与集气腔203连通。间隙调节螺栓502同轴设置于间隙调节套筒501内，顶端与旋转支撑盘201中心处焊接固定成一体；间隙调节螺栓502上螺纹套接有间隙调节螺母503。上轴承504内圈套接于间隙调节螺栓02上部，通过间隙调节螺栓502周向设计的定位台肩，以及间隙调节间螺栓502上螺纹套接的上轴承锁紧螺母506，实现轴向定位；上轴承504外圈与间隙调节套筒501周向不接触。下轴承505内圈套接于间隙调节螺母503上，通过间隙调节螺母503上周向设计的定位台肩，以及间隙调节螺母503上固定套接的下轴承锁紧螺母507，实现轴向定位；下轴承505外圈通过定位螺栓与间隙调节套筒501间周向固定。由此，在进行间隙调节时，首先将间隙调节螺母503相对于间隙调节套筒501间固定，随后转动间隙调节螺栓，带动旋转支撑盘201转动，微调旋转支撑盘201与底座202上的篦齿结构间的间隙；当间隙合格后，接触间隙调节螺母503相对于间隙调节套筒501间的固定关系，随后通过在间隙调节螺栓502上拧紧间隙锁紧螺母508，实现间隙调节螺母503与间隙调节螺栓502间相对固定锁紧。

上述旋转支撑盘201由驱动电机7驱动转动，驱动电机7的输出轴与旋转支撑盘201同轴设置，通过支架固定于支撑平台1底面。驱动电机7输出轴通过万向节8与间隙调节螺栓502底端相连，如图6所示。

上述间隙调节套筒201底端同轴安装有进气管9，如图6所示，进气管9周向上设计有环形进气腔901，侧壁上安装有进气接头902，进气接头902与进气腔901连通。同时设计进气腔901通过顶面轴向开设的通孔与间隙调节套筒201内部连通。

由此，通过进气接头902向进气腔901内通入压缩空气，压缩空气经进气腔901后进入间隙轴承套筒501内部，对上轴承504与下轴承505冷却，随后压缩空气进入集气腔203，其中少部分压缩空气对夹具安装轴承302进行冷却后，直接排入火焰气流，大部分压缩空气依次经试样支座301内部-固定杆303底部内腔-出气孔A305后，喷向试样6内壁，对试样6进行冷却，最终压缩空气经出气孔B306排入火焰气流，如图2所示。

上述旋转支撑盘201上还安装有垂直的挡烟板10，如图1所示，通过挡烟板10将试验空间分成高温和低温两个区域，各试样公转经过高温/低温区完成热循环过程；试样6的自转可使自身受热均匀。

Claims (6)

1.一种转盘式热障涂层热疲劳试验装置，包括试样安装座与试样夹具；其特征在于：

所述试样安装座包括旋转支撑盘与底座，旋转支撑盘与底座周向连接密封，且旋转支撑盘具有转动副；

上述旋转支撑盘通过驱动电机驱动转动，带动试样公转；同时在旋转支撑盘周向上设计有试样安装孔，试样安装孔内安装有试样夹具，试样夹具用于试样的夹装；试样夹具与试样安装孔间通过夹具安装轴承相连；试样夹具底端套接有行星齿轮，与底座上安装的恒星齿轮啮合，使试样公转的同时进行自转。

2.如权利要求1所述一种转盘式热障涂层热疲劳试验装置，其特征在于：旋转支撑盘与底座周向间采用篦齿结构相连。

3.如权利要求2所述一种转盘式热障涂层热疲劳试验装置，其特征在于：具有间隙调节机构，用于调节旋转支撑盘与底座间的篦齿结构间隙；间隙调节机构包括间隙调节套筒、间隙调节螺栓、间隙调节螺母、上轴承与下轴承；其中，间隙调节套筒固定于底座上；间隙调节螺栓顶端与旋转支撑盘中固定；间隙调节螺栓上螺纹套接有间隙调节螺母；上轴承内圈套接于间隙调节螺栓上部，外圈与套筒间不接触；下轴承内圈套接于间隙调节螺母上，外圈与套筒间周向定位；在进行间隙调节时，将间隙调节螺母相对于间隙调节套筒间固定后，转动间隙调节螺栓，带动旋转支撑盘转动，实现篦齿结构间隙的微调。

4.如权利要求1所述一种转盘式热障涂层热疲劳试验装置，其特征在于：驱动电机输出轴通过万向节驱动旋转支撑盘转动。

5.如权利要求1所述一种转盘式热障涂层热疲劳试验装置，其特征在于：

旋转支撑盘与底座间具有集气腔；试样夹具设计有进气通道，试样采用筒状结构；且进气通道与集气腔和进气通道连通；同时设计有进气管，进气管与底座间位置固定，进气管周向设计有进气腔，进气腔与集气腔连通；进气管外壁安装进气接头与进气腔连通；由进气接头向进气腔内通入压缩空气，随后压缩空气进入集气腔，其中一部分压缩空气对夹具安装轴承进行冷却后排出；另一部分压缩空气依次经试样进气通道进入试样内部对试样进行冷却后排出。

6.如权利要求1所述一种转盘式热障涂层热疲劳试验装置，其特征在于：旋转支撑盘上还安装有垂直的挡烟板，通过挡烟板将试验空间分成高温和低温两个区域。