CN106468641A - 一种燃气环境下的热障涂层热‑机械疲劳试验装置 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种燃气环境下的热障涂层热‑机械疲劳试验装置，包括安装套筒、万能试验机、试样加装件、火焰摆动部件与燃烧器。安装套筒内设置有试样加装件，试样加装件具有上下连接头，上下连接头由万能试验机上下夹具夹持；上下连接头之间固定试样；火焰摆动部件为由电机驱动摆动的火焰筒，安装于安装套筒端部，且使火焰筒位于安装套筒内；燃烧器产生高温燃气喷入火焰筒，由火焰筒出口喷向试样。通过控制火焰筒摆动，来控制高温燃气的方向，使试样的温度发生高低循坏变化，实现航空发动机涡轮叶片热障涂层在同时承受机械循环载荷和温度循环载荷情况下的疲劳寿命试验，为航空发动机寿命预估提供试验数据。

Description

一种燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，涉及一种燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置，具体是一种能够模拟航空发动机热端部件隔热涂层热-机械疲劳工作环境的试验装置。
背景技术
航空发动机热端部件主要指燃烧室和涡轮组件。他们的工作环境非常恶劣，比如燃烧室能够产生温度高达1700℃的燃气，而它自身的温度也快接近材料的熔点。涡轮叶片是航空发动机的动力输出部件，它工作在高压、高温和高应力环境中。其外围的燃气温度已经超过了涡轮叶片所用材料的熔点。为了降低涡轮叶片的工作温度，需要在叶身设计气膜以及在叶片表面制备热障涂层。热障涂层能够隔离高温燃气和涡轮叶片基体，使用涂层材料较低的热导率使得叶片温度比燃气温度低。因此，涡轮叶片表面的热障涂层也承受了温度交变载荷和机械交变载荷。在热应力和机械应力共同作用下使得热障涂层提前剥落失效。热障涂层失效后将涡轮叶片基体直接暴露在高温燃气下，这将会大幅降低涡轮叶片的使用寿命。因此，研究热障涂层在高温和高应力同时存在的环境中的热-机械疲劳行为是研究带热障涂层涡轮叶片寿命的基础。
典型的热障涂层系统主要由隔热陶瓷层和粘接层组成，其服役过程中在陶瓷层和粘接层界面之间会生长出一层几微米厚的氧化物层。由于陶瓷层、氧化物层和粘接层的热膨胀系数和杨氏模量相差较大，所以在热-机械交变载荷下氧化物层的附近会因应力集中而萌生疲劳裂纹。这些疲劳裂纹随着发动机服役时间的增长和生长，最后相邻裂纹连接使得热障涂层出现掉块剥落的现象。
发明内容
针对上述问题，本发明提出一种燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置，能够模拟航空发动机涡轮叶片表面热障涂层以高应力和高温度为特点的工作环境。
1、一种燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置，包括安装套筒、万能试验机、试样加装件、火焰摆动部件与燃烧器。
所述安装套筒内设置有试样加装件，试样加装件具有上连接头与下连接头，上连接头与下连接头由万能试验机上夹具与下夹具夹持；上连接头与下连接头之间同轴固定安装试样。
火焰摆动部件为由电机驱动摆动的火焰筒，安装于安装套筒端部，且使火焰筒位于安装套筒内。
燃烧器用于稳定产生高温燃气，燃烧器的燃气出口与安装套筒内部连通，使高温燃气喷入到安装套筒内部，并进入火焰筒，由火焰筒出口喷向试样。
通过控制火焰筒摆动，来控制高温燃气的方向，使试样的温度发生高低循坏变化，实现航空发动机涡轮叶片热障涂层在同时承受机械循环载荷和温度循环载荷情况下的疲劳寿命试验，为航空发动机寿命预估提供试验数据。
本发明的优点在于：
1、本发明燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置，能够通过简单的机械结构模拟高低温循环载荷的工作环境。
2、本发明燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置，能够同时模拟机械循环载荷和温度循环载荷的工作环境，可用于研究分析航空发动机涡轮叶片的疲劳寿命。
3、本发明燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置，简单可靠，易于操作。
附图说明
图1为本发明燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置整体结构示意图；
图2为本发明燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置中安装套筒分段设计结构示意图；
图3为本发明燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置中试样加装件的冷却通道设计方式示意图；
图4为本发明燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置中试样加装件外部结构示意图；
图5为本发明燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置中试样结构示意图；
图6为本发明燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置中火焰摆动部件结构示意图；
图7为本发明燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置中高温燃气喷射方式示意图；
图8为本发明燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置中火焰筒摆动时试样试验段外壁的温度场分布；
图9为给定的机械疲劳载荷谱；
图10为给定的热疲劳载荷谱。
图中：
1-安装套筒 2-万能试验机 3-试样加装件
4-火焰摆动部件 5-燃烧器 6-高压风机
7-试样 301-上连接头 302-下连接头
303-火焰挡板 304-进气管 301a-上环形内腔
301b-上气道 302a-下环形内腔 302b-下气道
304a-进气管内腔 304b-进气管气道 401-火焰筒、、、与
402-摆动驱动组件 403-上进气管道 404-下进气管道
405-步进电机 402a-摇臂 402b-驱动杆
402c-驱动板 402d-摆动调节连杆 701-试样内气道
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步详细说明。
本发明燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置，包括安装套筒1、万能试验机2、试样加装件3、火焰摆动部件4、燃烧器5与高压风机6，如图1所示。
所述安装套筒1通过支架支撑，轴线水平设置于万能试验机2的上夹具与下夹具之间。安装套筒1用于火焰摆动部件4及燃烧器5的安装。
试样加装件3用于试样7的夹持固定；试样加装件3与其所夹持的试样7设计为一体化结构，即每个试样加装件3对应一试样7。试样加装件3包括上连接头301与下连接头302构成，如图2所示；其中上连接头301与下连接头302的固定端分别由万能试验机2的上夹具与下夹具夹持固定；上连接头301与下连接头302的夹持端之间用来固定安装试样7；且使上连接件301、下连接件302与试样7三者间同轴。
试样加装件3内部设计有加装件冷却通道，用来冷却上连接头301与下连接头302，以及试样7，实现模拟发动机热端部件内冷外热的工作环境。如图3所示，冷却通道的设计方式为：在上连接头301内部周向上设计有上环形内腔301a，中心同轴设计有上气道301b，上气道301b与上环形内腔301a间通过沿上连接头301径向设计的通道连通。下连接头302内部周向上设计有下环形内腔302a，中心同轴设计有下气道302b，下气道302b与上环形内腔302a间通过沿下连接头302径向设计的通道连通。下连接头302侧壁安装有L型进气管304，进气管304周向上设计有环形进气管内腔304a，沿进气管304轴线设计有进气管气道304b。其中，环形进气管内腔304a与下环形内腔302a连通，进气管气道304b与下气道302b连通；同时在柱状试样7内，沿柱状试样7轴向设计有试样内气道701，试样内气道701与上气道301b和下气道302b连通。上环形内腔301a、上气道301b、试样内气道701、下气道302a、进气管气道304b共同构成一条完整的冷却通道A；环形进气管内腔304a与下环形内腔302b共同构成一条完整的冷却通道B。由此，由进气管304的进气端通入冷却气后，冷却气依次经进气管气道304b、下气道302a、试样内气道701、上气道301b与上环形内腔301a，实现为试样7及上连接头301的冷却。同时冷却气还依次经环形进气管内腔304a与下环形内腔302b，实现为下连接头302的冷却。
上述上连接头301与下连接头302外壁开有排气孔分别与上环形内腔301a和下环形内腔302a连通，用于进入到上环形内腔301与下环形内腔302a内的冷却气排入主燃气，如图4所示；通过排气孔喷出的气流可以在上连接头301与下连接头302外壁面形成气膜，能有效降低上连接头301与下连接头302。上连接头301与下连接头302的固定端端部还设计有环形火焰挡板303，用来减少冷却气对安装套筒1内主燃气温度场的影响。
本发明中根据国内一型航空发动机高压涡轮叶片前缘的几何形状，设计试样为圆管哑铃型，中段为试验段，长度为25mm，外径为φ8mm，内径为φ5mm，在试验段外表面制备热障涂层，如图5所示。
所述万能试验机通过上夹具与下夹具对试样加装件3夹持固定，通过万能试验机为试样7提供试验所需的载荷；同时试样加装件3安装后，需使试样加装件3整体位于安装套筒1内；为便于试样加装件3的安装，设计安装套筒1为前后两段结构，前后两段间相互铰接，在试样加装件3安装位置处形成可开合结构，如图2所示。由此，当打开安装套筒1前段，即可使整套试样加装件3暴露在外，方便对试样加装件3的更换，由于每套试样加装件3对应一个试样，因此更换试样加装件3即为对试样7的更换。
所述火焰摆动部件4安装于安装套筒1内，靠近前段端面处；如图6所示，火焰摆动部件4包括火焰筒401、摆动驱动组件402、上进气管道403、下进气管道404与步进电机405。其中，火焰筒401轴线水平设置，一端为扩张口，另一端为收缩口，收缩口朝向试样7。上进气管道403与下进气管道404竖直设置，进气端位于安装套筒1外部，出气端分别位于火焰筒401的上下位置，且分别通过支架406安装于安装套筒1前段端面内壁上下位置；同时上进气管道403与下进气管道404均与火焰筒401内部连通。上进气管道403与下进气管道404内同轴设置有转轴，转轴通过轴向上套接的连接盘与上进气管道403和下进气管道404间固定；同时转轴末端与火焰筒401间通过轴承相连，实现火焰筒401与安装套筒1间的定位，同时通过摆动驱动组件402可驱动火焰筒401绕转轴轴线的转动。
所述摆动驱动组件402包括摇臂402a、驱动杆402b、驱动板402c与摆动调节连杆402d。其中摇臂402a水平设置，中心固定安装于步进电机405的输出轴上，步进电机405固定安装于安装套筒1前段端面外壁上。驱动杆402b为两根，输入端分别铰接于摇臂402a两端，输出端分别铰接于驱动板402c相对两侧对称设计的凸耳上。驱动板402c中心套通过轴承套接在上进气管道的进气端。所述摆动调节连杆402d竖直设置，输入端固定于驱动板402c外缘处，固定位置位于驱动板402c上两个凸耳连线的中平分线上。摆动调节连杆402d输出端固定于火焰筒401收缩一端的外壁处。由此，通过步进电机405驱动摇臂402a摆动，带动两根驱动杆402b推拉驱动板402c的两侧，使驱动板402转动，进而带动摆动调节连杆402d左右摆动，最终驱动火焰筒401的转动。
由于火焰筒401摆动位置温度较高，因此在高温环境下火焰筒401摆动位置处依然需要冷却，因此，本发明中采用耐高温的石墨滑动轴承实现火焰筒401与转轴间的连接；且在用于固定转轴的各个连接盘上以及石墨滑动轴承外圈上设计有周向排布的轴承冷却通道。通过向上进气管道404、下进气管道405通入冷却气，冷却气会进入轴承冷却通道内，对火焰筒401摆动位置进行冷却，最终汇入安装套筒1内的主燃气。由于火焰筒401摆动位置距离试样7较远，因此汇入主燃气中的冷却气对主燃气温度场的影响可以忽略。
本发明中所用冷却气由高压鼓风机提供，高压鼓风机工作功率为1.1KW，空气流量为170m3/h。
所述燃烧器5使用燃料为3#航空煤油，用于稳定产生高温燃气，通过安装架安装在安装套筒1前段上，燃烧器5的燃气出口通过安装套筒前端端面上开设的喷口与安装套筒1内部连通，使高温燃气喷入到安装套筒1内部，并由火焰筒401扩张端进入，由收缩端喷向试样7，如图7所示，使安装套筒1内形成模拟航空发动机热障涂层的高温工作环境；且通过摆动驱动组件402驱动火焰筒401的摆动，来控制高温燃气的方向，通过左右摇摆火焰使得试样7的温度发生高低循坏变化，实现航空发动机涡轮叶片热障涂层在同时承受机械循环载荷和温度循环载荷情况下的疲劳寿命试验，为航空发动机寿命预估提供试验数据。
为了在试验过程中在线测量试件内外壁温度，可将K型热电偶伸入到试样7内部，测量试样7内壁温度；且可将S型热电偶紧贴试样7外壁，实时测量试样7外壁温度。同时在安装套筒1上开设观察窗，以实时观察试样7表面热障涂层的剥落情况。
应用本发明燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置，施加热循环载荷的方法为：在火焰筒401的摇摆角度范围内，连续转动火焰筒401并实时记录试样7试验段外壁的温度，由此可绘出火焰筒401摆动时试样7试验段外壁的温度场分布，如图8所示，图中，T为温度，θ为火焰筒401摆动角度。然后根据上述的试件温度场分布图，和给定的载荷谱，设计步进电机405转动角度规律，进而控制火焰筒401的转动角度，最终控制温度载荷。上述给定的载荷谱包括机械疲劳载荷谱与热疲劳载荷谱，分别如图9、图10所示，图中，t为时间；图9中σ为应力，σMAX为最大应力；图10中T为温度，TMAX为最高温度。试验时将高压鼓风机连接到试样加装件3中的进气管304的进气口，以及火焰摆动部件中的上进气管道403和下进气管道404的进气口；随后安装试样加装件3，并设定应力加载参数，然后开始试验。在试验过程中观察试样7的热障涂层表面剥落情况并同时记录热循环和机械循环的循环次数。当通过目视观察到试件表面热障涂层发生剥落时停止试验并保存数据。

Claims (8)

1.一种燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置，其特征在于：包括安装套筒、万能试验机、试样加装件、火焰摆动部件与燃烧器；
所述安装套筒内设置有试样加装件，试样加装件具有上连接头与下连接头，上连接头与下连接头由万能试验机上夹具与下夹具夹持；上连接头与下连接头之间同轴固定安装试样；火焰摆动部件为由电机驱动摆动的火焰筒，安装于安装套筒端部，且使火焰筒位于安装套筒内；燃烧器用于稳定产生高温燃气，燃烧器的燃气出口与安装套筒内部连通，使高温燃气喷入到安装套筒内部，并进入火焰筒，由火焰筒出口喷向试样。
2.如权利要求1所述一种燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置，其特征在于：试样加装件内部设计有加装件冷却通道，用来冷却上连接头与下连接头，以及试样。
3.如权利要求2所述一种燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置，其特征在于：加装件冷却通道的设计方式为：在上连接头内部周向上设计有上环形内腔，中心同轴设计有上气道，上气道与上环形内腔间通过沿上连接头径向设计的通道连通；下连接头内部周向上设计有下环形内腔，中心同轴设计有下气道，下气道与上环形内腔间通过沿下连接头径向设计的通道连通；下连接头侧壁安装有进气管，进气管周向上设计有环形进气管内腔，沿进气管轴线设计有进气管气道；其中，环形进气管内腔与下环形内腔连通，进气管气道与下气道连通；同时在试样内，沿试样轴向设计有试样内气道，试样内气道与上气道和下气道连通。
4.如权利要求3所述一种燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置，其特征在于：上连接头与下连接头外壁开有排气孔分别与上环形内腔和下环形内腔连通。
5.如权利要求1所述一种燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置，其特征在于：试样为圆管哑铃型，中段为试验段，长度为25mm，外径为φ8mm，内径为φ5mm，在试验段外表面制备热障涂层。
6.如权利要求1所述一种燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置，其特征在于：所述火焰摆动部件包括火焰筒、摆动驱动组件与步进电机；其中，火焰筒出口朝向试样，上下两端通过安装杆固定安装于安装套筒端面内壁设计的支架上；且安装杆与火焰筒间通过轴承连接；
摆动驱动组件包括摇臂、驱动杆、驱动板与摆动调节连杆；其中摇臂水平设置，中心固定安装于步进电机的输出轴上，步进电机固定安装于安装套筒端面上；驱动杆为两根，输入端分别铰接于摇臂两端，输出端分别铰接于驱动板上相对位置处；驱动板中心套通过轴承套接在火焰筒上端安装杆上；所述摆动调节连杆竖直设置，输入端固定于驱动板上；摆动调节连杆的输出端固定于火焰筒外壁处；通过步进电机驱动摇臂摆动，带动两根驱动杆推拉驱动板的两侧，使驱动板转动，进而带动摆动调节连杆左右摆动，最终带动火焰筒的转动。
7.如权利要求6所述一种燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置，其特征在于：火焰筒上下位置的安装杆为空心杆，分别作为上进气管道与下进气管道，均与火焰筒内部连通；同时在火焰筒上下位置的安装杆与火焰筒间连接的轴承上开设轴承冷却通道；通过向上进气管道、下进气管道通入冷却气，冷却气会进入轴承冷却通道内，对火焰筒摆动位置进行冷却。
8.如权利要求1所述一种燃气环境下的热障涂层热-机械疲劳试验装置，其特征在于：安装套筒上开设观察窗。
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