CN109443773A - 一种热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型，包括：工作叶片、工作叶片涡轮盘、固定件、导向叶片、导向叶片涡轮盘、机匣和转轴；工作叶片涡轮盘套设于转轴上，与转轴沿径向间隙配合，工作叶片涡轮盘的外壁圆周上设置有工作叶片；固定件与工作叶片涡轮盘固定连接，将工作叶片涡轮盘固定到预设位置；导向叶片涡轮盘固定套设于转轴上,导向叶片涡轮盘和机匣之间设置有环形的通道；转轴、工作叶片涡轮盘和导向叶片涡轮盘同轴；工作叶片和导向叶片上涂覆有热障涂层。本发明用于热障涂层高温、冲蚀、CMAS腐蚀、高速旋转、湍流、尾迹、热斑等复杂工况的模拟试验与测试，适用于工作叶片热障涂层的检测与机制研究。

Description

一种热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型
技术领域
本发明涉及燃气涡轮发动机高压涡轮部件热障涂层测试与考核领域，特别涉及一种航空发动机的热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型。
背景技术
燃气涡轮发动机是体现国家科技水平与核心竞争力的重要标志，高涡轮前燃气进口温度是先进燃气涡轮发动机的一大特征，承温、承载最为苛刻的高压涡轮叶片是最核心部件，迫切需要热障涂层这一热防护材料。然而，涡轮叶片热障涂层除了承受高温、高速的燃气冲击外，还需承受外界颗粒冲蚀、CMAS腐蚀，以及工作叶片、导向叶片相互运动、与高温燃气交互作用等所产生的热斑、尾迹、湍流等复杂效应，致使涂层发生极难预测的失效。为此，研制热障涂层服役工况的试验模拟测试平台是这一研究领域的重要手段，而模拟平台运行的关键是需要有能模拟热障涂层工况的试验模型件，能实现各种复杂载荷的模拟，并尽可能的节省试验成本，保障试验安全。
目前国内外研究较为成熟的是导向叶片等静止件热障涂层的试验模拟测试平台，通过产生高温、高速的燃气来冲击静止件热障涂层的表面，分析和考核其性能。在这类试验模拟测试平台中，所用的试验件大多是简单片状、圆筒状的热障涂层试样，涡轮叶片热障涂层多为单个(联)叶片。随着工作叶片上热障涂层的应用需求越来越迫切，模拟考核与分析的要求也越来越高，研制考虑工作叶片高速旋转工作状态的试验模拟测试平台也成为必然。在这类试验模拟装置中，如何制备能模拟热障涂层实际工况的涡轮模型件也是需要考虑的重要方面。
在实际发动机中，高温燃气需经过导向叶片导流，改变方向与速度后流向工作叶片热障涂层，并与高速旋转的工作叶片热障涂层发生交互作用，产生尾迹、湍流、热斑等复杂载荷效应。因此，发明一种模型件的设计方法，是热障涂层复杂服役环境模拟的必要基础，为分析工作叶片热障涂层失效和破坏机理的重要手段，为设计和优化工作叶片热障涂层提供重要参考。
发明内容
本发明实施例的目的是提供一种热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型，通过采用涡轮模型提供了高速旋转的热障涂层导向叶片和静止的热障涂层工作叶片，模拟出工作叶片热障涂层在复杂的服役环境的失效破坏，为分析工作叶片热障涂层失效和破坏机理的重要手段，模拟了各种服役工况，大幅节省了热障涂层服役工况模拟试验的成本，提高了试验的可靠性与安全性，为设计和优化工作叶片热障涂层提供重要参考。
为解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型，包括：转轴、工作叶片涡轮盘、固定件、工作叶片、导向叶片涡轮盘、导向叶片和机匣；所述工作叶片涡轮盘套设于所述转轴上，与所述转轴沿径向间隙配合，所述工作叶片涡轮盘的外壁圆周上设置有所述工作叶片；所述固定件与所述工作叶片涡轮盘固定连接，用于将所述工作叶片涡轮盘固定到预设位置；所述导向叶片涡轮盘固定套设于所述转轴上，所述导向叶片涡轮盘与所述工作叶片涡轮盘平行且间隔第一预设距离，所述导向叶片涡轮盘和机匣之间设置有环形的通道，所述通道与所述工作叶片的位置相对应；所述导向叶片为多个，固定设置在所述通道内；所述转轴、所述工作叶片涡轮盘和所述导向叶片涡轮盘同轴；所述工作叶片和所述导向叶片上涂覆有热障涂层。
进一步地，所述工作叶片与所述工作叶片涡轮盘榫接。
进一步地，所述工作叶片涡轮盘的外壁圆周上设有榫槽；所述工作叶片与所述工作叶片涡轮盘连接的一端设置有与所述榫槽形状相匹配的榫头。
进一步地，所述工作叶片与所述固定件分别位于所述工作叶片涡轮盘轴线的相对两侧。
进一步地，所述导向叶片和所述导向叶片涡轮盘一体成型。
进一步地，所述导向叶片远离所述导向叶片涡轮盘的一端和所述机匣保持第二预设距离。
进一步地，所述导向叶片的数量为24个。
进一步地，所述导向叶片与所述工作叶片的夹角为θ，所述θ为：
式中，U表示所述工作叶片相对于所述导向叶片转动切向线速度，W表示气流进入所述工作叶片的相对速度，V表示气流流向所述工作叶片的绝对速度。
进一步地，所述工作叶片涡轮盘的半径与所述工作叶片径向长度之和大于或等于旋转半径r，所述旋转半径r为：
式中，r表示所述工作叶片(201)相对于所述导向叶片(204)旋转时的旋转半径，v表示所述工作叶片相对于所述导向叶片的线速度，n表示所述工作叶片相对于所述导向叶片的转速。
进一步地，所述转轴与所述导向叶片涡轮盘通过转轴连接。
本发明实施例的上述技术方案具有如下有益的技术效果：
通过采用涡轮模型提供了高速旋转的热障涂层导向叶片和静止的热障涂层工作叶片，模拟出工作叶片热障涂层在复杂的服役环境的失效破坏，为分析工作叶片热障涂层失效和破坏机理的重要手段，模拟了各种服役工况，大幅节省了热障涂层服役工况模拟试验的成本，提高了试验的可靠性与安全性，为设计和优化工作叶片热障涂层提供重要参考。
附图说明
图1是本发明实施例提供的热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型的结构主视图；
图2是本发明实施例提供的热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型的结构侧视图。
附图标记：
201、工作叶片，202、工作叶片涡轮盘，203、固定件，204、导向叶片，205、导向叶片涡轮盘，206、机匣，207、转轴，208、通道。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面结合具体实施方式并参照附图，对本发明进一步详细说明。应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本发明的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。
图1是本发明实施例提供的热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型的结构侧视图。
图2是本发明实施例提供的热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型的结构主视图。
请参照图1和图2，本发明实施例提供一种热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型，包括：工作叶片201、工作叶片涡轮盘202、固定件203、导向叶片204、导向叶片涡轮盘205、机匣206和转轴207；工作叶片涡轮盘202套设于转轴207上，与转轴207沿径向间隙配合，工作叶片涡轮盘202的外壁圆周上设置有工作叶片201；固定件203与工作叶片涡轮盘202固定连接，用于将所述工作叶片涡轮盘固定到预设位置；导向叶片涡轮盘205固定套设于转轴207上，导向叶片涡轮盘205与工作叶片涡轮盘202平行且间隔第一预设距离，导向叶片涡轮盘205和机匣206之间设置有环形的通道208，通道208与工作叶片201的位置相对应；导向叶片204为多个，固定设置在通道208内；转轴207、工作叶片涡轮盘202和导向叶片涡轮盘205同轴；工作叶片201和导向叶片204上涂覆有热障涂层。本发明通过采用涡轮模型提供了高速旋转的热障涂层导向叶片和静止的热障涂层工作叶片，模拟出工作叶片热障涂层在复杂的服役环境的失效破坏，为分析工作叶片热障涂层失效和破坏机理的重要手段，模拟了各种服役工况，大幅节省了热障涂层服役工况模拟试验的成本，提高了试验的可靠性与安全性，为设计和优化工作叶片热障涂层提供重要参考。
转轴207与导向叶片涡轮盘205连接端相对的一端与外界驱动电机连接，在驱动电机的带动下高速旋转，进而带动导向叶片涡轮盘205高速旋转，模拟出发动机涡轮叶片工作时高速旋转状态。
可选的，工作叶片201与工作叶片涡轮盘202榫接。工作叶片涡轮盘202的外壁圆周上设有榫槽；工作叶片201与工作叶片涡轮盘202连接的一端设置有与榫槽形状相匹配的榫头。榫接是榫头插入榫槽的结合方式，依靠材料的摩擦力和材料的结构将两块材料固定在一起，连接牢靠。
工作叶片201与固定件203分别位于工作叶片涡轮盘202轴线的相对两侧。在进行热障涂层工况模拟试验时，工作叶片201与工作叶片涡轮盘202连接端相对的一端与外界拉伸机连接，利用拉伸机对工作叶片201施加类似于离心力的径向拉力，以模拟出工作叶片201真实的工作状态，提高试验过程的可靠性和试验数据的真实性。
导向叶片204和导向叶片涡轮盘205一体成型，采用同一材料一体成型的制造方式提高了导向叶片204相对于导向叶片涡轮盘205的位置和角度的准确性，提高了试验的科学性。
导向叶片204远离导向叶片涡轮盘205的一端和机匣206保持第二预设距离。可选的，第二预设距离为1mm。
可选的，工作叶片201为中空结构，中空结构的工作叶片201与外界冷却气体回路连通，以使工作叶片201在试验结束后尽快冷却。和/或，导向叶片204为中空结构，中空结构的导向叶片204与外界冷却气体回路连通，以使导向叶片204在试验结束后尽快冷却。
本发明的一个具体实施例中，导向叶片204的数量为24个，相邻两个导向叶片204与导向叶片涡轮盘205的圆心之间的夹角为15°，可在满足动平衡的同时保证气流流道效果。
工作叶片201与导向叶片204的夹角为θ，θ为：
式中，U表示工作叶片201相对于导向叶片204转动的切向线速度，W表示气流流入工作叶片201的相对速度，V表示气流流向工作叶片201的绝对速度。
工作叶片201和导向叶片204之间的夹角满足速度三角形原理，三条边分别是牵连速度(沿旋转的切向，即工作叶片201相对于导向叶片204转动切向线速度U)、相对速度(沿叶片方向，即气流进入工作叶片201的相对速度W)和绝对速度(前两个的矢量和，即气流流向工作叶片201的绝对速度V)，相对速度W与绝对速度为V的夹角θ即为导向叶片与工作叶片之间的夹角。在本发明实施例的一个实施方式中，当相对速度W为510m/s，绝对速度V为340m/s，切向线速度U为400m/s，可得θ为51.50。
工作叶片涡轮盘202的半径与工作叶片201径向长度之和大于或等于旋转半径r，旋转半径r为：
式中，r表示工作叶片201相对于导向叶片204旋转时的旋转半径，v表示工作叶片201相对于导向叶片204的线速度，n表示工作叶片201相对于导向叶片204的转速。
在本发明实施例的一个实施方式中，转轴转速为2万转/分或线速度400米/秒，可知旋转最大外直径382mm，工作叶片涡轮盘202的直径可为300mm左右，工作叶片201长度100mm左右。
转轴207与导向叶片涡轮盘205通过螺栓连接，提高了导向叶片涡轮盘205在随驱动电机带动转轴207高速旋转的过程中的动平衡，提高了涡轮模型整个装置在试验过程中的安全性。
综上所述，本发明实施例旨在保护一种热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型，包括：转轴、工作叶片涡轮盘、固定件、工作叶片、导向叶片涡轮盘、导向叶片和机匣；工作叶片涡轮盘套设于转轴上，与转轴沿径向间隙配合，工作叶片涡轮盘的外壁圆周上设置有工作叶片；固定件与工作叶片涡轮盘固定连接，用于将工作叶片涡轮盘固定到预设位置；导向叶片涡轮盘固定套设于转轴上，导向叶片涡轮盘与工作叶片涡轮盘平行且间隔第一预设距离，导向叶片涡轮盘和机匣之间设置有环形的通道，通道与工作叶片的位置相对应；导向叶片为多个，固定设置在通道内；转轴、工作叶片涡轮盘和导向叶片涡轮盘同轴；工作叶片和导向叶片上涂覆有热障涂层。上述技术方案具备如下效果：
通过采用涡轮模型提供了高速旋转的热障涂层导向叶片和静止的热障涂层工作叶片，模拟出工作叶片热障涂层在复杂的服役环境的失效破坏，为分析工作叶片热障涂层失效和破坏机理的重要手段，模拟了各种服役工况，大幅节省了热障涂层服役工况模拟试验的成本，提高了试验的可靠性与安全性，为设计和优化工作叶片热障涂层提供重要参考。
应当理解的是，本发明的上述具体实施方式仅仅用于示例性说明或解释本发明的原理，而不构成对本发明的限制。因此，在不偏离本发明的精神和范围的情况下所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。此外，本发明所附权利要求旨在涵盖落入所附权利要求范围和边界、或者这种范围和边界的等同形式内的全部变化和修改例。

Claims (10)

1.一种热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型，其特征在于，包括：工作叶片(201)、工作叶片涡轮盘(202)、固定件(203)、导向叶片(204)、导向叶片涡轮盘(205)、机匣(206)和转轴(207)；
所述工作叶片涡轮盘(202)套设于所述转轴(207)上，与所述转轴(207)沿径向间隙配合，所述工作叶片涡轮盘(202)的外壁圆周上设置有所述工作叶片(201)；
所述固定件(203)与所述工作叶片涡轮盘(202)固定连接，用于将所述工作叶片涡轮盘(202)固定到预设位置；
所述导向叶片涡轮盘(205)固定套设于所述转轴(207)上，所述导向叶片涡轮盘(205)与所述工作叶片涡轮盘(202)平行且间隔第一预设距离，所述导向叶片涡轮盘(205)和机匣(206)之间设置有环形的通道(208)，所述通道(208)与所述工作叶片(201)的位置相对应；
所述导向叶片(204)为多个，固定设置在所述通道(208)内；
所述转轴(207)、所述工作叶片涡轮盘(202)和所述导向叶片涡轮盘(205)同轴；
所述工作叶片(201)和所述导向叶片(204)上涂覆有热障涂层。
2.根据权利要求1所述的热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型，其特征在于，
所述工作叶片(201)与所述工作叶片涡轮盘(202)榫接。
3.根据权利要求2所述的热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型，其特征在于，
所述工作叶片涡轮盘(202)的外壁圆周上设有榫槽；
所述工作叶片(201)与所述工作叶片涡轮盘(202)连接的一端设置有与所述榫槽形状相匹配的榫头。
4.根据权利要求1所述的热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型，其特征在于，
所述工作叶片(201)与所述固定件(203)分别位于所述工作叶片涡轮盘(202)轴线的相对两侧。
5.根据权利要求1所述的热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型，其特征在于，
所述导向叶片(204)和所述导向叶片涡轮盘(205)一体成型。
6.根据权利要求1所述的热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型，其特征在于，
所述导向叶片(204)远离所述导向叶片涡轮盘(205)的一端与所述机匣(206)保持第二预设距离。
7.根据权利要求1所述的热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型，其特征在于，
所述导向叶片(204)的数量为24个。
8.根据权利要求1所述的热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型，其特征在于，
所述工作叶片(201)与所述导向叶片(204)的夹角为θ，所述θ为：
式中，U表示所述工作叶片(201)相对于导向叶片(204)转动切向线速度，W表示气流流入所述工作叶片(201)的相对速度，V表示气流流向所述工作叶片(201)的绝对速度。
9.根据权利要求1所述的热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型，其特征在于，
所述工作叶片涡轮盘(202)的半径与所述工作叶片(201)径向长度之和大于或等于旋转半径r，所述旋转半径r为：
式中，r表示所述工作叶片(201)相对于所述导向叶片(204)旋转时的旋转半径，v表示所述工作叶片(201)相对于所述导向叶片(204)的线速度，n表示所述工作叶片(201)相对于所述导向叶片(204)转速。
10.根据权利要求1所述的热障涂层服役工况模拟试验用涡轮模型，其特征在于，
所述转轴(207)与所述导向叶片涡轮盘(205)通过螺栓连接。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113740370A (zh) * 2021-08-23 2021-12-03 湘潭大学 一种工作叶片的热斑模拟装置和方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1699994A (zh) * 2005-07-21 2005-11-23 北京航空航天大学 热障涂层服役环境模拟装置及模拟环境控制方法
CN103063534A (zh) * 2013-01-10 2013-04-24 湘潭大学 一种模拟和实时测试涡轮叶片热障涂层冲蚀的试验装置
CN103091189A (zh) * 2013-01-10 2013-05-08 湘潭大学 一种模拟热障涂层服役环境并实时检测其失效的试验装置
CN103091238A (zh) * 2013-01-10 2013-05-08 湘潭大学 一种热障涂层涡轮叶片动静态服役环境一体化的试验平台
US9939247B1 (en) * 2016-12-05 2018-04-10 United Technologies Corporation Embedded sensor for in-situ monitoring of blade tip incursion

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1699994A (zh) * 2005-07-21 2005-11-23 北京航空航天大学 热障涂层服役环境模拟装置及模拟环境控制方法
CN103063534A (zh) * 2013-01-10 2013-04-24 湘潭大学 一种模拟和实时测试涡轮叶片热障涂层冲蚀的试验装置
CN103091189A (zh) * 2013-01-10 2013-05-08 湘潭大学 一种模拟热障涂层服役环境并实时检测其失效的试验装置
CN103091238A (zh) * 2013-01-10 2013-05-08 湘潭大学 一种热障涂层涡轮叶片动静态服役环境一体化的试验平台
US9939247B1 (en) * 2016-12-05 2018-04-10 United Technologies Corporation Embedded sensor for in-situ monitoring of blade tip incursion

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
《航空发动机检验技术手册》编委会: "《航空发动机检验技术手册(上册)》", 31 July 2008 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113740370A (zh) * 2021-08-23 2021-12-03 湘潭大学 一种工作叶片的热斑模拟装置和方法

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GR01 Patent grant
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