CN111795901B - 一种模拟涡轮叶片材料服役损伤的试验方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空叶片疲劳试验技术领域，特别涉及一种模拟涡轮叶片材料服役损伤的试验方法。包括步骤一：设计叶片试验件，所述叶片试验件包括依次连接的第一连接段、试验工作段以及第二连接段，所述试验工作段附着有涂层，且开设有气膜孔；步骤二：确定试验载荷谱，所述试验载荷谱包括：载荷上升阶段：载荷由P₀匀速上升至P₁，并保持时间T₁；载荷下降阶段：载荷由P₁匀速下降至P₂，并保持时间T₂；载荷保持阶段：载荷由P₂匀速下降至P₀，并保持时间T₃；步骤三：根据试验载荷谱，对所述叶片试验件进行试验；步骤四：对试验结果进行分析。本申请实现了符合气冷涡轮叶片结构特征的模拟试验件设计，编制了符合航空发动机涡轮叶片实际使用工况的试验载荷谱。

Description

一种模拟涡轮叶片材料服役损伤的试验方法

技术领域

本申请属于航空叶片疲劳试验技术领域，特别涉及一种模拟涡轮叶片材料服役损伤的试验方法。

背景技术

航空发动机及燃气轮机涡轮叶片工作在高温及复杂载荷条件下，对其力学性能提出较高要求。由于制造叶片采用的高温合金在长时服役过程中可能会产生组织演变和性能衰减，了解材料在服役工况条件下的组织、性能变化情况，以及服役载荷、温度等指标对这种变化的影响在叶片等航空发动机高温部件强度设计和寿命评估中有重要作用。

目前在试验室环境开展的此类研究多采用常规材料试棒或板件进行高温持久试验来对材料的服役情况进行模拟，无法模拟涡轮叶片普遍存在的薄壁、气膜孔、涂层等结构、组织和工艺特征。同时现有持久试验或变载荷试验多采用简单载荷谱，与发动机涡轮叶片实际使用载荷存在一定差异，载荷模拟真实度有改进必要。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种模拟涡轮叶片材料服役损伤的试验方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种模拟涡轮叶片材料服役损伤的试验方法，包括：

步骤一：设计叶片试验件，所述叶片试验件包括依次连接的第一连接段、试验工作段以及第二连接段，所述试验工作段附着有涂层，且开设有气膜孔；

步骤二：确定试验载荷谱，所述试验载荷谱包括：

载荷上升阶段：载荷由P₀匀速上升至P₁，并保持时间T₁；

载荷下降阶段：载荷由P₁匀速下降至P₂，并保持时间T₂；

载荷保持阶段：载荷由P₂匀速下降至P₀，并保持时间T₃；

上述三个阶段作为一个循环，以此往复；

步骤三：根据试验载荷谱，对所述叶片试验件进行试验；

步骤四：对试验结果进行分析。

可选地，所述第一连接段上开设有销钉孔，采用销钉与材料试验机的夹头连接。

可选地，所述第二连接段上开设有销钉孔，采用销钉与材料试验机的夹头连接。

可选地，所述试验工作段采用平直结构。

可选地，所述涂层包括热障涂层以及抗氧化涂层。

可选地，步骤三中，所述根据试验载荷谱，对所述叶片试验件进行试验，包括：

对所述叶片试验件施加载荷P₀，将所述叶片试验件升温至试验温度，并保温；

对所述叶片试验件施加试验载荷谱；

试验结束，对所述叶片试验件保持载荷并降温冷却。

可选地，采用材料试验机对所述叶片试验件进行试验。

可选地，步骤四中，所述对试验结果进行分析，包括：

观察所述叶片试验件的服役变形情况；

采用扫描电镜分析所述叶片试验件的金相组织特点及变化；

采用扫描电镜以及金相显微镜分析所述叶片试验件的涂层及其与基体界面的组织和厚度演化。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的模拟涡轮叶片材料服役损伤的试验方法，将叶片试验件设计为与真实服役叶片一致的精铸薄壁试样，表面涂层工艺，并引入气膜孔结构，更好的模拟了实际叶片上的表面状态和应力集中影响；编制了模拟服役状态的试验载荷谱线，获得更真实的载荷状态。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的模拟涡轮叶片材料服役损伤的试验方法的叶片试验件正视图；

图2是本申请一个实施方式的模拟涡轮叶片材料服役损伤的试验方法的叶片试验件侧视图；

图3是本申请一个实施方式的模拟涡轮叶片材料服役损伤的试验方法的试验载荷谱。

其中：

1-第一连接段；2-试验工作段；3-第二连接段；4-涂层；5-气膜孔。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。

本申请提供了一种模拟涡轮叶片材料服役损伤的试验方法，其特征在于，包括：

步骤一：设计叶片试验件，叶片试验件包括依次连接的第一连接段1、试验工作段2以及第二连接段3，试验工作段2附着有涂层4，且开设有气膜孔5；

步骤二：确定试验载荷谱，试验载荷谱包括：

载荷上升阶段：载荷由P₀匀速上升至P₁，并保持时间T₁；

载荷下降阶段：载荷由P₁匀速下降至P₂，并保持时间T₂；

载荷保持阶段：载荷由P₂匀速下降至P₀，并保持时间T₃；

上述三个阶段作为一个循环，以此往复；

步骤三：根据试验载荷谱，对叶片试验件进行试验；

步骤四：对试验结果进行分析。

本申请的模拟涡轮叶片材料服役损伤的试验方法，为了体现目前主要航空发动机涡轮叶片的结构特征，将叶片试验件根据实际叶片的薄壁、涂层、孔结构等主要特征较为真实的模拟。

在本申请的一个实施方式中，第一连接段1以及第二连接段3上开分别设有销钉孔，采用销钉将第一连接段1以及第二连接段3与材料试验机的夹头连接。

在本申请的一个实施方式中，叶片试验件的试验工作段2采用平直结构，根据该段尺寸及目标应力计算载荷，附着在试验工作段2上的涂层4一般与叶片实际工艺状态相同，如热障涂层、抗氧化涂层等，气膜孔5与叶片实际尺寸、角度、加工工艺相同。

本申请的模拟涡轮叶片材料服役损伤的试验方法，模拟典型工况来确定试验载荷谱，根据发动机常用服役飞行使用状态特点，根据研究文献以及现有工作基础分析各类载荷特征对服役损伤的影响程度，提取主要特征编制简化试验载荷谱来模仿服役状态。以民用飞机发动机涡轮叶片为例，简化的试验载荷谱主要分为：

a、载荷上升阶段(附图3中a至b阶段)：对应飞机的起飞过程，载荷由最小值P₀匀速上升至P₁，并保持时间T₁；

b、载荷下降阶段(附图3中b至d阶段)：对应飞机的巡航过程，载荷由P₁匀速下降至P₂，并保持时间T₂；

c、载荷保持阶段(附图3中d至f阶段)：对应飞机的降落过程，载荷由P₂匀速下降至P₀，并保持时间T₃；

上述三个阶段作为一个循环，以此往复。

本申请的模拟涡轮叶片材料服役损伤的试验方法，具体的载荷幅值、保载时间等根据所要模拟的发动机实际工作情况制定。以上特征组成一个加载循环用于简化模拟飞机一次飞行，通过控制总循环数来模拟叶片的长时间服役损伤。

在本申请的一个实施方式中，步骤三中，根据试验载荷谱，对叶片试验件进行试验，包括：

对叶片试验件施加载荷P₀，将叶片试验件升温至试验温度，并保温；

对叶片试验件施加试验载荷谱；

试验结束，对叶片试验件保持载荷并降温冷却。

本实施例中，试验在符合试验件载荷范围并带有加温系统、载荷谱编制及自动加载能力的材料试验机上进行。试验按照：试验准备(初载荷施加、升温、保温)、循环载荷加载、试验结束(保持载荷并降温冷却)的顺序进行，试验温度等根据所要模拟的发动机实际工作情况制定。

在本申请的一个实施方式中，步骤四中，对试验结果进行分析，包括：

观察叶片试验件的服役变形情况，可以通过应变监测系统观测试验工作段2各循环的最大变形，分析材料的服役变形情况；

采用扫描电镜分析叶片试验件的金相组织特点及变化；

采用扫描电镜以及金相显微镜分析叶片试验件的涂层及其与基体界面的组织和厚度演化。

本申请的模拟涡轮叶片材料服役损伤的试验方法，设计了符合气冷涡轮叶片结构特征的模拟试验件，将叶片试验件设计为与真实服役叶片一致的精铸薄壁试样，表面涂层工艺，并引入气膜孔结构，更好的模拟了实际叶片上的表面状态和应力集中影响；编制了符合航空发动机涡轮叶片实际使用工况的试验载荷谱线，获得更真实的载荷状态。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (5)

1.一种模拟涡轮叶片材料服役损伤的试验方法，其特征在于，包括：

步骤一：设计叶片试验件，所述叶片试验件包括依次连接的第一连接段(1)、试验工作段(2)以及第二连接段(3)，所述试验工作段(2)附着有涂层(4)，且开设有气膜孔(5)；

将所述叶片试验件设计为与真实服役叶片一致的精铸薄壁试样，所述试验工作段(2)采用平直结构；

所述涂层(4)包括热障涂层以及抗氧化涂层；

步骤二：确定试验载荷谱，所述试验载荷谱包括：

载荷上升阶段：载荷由P₀匀速上升至P₁，并保持时间T₁；

载荷下降阶段：载荷由P₁匀速下降至P₂，并保持时间T₂；

载荷保持阶段：载荷由P₂匀速下降至P₀，并保持时间T₃；

上述三个阶段作为一个循环，以此往复；

步骤三：根据试验载荷谱，对所述叶片试验件进行试验；

步骤三中，所述根据试验载荷谱，对所述叶片试验件进行试验，包括：

对所述叶片试验件施加载荷P₀，将所述叶片试验件升温至试验温度，并保温；

对所述叶片试验件施加试验载荷谱；

试验结束，对所述叶片试验件保持载荷并降温冷却；

步骤四：对试验结果进行分析。

2.根据权利要求1所述的模拟涡轮叶片材料服役损伤的试验方法，其特征在于，所述第一连接段(1)上开设有销钉孔，采用销钉与材料试验机的夹头连接。

3.根据权利要求2所述的模拟涡轮叶片材料服役损伤的试验方法，其特征在于，所述第二连接段(3)上开设有销钉孔，采用销钉与材料试验机的夹头连接。

4.根据权利要求1所述的模拟涡轮叶片材料服役损伤的试验方法，其特征在于，采用材料试验机对所述叶片试验件进行试验。

5.根据权利要求1所述的模拟涡轮叶片材料服役损伤的试验方法，其特征在于，步骤四中，所述对试验结果进行分析，包括：

观察所述叶片试验件的服役变形情况；

采用扫描电镜分析所述叶片试验件的金相组织特点及变化；

采用扫描电镜以及金相显微镜分析所述叶片试验件的涂层及其与基体界面的组织和厚度演化。