CN113176297A - 一种模拟航空发动机起落、巡航服役过程的热循环装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种模拟航空发动机起落、巡航服役过程的热循环装置，涉及航空发动机服役环境模拟技术领域，包括移动装置、焰流发生装置、监控系统和控制器，移动装置上固定样品，焰流发生装置与样品正对，监控系统用于检测模拟实验过程中的各项参数，移动装置和监控系统均与控制器电连接。本发明能够调整焰流与样品之间的各种参数，从而进行模拟实验。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机服役环境模拟技术领域，特别是涉及一种模拟航空发动机起落、巡航服役过程的热循环装置。
背景技术
航空发动机一直以来被誉为“皇冠上的明珠”，其发展水平代表着一个国家综合科技水平与国防实力。航空发动机的推重比是衡量发动机性能的重要指标之一，它与飞机的机动性、经济性密切相关。根据卡诺循环原理，提高涡轮前进气温度是提高发动机推重比最为重要和最为切实可行的方法。目前，提高涡轮前进气温度常用的三种方法为：研制新型高温结构材料，气膜冷却技术以及热障涂层技术。目前传统单晶高温合金与气膜冷却技术的发展已接近材料及工艺的极限，热障涂层技术和研发新型高温结构材料成为进一步提升涡轮前温度较为切实可行的方法。
航空发动机的工作环境异常复杂恶劣，包括高温、应力、腐蚀环境等20余种载荷的作用。研究表明，高温氧化、烧蚀、热膨胀不匹配、颗粒冲蚀、腐蚀物质侵蚀等是引起热障涂层失效的主要原因。各种原因导致的过早失效是限制热障涂层和新型高温结构材料应用发展的关键瓶颈，建立发动机服役环境模拟平台，对各种条件下热障涂层以及高温结构材料失效机理进行深入研究，此对热障涂层以及高温结构材料进行改进发展是突破瓶颈的必经之路。
目前国内外开展了一些航空发动机服役环境模拟的工作，主要包括涂层热循环、热梯度、腐蚀环境以及热、力、环境耦合等。周洪等人(专利号：CN1818612A)提出了一种高温电阻炉加热的热障涂层抗热震性能装置，杨丽等人(专利公开号：CN103091237B)提出了一种用于模拟热障涂层腐蚀服役环境的高温火焰喷枪装置，汪瑞军等人(专利公开号：CN105865961A)提出了一种氧丙烷燃气加热枪的热障涂层在高温、热梯度和CMAS耦合服役环境的热冲击实验装置，宫声凯等人(专利公开号：CN1699994)公开了一种将红外快速加热设备耦合腐蚀环境与材料力学性能实验装置实现热障涂层热、力、腐蚀的服役环境模拟。可以发现，现有服役环境模拟的装置，大多燃油燃气燃烧火焰加热或者电阻加热等，加热速度慢，加热温度低，并且火焰尺寸较小，可测试的样品或工件的尺寸较小，难以满足对航空发动机导向叶片等较大尺寸的工件测试需求，并且没有温度梯度或者直接采用室温压缩空气进行背冷制造温度梯度，与航空发动机实际工作环境相差甚远；航空发动机的服役环境具有高温、高温度梯度、高热流密度、快速升温降温、冷却气体温度高等特点，现有模拟设备难以同时实现这些条件。
因此，市场上急需一种新型模拟装置，用于解决上述问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种模拟航空发动机起落、巡航服役过程的热循环装置，用于解决上述现有技术中存在的技术问题，能够对样品提供高温高速焰流，并且能够调整样品与焰流的相对位置。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
本发明公开了一种模拟航空发动机起落、巡航服役过程的热循环装置，包括移动装置、焰流发生装置、监控系统和控制器，所述移动装置上固定样品，所述焰流发生装置与样品正对，所述监控系统用于检测模拟实验过程中的各项参数，所述移动装置和所述监控系统均与所述控制器电连接。
优选地，所述移动装置为四轴机器人，所述四轴机器人包括X轴轨道、Y轴轨道、Z轴轨道和R轴，所述X轴轨道、所述Y轴轨道和所述Z轴轨道之间相互垂直，所述R轴为一旋转轴，样品固定在所述R轴上。
优选地，还包括冷却气升温装置，所述冷却气升温装置向样品的背面通冷却气，所述焰流发生装置位于样品的正面，所述冷却气升温装置包括冷却气管道和加热装置，所述冷却气管道的第一端连接气源，所述冷却气管道的第二端朝向样品的背面，所述冷却气管道上设有热电偶，所述加热装置固定于所述冷却气管道上。
优选地，所述监控系统包括红外测温仪、K型热电偶、红外热成像仪和CCD相机，所述红外测温仪、所述K型热电偶、所述红外热成像仪和所述CCD相机均与所述控制器电连接，所述红外测温仪用于检测样品正面温度，所述K型热电偶检测样品背面的温度。
优选地，还包括样品冷却装置，所述样品冷却装置用于对样品制冷。
优选地，所述焰流发生装置包括等离子体炬，所述等离子体炬的第一端连接有喷管，所述喷管的端部设置有喷嘴，所述等离子体炬包括燃烧室、混气室、腐蚀物质供给装置，所述燃烧室位于所述等离子体炬的第二端，所述燃烧室上设置有工作气体注入口、电源阴极、第一阳极和第二阳极，所述工作气体注入口用于将工作气体注入所述等离子体炬的燃烧室内，所述工作气体在所述电源阴极与所述第一阳极之间电离形成所述等离子火焰射流，所述第二阳极位于所述工作气体注入口靠近所述喷嘴的一侧，所述混气室位于所述燃烧室和所述喷管之间，所述混气室与所述喷管连通，所述混气室上设有压缩空气注入口，所述腐蚀介质供给装置包括液体注入口和送粉口，所述液体注入口设置于所述混气室与所述喷管的结合部，用于注入液体腐蚀介质，所述送粉口设置于所述喷嘴的出口处，用于注入固体颗粒腐蚀介质。
优选地，还包括第一冷却通道、第二冷却通道和第三冷却通道，所述第一冷却通道和所述第二冷却通道分别固定于所述燃烧室的外壁上，所述第三冷却通道固定于所述喷管的外壁上。
优选地，样品通过单工位夹具固定于所述R轴上。
优选地，多个样品通过多工位夹具固定于所述R轴上
本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：
1、通过四轴机器人可以随时调整样品与焰流之间的距离以及角度；
2、通过监控系统可以实时检测实验过程中的各项参数；
3、通过设置冷却气升温装置可以有效的模拟在实际中，冷却气体的实际温度；
4、通过设计的多工位夹具，可以同时对多达6～12个样品进行实验。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本实施例模拟航空发动机起落、巡航服役过程的热循环装置的结构示意图；
图2为本实施例中的焰流发生装置的结构示意图；
图3为本实施例中的多工位夹具的正视图；
图4为本实施例中的多工位夹具的俯视图；
图中：A为四轴机器人、B为焰流发生装置、1为电源阴极、2为第一阳极、3为第二阳极、4为混气室、5为液体注入口、6为喷管、7为喷嘴、8为送粉口、9为第一冷却通道、10为空气注入口、11为第二冷却通道、12为第三冷却通道、13为工作气体注入口、14为样品孔、15为夹板、16为连接立柱、17为连接孔、18为法兰、100为模拟航空发动机起落、巡航服役过程的热循环装置。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明的目的是提供一种模拟航空发动机起落、巡航服役过程的热循环装置，用于解决上述现有技术中存在的技术问题，能够对样品提供高温高速焰流，并且能够调整样品与焰流的相对位置。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
实施例一、
如图1-2所示，本实施例提供了一种模拟航空发动机起落、巡航服役过程的热循环装置100，包括移动装置、焰流发生装置B、监控系统和控制器。移动装置上固定样品，焰流发生装置B与样品正对，焰流发生装置B固定在固定支架上，焰流发生装置B朝向样品喷射焰流，焰流可以对样品加热到2000℃左右，监控系统用于检测模拟实验过程中的各项参数，移动装置和监控系统均与控制器电连接，控制器可以为计算机或者PLC控制器均可。
使用时，工作人员先将样品固定在移动装置上，通过控制器调整移动装置与焰流发生装置B之间的位置，然后启动焰流发生装置B对样品喷射焰流，通过监控系统对各项数据进行检测，并将数据传输到控制器内，便于后期分析。
对于移动装置的具体结构，本实施例中，移动装置为四轴机器人A，四轴机器人A使用市场上可以购买到的即可，四轴机器人A包括X轴轨道、Y轴轨道、Z轴轨道和R轴，X轴轨道、Y轴轨道和Z轴轨道之间相互垂直，R轴为一旋转轴，样品固定在R轴上。X轴轨道的有效行程为650mm，Y轴轨道的有效行程为500mm，Z轴轨道的有效行程为400mm，R轴的旋转速度最高为200r/min并且角度精度在±1°以内。通过四轴机器人A的移动，可以控制样品远离、靠近热源。
实际上，冷却气到达发动机的过程中，冷却气的温度会逐渐升高，冷却气到达发动机时的温度要比冷却气初始的温度高很多，为了模拟真实服役环境，本实施例中，还包括冷却气升温装置，冷却气升温装置向样品的背面通具有较高温度的冷却气，焰流发生装置B位于样品的正面，冷却气升温装置包括冷却气管道和加热装置，冷却气管道的第一端连接气源，气源可以为气泵或者其他类型的气源。冷却气管道的第二端朝向样品的背面，冷却气管道上设有热电偶用于检测冷却气管道内的温度，加热装置固定于冷却气管道上，加热装置可以为电热丝、加热棒或者其他的加热装置，只能要能实现对冷却气进行加热的技术效果即可，加热装置将冷却气加热到600℃即可，从而可以与正面被焰流加热的2000℃形成温度梯度，从而模拟真实服役环境。另外还可以在样品正面设置冷却气升温装置，在某些需要的情况下，对样品的正面进行降温。
对于监控系统的具体结构，本实施例中，监控系统包括红外测温仪、K型热电偶、红外热成像仪和CCD相机，红外测温仪、K型热电偶、红外热成像仪和CCD相机均与控制器电连接。定制的红外测温仪安装支架安装于Y轴轨道之上，既可以实现对样品加热期间的温度监测，也可以避免测温仪与样品之间的距离发生变化导致测温有偏差，K型热电偶检测样品背面的温度，二者将检测结果反馈到控制器中，控制器将测得的温度与设定温度进行对比，对样品加热和冷却发出指示，实现温度稳定在设定值附近。红外热成像仪在样品升温和保温阶段检测材料的温度场分布，处理软件通过对温度场分布的结果的分析，可以得知材料内部结构的变化，如裂纹等缺陷的产生。CCD相机主要用于检测材料表面形貌变化，每当样品完成一次加热和降温的循环之后，CCD相机对其表面图像进行一次采集，试验结束后可以通过回溯图像采集结果了解到样品表面形貌发生变化的规律，如表面剥落发生的时间和程度。以上几种在线检测设备协同作用帮助实验人员实时掌握测试对象表面形貌及内部结构发生的变化。
当完成模拟实验后，应尽快将整体装置的温度降低到室温，本实施例中，还包括样品制冷装置，样品制冷装置用于对样品制冷，样品冷却装置具体为空压机。采用室温压缩空气，同时对样品正面和背面进行冷却，使得样品恢复到室温。样品冷却装置在加热阶段对样品背面采用一定温度的压缩空气进行冷却，(即经过冷气升温装置升温后的气体通过空压机后，再对背面进行冷却)，冷却阶段对样品正面和背面均采用室温压缩空气冷却。
对于焰流发生装置B的具体结构，本实施例中，焰流发生装置B包括等离子体炬，等离子体炬的第一端连接有喷管6，喷管6的端部设置有喷嘴7，等离子体炬包括燃烧室、混气室4、腐蚀物质供给装置。燃烧室位于等离子体炬的第二端，燃烧室上设置有工作气体注入口13、电源阴极1、第一阳极2和第二阳极3，工作气体注入口13用于将工作气体注入等离子体炬的燃烧室内，工作气体为空气。工作气体在电源阴极1与第一阳极2之间电离形成等离子火焰射流，第二阳极3位于工作气体注入口13靠近喷嘴7的一侧。混气室4位于燃烧室和喷管6之间，混气室4、喷管6和燃烧室相连通，混气室4上设有压缩空气注入口10。腐蚀介质供给装置包括液体注入口5和送粉口8，液体注入口5设置于混气室4与喷管6的结合部，液体注入口5上固定有雾化喷头，雾化喷头连接有进液管用于注入液体腐蚀介质，送粉口8设置于喷嘴7的出口处，用于注入固体颗粒腐蚀介质。液体腐蚀介质包括海盐溶液、煤油或CMAS悬浮液，固体颗粒腐蚀介质包括CMAS固体颗粒或Al2O3固体颗粒。实验开始前，用定制的工装将样品安装于R轴上，调整Z轴轨道使样品中心与火焰中心同轴。根据实验所需的温度和升温速率选择适当的加热功率和加热距离，并通过移动Y轴轨道到达相应位置。样品在R轴带动下快速旋转，并且沿Z轴10方向上下运动。随后根据选择好的等离子体炬功率开始运行等离子体炬，等离子体炬工作气体-空气从工作气体注入口13中进入等离子体炬内，在电源阴极1与第一阳极2之间电离形成高速等离子火焰射流，等离子火焰射流经由第二阳极3放大稳定，进入混气室4中，与经由压缩空气注入口10注入的压缩空气混合之后，经喷管6压缩由喷嘴7喷出。
本实施例中，还包括第一冷却通道9、第二冷却通道11和第三冷却通道12，第一冷却通道9和第二冷却通道11分别固定于燃烧室的外壁上，第三冷却通道12固定于喷管6的外壁上。第一冷却通道9、第二冷却通道11和第三冷却通道12上均设有冷水进口和冷水出口，通过水冷循环系统实现冷却的技术效果。
当样品的长度为400mm时，为大尺寸样品，本实施例中，样品通过单工位夹具固定于R轴上。通过单工位夹具能够将大尺寸样品牢牢夹住，并且通过四轴机器人A带动样品沿着Z轴方向快速往复运动，从而才能够实现大尺寸样品的均匀加热。
实施例二、
本实施例提供一种模拟航空发动机起落、巡航服役过程的热循环装置100，其结构与实施例一中的结构基本相同，区别之处在于：
本实施例中，是面对两个或两个以上的较小尺寸样品时，多个样品通过多工位夹具固定于R轴上。多个样品均匀固定在多工位夹具上，能够大大提高实验效率，通过R轴转动实现样品的转换。
对于多工位夹具的具体结构，如图3-4所示，本实施例中，多工位夹具包括上下两个固定体，每个固定体包括上下两个法兰18，上下两个法兰18之间设有多个夹板15，每个夹板15上设有一个样品孔14，样品孔14用于固定样品。还设有多个连接立柱16，若干个连接立柱16同时贯穿上固定体和下固定上的上下法兰18，从而实现上固定体与下固定体之间的相互固定，连接立柱16的两端有外螺纹，与螺母配合实现固定。法兰18上还设有多个连接孔17，多工位夹具通过连接孔17固定在R轴上。整个装置跟随R轴旋转加热，根据实验需求可将上下两层轮流加热或冷却。
本说明书中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。
Claims (9)
1.一种模拟航空发动机起落、巡航服役过程的热循环装置，其特征在于：包括移动装置、焰流发生装置、监控系统和控制器，所述移动装置上固定样品，所述焰流发生装置与样品正对，所述监控系统用于检测模拟实验过程中的各项参数，所述移动装置和所述监控系统均与所述控制器电连接。
2.根据权利要求1所述的模拟航空发动机起落、巡航服役过程的热循环装置，其特征在于：所述移动装置为四轴机器人，所述四轴机器人包括X轴轨道、Y轴轨道、Z轴轨道和R轴，所述X轴轨道、所述Y轴轨道和所述Z轴轨道之间相互垂直，所述R轴为一旋转轴，样品固定在所述R轴上。
3.根据权利要求1所述的模拟航空发动机起落、巡航服役过程的热循环装置，其特征在于：还包括冷却气升温装置，所述冷却气升温装置向样品的背面通冷却气，所述焰流发生装置位于样品的正面，所述冷却气升温装置包括冷却气管道和加热装置，所述冷却气管道的第一端连接气源，所述冷却气管道的第二端朝向样品的背面，所述冷却气管道内安装有热电偶，所述加热装置固定于所述冷却气管道上。
4.根据权利要求1所述的模拟航空发动机起落、巡航服役过程的热循环装置，其特征在于：所述监控系统包括红外测温仪、K型热电偶、红外热成像仪和CCD相机，所述红外测温仪、所述K型热电偶、所述红外热成像仪和所述CCD相机均与所述控制器电连接，所述红外测温仪用于检测样品正面温度，所述K型热电偶检测样品背面的温度。
5.根据权利要求1所述的模拟航空发动机起落、巡航服役过程的热循环装置，其特征在于：还包括样品冷却装置，所述样品冷却装置对样品进行冷却作用。
6.根据权利要求1所述的模拟航空发动机起落、巡航服役过程的热循环装置，其特征在于：所述焰流发生装置包括等离子体炬，所述等离子体炬的第一端连接有喷管，所述喷管的端部设置有喷嘴，所述等离子体炬包括燃烧室、混气室、腐蚀物质供给装置，所述燃烧室位于所述等离子体炬的第二端，所述燃烧室上设置有工作气体注入口、电源阴极、第一阳极和第二阳极，所述工作气体注入口用于将工作气体注入所述等离子体炬的燃烧室内，所述工作气体在所述电源阴极与所述第一阳极之间电离形成所述等离子火焰射流，所述第二阳极位于所述工作气体注入口靠近所述喷嘴的一侧，所述混气室位于所述燃烧室和所述喷管之间，所述混气室与所述喷管连通，所述混气室上设有压缩空气注入口，所述腐蚀介质供给装置包括液体注入口和送粉口，所述液体注入口设置于所述混气室与所述喷管的结合部，用于注入液体腐蚀介质，所述送粉口设置于所述喷嘴的出口处，用于注入固体颗粒腐蚀介质。
7.根据权利要求6所述的模拟航空发动机起落、巡航服役过程的热循环装置，其特征在于：还包括第一冷却通道、第二冷却通道和第三冷却通道，所述第一冷却通道和所述第二冷却通道分别固定于所述燃烧室的外壁上，所述第三冷却通道固定于所述喷管的外壁上。
8.根据权利要求2所述的模拟航空发动机起落、巡航服役过程的热循环装置，其特征在于：样品通过单工位夹具固定于所述R轴上。
9.根据权利要求2所述的模拟航空发动机起落、巡航服役过程的热循环装置，其特征在于：多个样品通过多工位夹具固定于所述R轴上。
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