CN114136761B - 一种陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置及考核方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及陶瓷基复合材料领域，尤其涉及一种陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置及考核方法。包括导向叶片热冲击试验工装、机器人、红外测温仪、热电偶、数据记录装置、火焰发生装置以及压缩空气管；本发明通过采用航空煤油火焰发生装置提供所需的高温环境，通过模拟航空发动机内部航空煤油燃烧后的特征，提高测试的精度。通过给通气孔通压缩空气模拟航空发动机涡轮导向叶片气体冷却，最大程度的保证考核结果的可靠性。通过采用红外测温仪，实现对陶瓷基复合材料导向叶片前缘部位的非接触测温，通过该陶瓷基复合材料导向叶片热冲击考核方法，能够十分有效精确地测试出陶瓷基复合材料导向叶片的高温服役效果。
Description
技术领域
本发明涉及陶瓷基复合材料领域，尤其涉及一种陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置及考核方法。
背景技术
随着飞机等航空器向着高推重比、高可靠性、环保和长寿命的方向发展，作为发动机耐温要求最高的静止件之一，涡轮导向叶片需要承受更高温度的恶略服役环境，而现有的导向叶片所采用的高温合金材料、结构设计、冷却技术基本已经达到其使用温度的极限。陶瓷基复合材料如连续碳化硅纤维增强碳化硅基复合材料，具有密度低、耐高温、抗氧化、抗腐蚀等特点，成为目前先进航空发动机理想的高温部件候选材料。但是目前国内对于陶瓷基复合材料导向叶片的考核验证方法相对缺乏，对于陶瓷基复合材料导向叶片在高温燃气冲刷环境的失效机理认识不足，严重制约了陶瓷基复合材料导向叶片的工程化应用。因此，亟待探索出一种航空发动机陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置及方法，以有效的提高陶瓷基复合材料叶身的热冲击考核效率，缩短周期，促进陶瓷基复合材料涡轮导向叶片技术的提升。
发明内容
本发明的目的在于解决上述问题和不足，提供一种航空发动机陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置及方法，该陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置具有结构简单、使用方便、成本低等优点。该陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验方法具有操作方便、测试效率高、测试精度高、测试成本低等优点。
本发明的技术方案是这样实现的：
一种陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置，包括：导向叶片热冲击试验工装1、机器人3、红外测温仪4、热电偶5、数据记录装置6、火焰发生装置7以及压缩空气管9；所述热电偶5分别穿置于导向叶片热冲击试验工装1的第一叶身模拟件12、第二叶身模拟件13的两个让位孔8中，热电偶5分别贴在第一叶身模拟件12、第二叶身模拟件13与待考核陶瓷基复合材料叶身元件2所形成的流道内，所述数据记录装置6分别与热电偶5、红外测温仪4相连，所述火焰发生装置7安装固定在机器人3上，火焰发生装置7的火焰正对朝向待考核陶瓷基复合材料叶身元件2前缘中部；压缩空气管9安装在导向叶片热冲击试验工装1上底座10的上部。
所述导向叶片热冲击试验工装1还包括下底座11；所述上底座10的下表面上分别开设有第一上嵌位槽101、第二上嵌位槽102、第三上嵌位槽103，所述第二上嵌位槽102的槽底开设有上通气孔104，并使上通气孔104贯穿至上底座10的上表面；所述下底座11的上表面上分别开设有第一下嵌位槽111、第二下嵌位槽112、第三下嵌位槽113，所述第二下嵌位槽112的槽底开设有下通气孔114，并使下通气孔114贯穿至下底座11的下表面，所述第一叶身模拟件12嵌装在上底座10的第一上嵌位槽101和下底座11的第一下嵌位槽111中，所述第二叶身模拟件13嵌装在上底座10的第一上嵌位槽103和下底座11的第三下嵌位槽113中，所述待考核陶瓷基复合材料叶身元件2嵌装在上底座10的第二上嵌位槽102和下底座11的第二下嵌位槽112中，所述的上通气孔104、下通气孔114与待考核陶瓷基复合材料叶身元件2内腔连通，形成叶身冷却结构，所述第一叶身模拟件12和第二叶身模拟件13的前缘和尾缘部分分别开设有让位孔8，并使让位孔8水平横向贯穿叶身。
所述上底座10、下底座11以及以及第一叶身模拟件12，第二叶身模拟件13由碳化硅陶瓷或氮化硅或石墨制成。
所述第一叶身模拟件12、第二叶身模拟件13与待考核陶瓷基复合材料叶身元件2外形一致。
所述第一上嵌位槽101、第二上嵌位槽102、第三上嵌位槽103和第一下嵌位槽111、第二下嵌位槽112、第三下嵌位槽113的位置，根据待考核陶瓷基复合材料叶身元件2截面以及形状进行调整。
所述第一上嵌位槽101、第二上嵌位槽102、第三上嵌位槽103和第一下嵌位槽111、第二下嵌位槽112、第三下嵌位槽113的深度为5～10mm。
所述火焰发生装置7包括航空煤油桶71、氧气瓶72、航空煤油流量计73、氧气流量计74、航空煤油火焰喷枪75；航空煤油火焰喷枪75分别与航空煤油流量计73、氧气流量计74连接，航空煤油流量计73与航空煤油桶71连接，氧气流量计74连接与氧气瓶72连接。
所述航空煤油桶71上设有阀门76，所述氧气瓶72上设有氧气压力阀77。
一种陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置的考核方法，所述火焰发生装置7通过对机器人3调节，使火焰发生装置7的航空煤油火焰枪75的火焰正对朝向待考核陶瓷基复合材料叶身元件2前缘中部；通过观察红外测温仪4的温度数据，调节航空煤油火焰枪75与待测导向叶片2的距离，开启火焰发生装置7，航空煤油火焰枪75产生的火焰作用于待考核陶瓷基复合材料叶身元件2前缘中部，开启航空煤油桶71上的阀门76以及氧气瓶72上的氧气压力阀77，然后分别调节航空煤油流量计73和氧气流量计74，使得航空煤油与氧气的流量比为1：1～3并从所述的热冲击试验工装1内部待考核陶瓷基复合材料叶身元件2两侧流道喷出，同时向压缩空气管9中通入压缩冷却气体，对待考核陶瓷基复合材料叶身元件2进行降温处理，模拟发动机工作中气体冷却；所述热电偶5采集待考核陶瓷基复合材料叶身元件2前缘区域和尾缘区域的火焰温度；通过数据记录装置6连续记录热电偶5与红外测温仪4采集到的温度，使机器人3带动航空煤油火焰喷枪75进行脉冲式的垂直导向叶片前缘的往复运动，实现对待考核导向叶片“加热-降温-加热”的考核。
所述红外测温仪4的测温范围为800℃～3000℃。
本发明的有益效果：(1)本发明提供一种航空发动机陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置，通过在上下底座上开设出嵌位槽，实现对待考核陶瓷基复合材料导向叶片以及两个石墨叶身模拟件的定位安装，在待考核陶瓷基复合材料导向叶片周围模拟形成航空发动机涡轮导向叶片结构，利用压缩空气通过嵌装槽上的通气孔模拟实际服役工况下对导向叶片的气冷，解决了陶瓷基复合材料导向叶片在前期试验验证优化过程中因其存在与高温合金匹配问题无法安装配合导致考核难的问题。另外，通过在两个石墨叶身模拟件上设置让位孔可以固定热电偶，实现实时测量待考核陶瓷基复合材料导向叶片两侧前缘与尾缘区域温度变化，完成对待考核陶瓷基复合材料导向叶片考核过程中周围温度的采集；该陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置整体结构简单，可以有效模拟发动机内部涡轮导向叶片结构特点，精准度高；因采用石墨等材料，能大大降低测试的成本。
(2)由于陶瓷基复合材料不仅在纤维、工艺以及成型等方面都在优化，因此在其优化迭代过程中，这样的考核方式既能简单有效的满足测试的需求，还能避免直接装配到发动机验证带来的破坏风险，能够大大降低测试的成本。在陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验考核方法中，通过采用航空煤油火焰发生装置不仅可以提供所需的高温环境，而且可以模拟航空发动机内部航空煤油燃烧后的特征，一定程度提高测试的精度。此外，在考核过程中给通气孔通压缩空气来模拟航空发动机涡轮导向叶片气体冷却，可以最大程度的保证考核结果的可靠性。通过采用红外测温仪，能够实现对陶瓷基复合材料导向叶片前缘部位的非接触测温，从可以作为为陶瓷基复合材料导向叶片考核温度的指标。通过该陶瓷基复合材料导向叶片热冲击考核方法，能够十分有效精确地测试出陶瓷基复合材料导向叶片的高温服役效果。
附图说明
图1为本发明中工装的结构示意图。
图2为本发明中上底座的仰视图A及俯视图B。
图3为本发明中下底座的仰视图A及俯视图B。
图4为本发明中叶身模拟件的结构示意图及侧视图A、俯视图B。
图5为本发明中导向叶片热冲击试验工装与待考核导向叶片的组装结构示意图。
图6为本发明中陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置的结构示意图。
具体实施方式
下面将结合实施例，对本发明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，本领域技术人员在没有付出创造性劳动的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。
本发明陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置，包括：导向叶片热冲击试验工装1、机器人3、红外测温仪4、热电偶5、数据记录装置6、火焰发生装置7以及压缩空气管9；所述热电偶5分别穿置于导向叶片热冲击试验工装1的第一叶身模拟件12、第二叶身模拟件13的两个让位孔8中，热电偶5分别贴在第一叶身模拟件12、第二叶身模拟件13与待考核陶瓷基复合材料叶身元件2所形成的流道内，所述数据记录装置6分别与热电偶5、红外测温仪4相连，所述火焰发生装置7安装固定在机器人3上，火焰发生装置7的火焰正对朝向待考核陶瓷基复合材料叶身元件2前缘中部；压缩空气管9安装在导向叶片热冲击试验工装1上底座10的上部。
所述导向叶片热冲击试验工装1还包括下底座11；所述上底座10的下表面上分别开设有第一上嵌位槽101、第二上嵌位槽102、第三上嵌位槽103，所述第二上嵌位槽102的槽底开设有上通气孔104，并使上通气孔104贯穿至上底座10的上表面；所述下底座11的上表面上分别开设有第一下嵌位槽111、第二下嵌位槽112、第三下嵌位槽113，所述第二下嵌位槽112的槽底开设有下通气孔114，并使下通气孔114贯穿至下底座11的下表面，所述第一叶身模拟件12嵌装在上底座10的第一上嵌位槽101和下底座11的第一下嵌位槽111中，所述第二叶身模拟件13嵌装在上底座10的第一上嵌位槽103和下底座11的第三下嵌位槽113中，所述待考核陶瓷基复合材料叶身元件2嵌装在上底座10的第二上嵌位槽102和下底座11的第二下嵌位槽112中，所述的上通气孔104、下通气孔114与待考核陶瓷基复合材料叶身元件2内腔连通，形成叶身冷却结构，所述第一叶身模拟件12和第二叶身模拟件13的前缘和尾缘部分分别开设有让位孔8，并使让位孔8水平横向贯穿叶身。所述上底座10、下底座11以及以及第一叶身模拟件12，第二叶身模拟件13由碳化硅陶瓷或氮化硅或石墨制成。所述第一叶身模拟件12、第二叶身模拟件13与待考核陶瓷基复合材料叶身元件2外形一致，用于模拟燃气流道。所述第一上嵌位槽101、第二上嵌位槽102、第三上嵌位槽103和第一下嵌位槽111、第二下嵌位槽112、第三下嵌位槽113的位置，根据待考核陶瓷基复合材料叶身元件2截面以及形状进行调整。所述第一上嵌位槽101、第二上嵌位槽102、第三上嵌位槽103和第一下嵌位槽111、第二下嵌位槽112、第三下嵌位槽113的深度为5～10mm。
所述火焰发生装置7包括航空煤油桶71、氧气瓶72、航空煤油流量计73、氧气流量计74、航空煤油火焰喷枪75；航空煤油火焰喷枪75分别与航空煤油流量计73、氧气流量计74连接，航空煤油流量计73与航空煤油桶71连接，氧气流量计74连接与氧气瓶72连接。所述热电偶5用来采集待考核陶瓷基复合材料叶身元件2前缘区域和尾缘区域的火焰温度。所述航空煤油桶71上设有阀门76，所述氧气瓶72上设有氧气压力阀77。
本发明陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置的考核方法，所述火焰发生装置7通过对机器人3调节，使火焰发生装置7的航空煤油火焰枪75的火焰正对朝向待考核陶瓷基复合材料叶身元件2前缘中部；通过观察红外测温仪4的温度数据，调节航空煤油火焰枪75与待测导向叶片2的距离，开启火焰发生装置7，航空煤油火焰枪75产生的火焰作用于待考核陶瓷基复合材料叶身元件2前缘中部，开启航空煤油桶71上的阀门76以及氧气瓶72上的氧气压力阀77，然后分别调节航空煤油流量计73和氧气流量计74，使得航空煤油与氧气的流量比为1：1～3并从所述的热冲击试验工装1内部待考核陶瓷基复合材料叶身元件2两侧流道喷出，同时向压缩空气管9中通入压缩冷却气体，对待考核陶瓷基复合材料叶身元件2进行降温处理，模拟发动机工作中气体冷却；所述热电偶5采集待考核陶瓷基复合材料叶身元件2前缘区域和尾缘区域的火焰温度；通过数据记录装置6连续记录热电偶5与红外测温仪4采集到的温度，使机器人3带动航空煤油火焰喷枪75进行脉冲式的垂直导向叶片前缘的往复运动，实现对待考核导向叶片“加热-降温-加热”的考核。
在陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验考核方法中，通过采用航空煤油火焰发生装置7不仅可以提供所需的高温环境，而且可以模拟航空发动机内部航空煤油燃烧后的特征，一定程度提高测试的精度。此外，在考核过程中给压缩空气管9通压缩空气来模拟航空发动机涡轮导向叶片气体冷却，可以最大程度的保证考核结果的可靠性。通过采用红外测温仪4，能够实现对陶瓷基复合材料导向叶片前缘部位的非接触测温，作为陶瓷基复合材料导向叶片考核温度的指标。通过该陶瓷基复合材料导向叶片热冲击考核方法，能够十分有效精确地测试出陶瓷基复合材料导向叶片的高温服役效果。
所述红外测温仪4的测温范围为800℃～3000℃。
所述数据记录装置6为笔记本电脑，用于收集热电偶和红外测温仪测得的温度数据。
所述航空煤油火焰喷枪75产生的火焰温度高达2000℃以上。
所述航空煤油火焰喷枪75能够随着机器人3运动，通过观察红外测温仪4的温度数据，通过调节航空煤油火焰枪75与待测导向叶片2的距离，可以使得待考核陶瓷基复合材料导向叶片表面的温度达到预定的考核温度。
通过对机器人3进行编程，使机器人3带动航空煤油火焰喷枪75进行脉冲式的垂直导向叶片前缘的往复运动实现对待考核导向叶片“加热-降温-加热”的考核，可以模拟发动机的启停工作状态。
上述实施例为本发明的优选实施例，凡与本发明类似的结构及所作的等效变化，均应属于本发明的保护范畴。
Claims (9)
1.一种陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置，其特征在于：包括：导向叶片热冲击试验工装(1)、机器人(3)、红外测温仪(4)、热电偶(5)、数据记录装置(6)、火焰发生装置(7)以及压缩空气管(9)；所述热电偶(5)分别穿置于导向叶片热冲击试验工装(1)的第一叶身模拟件(12)、第二叶身模拟件(13)的两个让位孔(8)中，热电偶(5)分别贴在第一叶身模拟件(12)、第二叶身模拟件(13)与待考核陶瓷基复合材料叶身元件(2)所形成的流道内，所述数据记录装置(6)分别与热电偶(5)、红外测温仪(4)相连，所述火焰发生装置(7)安装固定在机器人(3)上，火焰发生装置(7)的火焰正对朝向待考核陶瓷基复合材料叶身元件(2)前缘中部；压缩空气管(9)安装在导向叶片热冲击试验工装(1)上底座(10)的上部；
导向叶片热冲击试验工装(1)还包括下底座(11)；所述上底座(10)的下表面上分别开设有第一上嵌位槽(101)、第二上嵌位槽(102)、第三上嵌位槽(103)，所述第二上嵌位槽(102)的槽底开设有上通气孔(104)，并使上通气孔(104)贯穿至上底座(10)的上表面；所述下底座(11)的上表面上分别开设有第一下嵌位槽(111)、第二下嵌位槽(112)、第三下嵌位槽(113)，所述第二下嵌位槽(112)的槽底开设有下通气孔(114)，并使下通气孔(114)贯穿至下底座(11)的下表面，所述第一叶身模拟件(12)嵌装在上底座(10)的第一上嵌位槽(101)和下底座(11)的第一下嵌位槽(111)中，所述第二叶身模拟件(13)嵌装在上底座(10)的第三上嵌位槽(103)和下底座(11)的第三下嵌位槽(113)中，所述待考核陶瓷基复合材料叶身元件(2)嵌装在上底座(10)的第二上嵌位槽(102)和下底座(11)的第二下嵌位槽(112)中，所述的上通气孔(104)、下通气孔(114)与待考核陶瓷基复合材料叶身元件(2)内腔连通，形成叶身冷却结构，所述第一叶身模拟件(12)和第二叶身模拟件(13)的前缘和尾缘部分分别开设有让位孔(8)，并使让位孔(8)水平横向贯穿叶身。
2.根据权利要求1所述陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置，其特征在于：所述上底座(10)、下底座(11)以及以及第一叶身模拟件(12)，第二叶身模拟件(13)由碳化硅陶瓷或氮化硅或石墨制成。
3.根据权利要求1所述陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置，其特征在于：所述第一叶身模拟件(12)、第二叶身模拟件(13)与待考核陶瓷基复合材料叶身元件(2)外形一致。
4.根据权利要求1所述陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置，其特征在于：所述第一上嵌位槽(101)、第二上嵌位槽(102)、第三上嵌位槽(103)和第一下嵌位槽(111)、第二下嵌位槽(112)、第三下嵌位槽(113)的位置，根据待考核陶瓷基复合材料叶身元件(2)截面以及形状进行调整。
5.根据权利要求1所述陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置，其特征在于：所述第一上嵌位槽(101)、第二上嵌位槽(102)、第三上嵌位槽(103)和第一下嵌位槽(111)、第二下嵌位槽(112)、第三下嵌位槽(113)的深度为5～10mm。
6.根据权利要求1所述陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置，其特征在于：所述火焰发生装置(7)包括航空煤油桶(71)、氧气瓶(72)、航空煤油流量计(73)、氧气流量计(74)、航空煤油火焰喷枪(75)；航空煤油火焰喷枪(75)分别与航空煤油流量计(73)、氧气流量计(74)连接，航空煤油流量计(73)与航空煤油桶(71)连接，氧气流量计(74)连接与氧气瓶(72)连接。
7.根据权利要求6所述陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置，其特征在于：所述航空煤油桶(71)上设有阀门(76)，所述氧气瓶(72)上设有氧气压力阀(77)。
8.根据权利要求1-7任意一项所述的陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置的考核方法，其特征在于：所述火焰发生装置(7)通过对机器人(3)调节，使火焰发生装置(7)的航空煤油火焰喷枪(75)的火焰正对朝向待考核陶瓷基复合材料叶身元件(2)前缘中部；通过观察红外测温仪4的温度数据，调节航空煤油火焰喷枪(75)与待考核陶瓷基复合材料叶身元件(2)的距离，开启火焰发生装置(7)，航空煤油火焰喷枪(75)产生的火焰作用于待考核陶瓷基复合材料叶身元件(2)前缘中部，开启航空煤油桶(71)上的阀门(76)以及氧气瓶(72)上的氧气压力阀(77)，然后分别调节航空煤油流量计(73)和氧气流量计(74)，使得航空煤油与氧气的流量比为1：1～3并从所述的热冲击试验工装(1)内部待考核陶瓷基复合材料叶身元件(2)两侧流道喷出，同时向压缩空气管(9)中通入压缩冷却气体，对待考核陶瓷基复合材料叶身元件(2)进行降温处理，模拟发动机工作中气体冷却；所述热电偶(5)采集待考核陶瓷基复合材料叶身元件(2)前缘区域和尾缘区域的火焰温度；通过数据记录装置(6)连续记录热电偶(5)与红外测温仪(4)采集到的温度，使机器人(3)带动航空煤油火焰喷枪(75)进行脉冲式的垂直导向叶片前缘的往复运动，实现对待考核导向叶片“加热-降温-加热”的考核。
9.根据权利要求8所述的陶瓷基复合材料导向叶片热冲击试验装置的考核方法，其特征在于：所述红外测温仪(4)的测温范围为800℃～3000℃。
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