CN116678772A - 一种涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验平台及方法 - Google Patents
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Abstract
一种涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验平台，包括高温耐久试验机、供油供气系统和冷却装置；所述高温耐久试验机用于进行涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验的操作；所述供油供气系统用于给高温耐久试验机供给燃油燃气，保障高温耐久试验机的稳定运行；所述冷却装置用于将高温耐久试验机产生的热量耗散，防止高温耐久试验机过热导致损坏；所述高温耐久试验机的控制线与可移动操作屏幕相连，用以控制整个系统的运转。本发明能够实现高温、冲蚀、腐蚀一体化服役环境的模拟，同时也可以实现多形状静止件试样、旋转动态叶片的模拟。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机涡轮叶片热障涂层服役环境模拟技术领域，具体涉及一种涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验平台及方法。
背景技术
航空发动机是飞行器的核心，而推重比是发动机的关键参数。近年来，随着推重比的提升，发动机的燃气进口温度不断增大，先进涡扇发动机燃气进口温度已经达到了1900K。采用单晶材料或高效冷却气膜技术已不能满足先进发动机热端部件的需求，热障涂层隔热防护技术是目前提高发动机服役温度最有效的方法。它是将耐高温、抗腐蚀、低导热的陶瓷材料喷涂或沉积在高温合金基底表面，以降低热端部件表面温度、提高基体抗高温氧化腐蚀性能的一种防护技术。
热障涂层是由隔热的陶瓷层、抗氧化且增强结合力的粘结层以及镍基高温合金基体组成。各层成分和界面微观结构的复杂性、热力学性能的差异性，再加上涡轮叶片等热端部件形状的复杂、服役环境的恶劣，造成涂层在没有先兆的情况下发生开裂、剥落，最终导致失效，所以剥落失效是其安全应用与发展急需解决的关键问题。在20世纪70年代，美国NASA在高热流密度的J-75发动机上进行了试车，验证热障涂层的隔热效果，并以此为依据对陶瓷层的成分进行了优化。但在实际发动机上试车不仅耗资巨大，而且由于粒子大小、速度的不确定性而失去所需的基本数据。因此，服役环境试验模拟装置的研制显得尤为重要。
目前，在航空发动机涡轮叶片热障涂层服役环境模拟装置中，国外对该试验平台都是封锁和禁运的；国内成来飞等人(专利公开号：CN1546974A)将常压亚音速风洞和材料性能试验机相结合实现平板热障涂层试样的热震实验；张天剑等人(专利公开号：CN101644650A)采用加热枪实现了热障涂层的热循环性能的测试；宫声凯等人(专利公开号：CN1699994)利用红外加热和材料性能试验机相结合对空心圆柱形热障涂层试样进行热-力耦合实验。可以发现，国内现有的装置大多只能模拟航空发动机内热循环、热震等单一载荷或热-力的简单耦合加载，但其真实服役环境中还包括腐蚀气体的不断侵蚀和含有杂质颗粒的反复冲击等状况，因此，全面真实的模拟热障涂层高温、腐蚀、冲蚀的服役环境是理解热障涂层破坏机理、实现其安全应用及优化设计的关键问题。其次，这些装置只针对某一特定形状(如平板状、圆盘状等)的试样进行实验，不能在同一装置上实现多形状试样的模拟，同时也不能模拟旋转时而产生离心力的动态叶片的服役状态，因此，设计出既能实现静止部件如导叶等各种复杂形状的模拟、又能实现动态叶片旋转服役时的模拟是热障涂层服役环境试验模拟技术发展的必然需求。
发明内容
为了克服以上现有技术存在的问题，本发明的目的在于提供一种涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验平台及方法，能够实现高温、冲蚀、腐蚀一体化服役环境的模拟，同时也可以实现多形状静止件试样、旋转动态叶片的模拟。
为了实现上述目的，本发明采用的技术方案是：
一种涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验平台，包括高温耐久试验机1、供油供气系统8和冷却装置14；
所述高温耐久试验机1用于进行涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验的操作；
所述供油供气系统8用于给高温耐久试验机1供给燃油燃气，保障高温耐久试验机1的稳定运行；
所述冷却装置14用于将高温耐久试验机1产生的热量耗散，防止高温耐久试验机1过热导致损坏；
所述高温耐久试验机1的控制线与可移动操作屏幕9相连，用以控制整个系统的运转。
所述高温耐久试验机1包括箱体10，箱体10上集成有喷枪模块2、第一工位3、第二工位4和第三工位5；
所述箱体10上表面一侧按照水平方向依次设置第一工位3、第二工位4和第三工位5；喷枪模块2沿第一工位3、第二工位4和第三工位5设置的方向来回移动。
所述喷枪模块2的后方集成有测温装置7，测温装置7用于实时检测正对喷枪模块2的热障涂层的温度变化，故障报警器6固定在第三工位5后方靠近喷枪模块2移动的位置，用于检测设备运行过程中的故障，将检测到的信息反馈到可移动操作的屏幕9上；
所述喷枪模块2用于实现航空发动机高温、冲蚀、腐蚀一体化服役环境的模拟；
所述第一工位3用于夹持圆状、方形形状的试样，还可用于导向叶片等静止件的固定；
所述第二工位4用于夹持不限长短的长条状等形状的试样，如标准拉伸试样，还可用于导向叶片等静止件的固定；
所述第三工位5用于实现旋转时而产生离心力的动态叶片的服役状态，同时也可以模拟导向叶片等静止件的服役状态。
所述喷枪模块2包括位于前端的喷枪201和循环冷却水管路202，所述喷枪201的内外壁之间呈空心结构，喷枪201上沿不同角度焊接有空心带外螺纹的螺栓，循环冷却水管路202的进水口连接冷却装置14的出水口，循环冷却水管路202的回水口连接冷却装置14的入水口；工作时，火焰使喷枪201温度升高，冷却水进入内外壁形成的空心结构后进行循环，即可将热量带出，降低喷枪201的温度。
喷枪模块2还包括航空煤油管路204、压缩空气管路205和氧气管路206，航空煤油管路204设置在喷枪模块2的上方中间位置，压缩空气管路205和氧气管路206设置在喷枪模块2的后方对角线位置，压缩空气管路205和氧气管路206喷出的气体与喷枪201的轴线平行，增大流速；同时，喷枪模块2后方另一对角线上设置了CMAS颗粒输入管道215和冲蚀颗粒输入管道216，由氮气或压缩气体送入喷枪201，产生带有冲蚀、腐蚀颗粒的高温气流，实现高温、冲蚀、CMAS腐蚀服役环境的模拟；
喷枪模块2还包括点火器203和点火控制装置209，点火器203设置在喷枪模块2的上方，所述点火控制装置209用控制线连接点火器203，用以控制点火。
所述航空煤油管路204、压缩空气管路205、氧气管路206、CMAS颗粒输入管道215和冲蚀颗粒输入管道216输出端的端口在喷枪201处汇集，并在高压的作用下形成“喷雾状”，然后经点火器203点火后即可实现航空发动机的真实服役工况；
所述点火器203在喷枪201出口的后上方，点火器203倾斜设置在喷枪201内，点火后即可点燃“喷雾状”燃气。
所述供油供气系统8包括航空煤油11、氧气12和压缩空气13；
所述航空煤油11与高温耐久试验机1的中喷枪模块2的航空煤油管路204相连；
所述氧气12与高温耐久试验机1中的喷枪模块2的氧气管路206相连；
所述压缩空气13与高温耐久试验机1中的喷枪模块2的压缩空气管路205相连；
所述冷却装置14与高温耐久试验机1中的喷枪模块2的循环冷却水管路202相连。
所述喷枪模块2集成固定在移动送进机构上，移动送进机构包括第一固定块210、第一滑块211、第二固定块212、第二滑块213，滑块通过伺服电机207提供动力在固定块上移动，第一滑块211在第一固定块210上左右进行移动，用以选择在哪个工位进行工作，所述第一固定块210沿工位方向设置，第一固定块210通过固定在箱体10上；第二滑块213在第二固定块212上前后进行移动，其作用是在某个工位进行工作时，当测温装置7检测到样品表面的温度达到所设定的值时，第二滑块213将会向后移动，待样品冷却时间达到所设定的值后，第二滑块213又将向前移动进行加热，如此循环到所设定的循环次数后，即可返回到原点火位置，第二固定块212固定在第一滑块211上。
所述第二滑块213上设置凹型支撑体214，凹型支撑体214用于固定喷枪模块2，并支撑它的高度。
所述管道采用耐高温高压的软管，软管集成在管路可移动装置208内部，所述管路可移动装置208包括若干活动关节连接而成，形状为中空长方体，上下开有长方形孔。
所述箱体10上设置底座21，第一工位3和第二工位4分别通过第一圆柱部件309和第二圆柱部件407螺栓固定连接在底座21上，第一圆柱部件309和第二圆柱部件407的另一端分别与第一连接杆310和第二连接杆409的一端可拆卸连接。
所述第一工位3包括压头302，压头302中的下压头与第一连接杆310固定连接或一体成型，上压头通过空心支撑柱301中的螺栓和蝴蝶螺母与下压头可拆卸固定，空心支撑柱301上开有凹槽，与卡片303相对滑动可拆卸；相对设置的两个卡片303中间形成与试片308形状相匹配的夹持孔，以固定试片308，相对设置的两个压头302，分别设置在两个卡片303的外侧，并对两个卡片303施加压力以将试片308夹持牢固。
在压头302中的下压头左右两侧固定有挡板304，用于防止高速火焰流喷射到外侧；所述第一工位3还包括第一冷却喷头307和第一冷却连接部件305，第一冷却喷头307分为前后两个喷头，分别对试片308前后进行冷却，用以模拟涡轮叶片热障涂层工作时的冷却气体；第一冷却连接部件305的一端与压缩空气13的管道连接，另一端与第一冷却喷头307连接；第一冷却喷头307和第一冷却连接部件305通过L型部件306固定。
所述第二工位4包括三根第二连接杆409，第二连接杆409的另一端与第三固定块404固定连接或一体成型，第三固定块404前后开有滑动跑槽，两个第三滑块406分别镶嵌在跑槽内，根据长条状试样403的尺寸长短左右调节，让长条状试样403固定在第三固定块404的中间位置，第三滑块406上开有凹槽，并在第三滑块406背面设置有固定螺栓，用以固定长条状试样403。
所述第二工位4还包括第二前冷却喷头405、第二后冷却喷头402和第二冷却连接部件408，第二前冷却喷头405和第二后冷却喷头402分别对试样403前后进行冷却，用以模拟涡轮叶片热障涂层工作时的冷却气体；第二冷却连接部件408的一端与压缩空气13的管道连接，第二冷却连接部件408另一端与第二前冷却喷头405和第二后冷却喷头402连接，第二前冷却喷头405、第二后冷却喷头402和第二冷却连接部件408通过L型部件401固定。
所述第三工位5包括榫头卡块502，榫头卡块502上设置有与涡轮叶片501形状相匹配的卡槽，用于夹持涡轮叶片501，榫头卡块502的一侧开有螺纹孔，用螺栓固定涡轮叶片501，防止在旋转过程中掉落，榫头卡块502与从动旋转轴503的一端固定连接或一体成型，另一端与驱动旋转轴504以螺纹紧固连接，驱动旋转轴504固定在连接座505的滑动轴承内，驱动旋转轴504的另一端与联轴器相连，高速电机与联轴器动力连接并驱动旋转轴504旋转，用于提供动力。
所述驱动旋转轴504的旋转转速通过高速电机进行调节，在0-5000r/min可调。
在第一工位3中的试片308背面、第二工位4中的长条状试样403背面以及静止状态时的涡轮叶片501背面使用贴片试温度传感器22，用以测试试样背面的实时温度；第三工位5实现了旋转时而产生离心力的动态叶片的服役状态，同时也可以模拟静止状态时涡轮叶片的服役状态。
所述供油供气系统8和冷却装置14通过管路与高温耐久试验机1相连，所述管路的直径为28mm-34mm，管路与高温耐久试验机1的接口处采用快插接头连接。
一种涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验平台的运行方法，包括以下步骤；
步骤1：根据所测样品的形状，确定需要使用的工位，然后将样品固定在对应工位的夹持部位上；
步骤2：打开供油供气系统8(航空煤油11、氧气12和压缩空气13)的阀门，当氧气12的压力达到1.2MPa-1.6Mpa、压缩空气13的压力达到0.8MPa以及航空煤油处于开启状态时，再开启冷却装置14(水冷机)的开关，此时水路中的旁路阀门处于开启状态，蒸馏水通过旁路进行循环冷却；氧气12和压缩空气13上安装有带压力表的调节阀，通过调节阀来调节压力的大小；其次，在冷却装置14的循环水路中设置有旁路阀门，用于在高温耐久试验机1开启前冷却水的循环，防止造成冷却装置14的损坏；
步骤3：开启高温耐久试验机1，并在可移动操作屏幕9上打开循环冷却水的开关，再关闭水路中的旁路阀门，此时蒸馏水通过循环冷却水管路202对高温耐久试验主机1上的喷枪模块2进行冷却。
步骤4：在可移动操作屏幕9上设置实验所需的相应参数，如温度≤1300℃、循环次数≤99次、单次循环的保温时间≤2.8小时，烧蚀工位根据样品的形状来确定，设置完成后，点击“点火位置”，让喷枪模块2回到初始点火位，再按“准备点火”按钮，当航空煤油压力≥0.6MPa，流量≥4L/h时喷枪具备点火条件，此时观察喷枪模块2的出口是否有雾化喷出，如有雾化应立即按“点火确认”，等火焰燃烧稳定后，开启系统自动模式，即可在PLC程序控制下自动进行；需要说明的是，根据高温耐久试验机1的设计，在航空煤油压力≥0.6MPa，流量≥4L/h时，煤油的量达到最好的雾化状态，即易燃状态；
步骤5：循环次数结束后，自动回到点火工位熄火，然后打开水路中的旁路，并关闭高温耐久试验机1，最后关闭供油供气系统8和冷却装置14。
本发明的有益效果：
本发明能够模拟高性能航空发动机内温度的交变循环、硬质颗粒的反复冲击、腐蚀气体的不断侵蚀等复杂的服役环境，可以模拟单一的服役环境，或者模拟任意两种或三种共同作用下的工作环境，解决了现有热障涂层环境模拟装置只能模拟单一服役环境以及未加入硬质颗粒冲蚀的缺陷。同时解决了现有热障涂层试验模拟装置中试样夹具形状单一、试样角度固定、缺少离心力作用等棘手难题，并且该夹持装置结构简单，安装方便，易于更换，可对多个试样进行测试。本发明可为有效评估高温部件在高温热循环、冲蚀和腐蚀一体化的服役环境下的疲劳失效过程及失效机理提供重要的实验平台。
附图说明
图1为本发明各装置连接图。
图2为本发明高温耐久试验机整体结构图。
图3为本发明高温耐久试验机详图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步详细说明。
如图1-图3所示：一种涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验平台，包括高温耐久试验机1、供油供气系统8和冷却装置14，供油供气系统8和冷却装置14通过材质为316L或304不锈钢硬管或其它可承受高压塑料软管与高温耐久试验机1连接，管路的直径为28mm-34mm，管路与高温耐久试验机1的接口处采用快插接头连接。还包括可移动操作屏幕9，高温耐久试验机1的控制线与可移动操作屏幕9相连，用以控制整个系统的运转。
高温耐久试验机1的箱体10上集成有喷枪模块2、第一工位3、第二工位4和第三工位5。喷枪模块2固定在高温耐久试验机1上表面的后方，在喷枪模块2的正前方设置有第一工位3，在第一工位3的左边依次固定有第二工位4和第三工位5。同时，在喷枪模块2的左后方集成有测温装置7，用以实时检测正对喷枪的热障涂层的温度变化。故障报警器6固定在第三工位5的左后方，用以检测设备运行过程中的故障，如气体压力或流量不足等，将会反馈到可移动操作的屏幕9上，实验人员可及时处理。
供油供气系统8包括航空煤油11，采用的航空煤油11通常为航空三号煤油，燃烧时更接近航空发动机涡轮叶片热障涂层服役的真实工况。还包括氧气12和压缩空气13，因氧气12消耗量较大，通常采用液氧和汽化器组合的方式供氧，也可以采用20组以上的氧气瓶通过管路连接供氧，氧气流量需满足1500L/min，压力1.2-1.6Mpa可调无压降；压缩空气13采用空压机供气，压缩空气13流量需满足1.5m3/min，压力0.8MPa。冷却装置14可以采用水冷机，也可以采用冷却塔循环水进行冷却，冷却循环水应满足10kW的制冷量，杨程45m。
喷枪模块2包括喷枪201、循环冷却水管路202，喷枪201的内外壁之间是空心的，其上侧沿不同角度焊接有空心带外螺纹的螺栓，循环冷却水管路202的进水和回水分别用螺母与螺栓密封连接。工作时，火焰使喷枪201温度升高，冷却水进入空腔后进行循环，即可将热量带出，降低喷枪201的温度。还包括航空煤油管路204、压缩空气管路205和氧气管路206，航空煤油管路204设置在喷枪模块2的上方中间位置，而压缩空气管路205和氧气管路206设置在喷枪模块2的后方对角线位置，使其喷出的气体与喷枪的轴线平行，增大流速。同时，其后方另一对角线上设置了CMAS颗粒输入管道215和冲蚀颗粒输入管道216，由氮气或助燃气体送入喷枪，产生带有冲蚀、腐蚀颗粒的高温气流，实现高温、冲蚀、CMAS腐蚀服役环境的模拟。还包括点火器203和点火控制装置209，点火器203通常用火花塞，设置在喷枪模块2的上方，而点火控制装置209用控制线连接在点火器203上，用以控制点火。另外，喷枪模块2集成固定在移动送进机构上，移动送进机构包括第一固定块210、第一滑块211、第二固定块212、第二滑块213，滑块通过伺服电机207提供动力在固定块上移动，第一滑块211在第一固定块210上左右进行移动，用以选择在哪个工位进行工作，第一固定块210通过螺栓固定在箱体10上；第二滑块213在第二固定块212上前后进行移动，其作用是在某个工位进行工作时，当测温装置7检测到样品表面的温度达到所设定的值时，第二滑块213将会向后移动，待样品冷却时间达到所设定的值后，第二滑块213又将向前移动进行加热，如此循环到所设定的循环次数后，即可返回到原点火位置，第二固定块212通过螺栓固定在第一滑块211上。滑块前后左右移动的距离是通过限位器精准控制。凹型支撑体214焊接在第二滑块213上，用以固定喷枪模块2，并支撑它的高度。需要说明的是，无论哪个管路，都采用耐高温高压的软管，这些软管全部集成在管路可移动装置208内部，管路可移动装置208材料为耐高温硬塑料，每一节通过活动关节连接而成，形状为中空长方体，上下开有长方形孔，方便调整管路，它将会随第一滑块211卷起移动到相应的工位。
底座21通过螺栓固定在箱体10上，第一工位3和第二工位4分别通过第一圆柱部件309和第二圆柱部件407螺栓固定连接在底座21上，第一圆柱部件309和第二圆柱部件407的另一端分别与第一连接杆310和第二连接杆409的一端可拆卸连接。
在第一工位3中，压头302中的下压头与第一连接杆310固定连接或一体成型，上压头通过空心支撑柱301中的螺栓和蝴蝶螺母与下压头可拆卸固定，也可采用其它紧固件固定，空心支撑柱301上开有凹槽，与卡片303相对滑动可拆卸。相对设置的两个卡片303中间形成与试片308形状相匹配的夹持孔，以固定试片308，形状不仅限于圆形，卡片303中间可以制成其它形状，如方形。相对设置的两个压头302，分别设置在两个卡片303的外侧，并对两个卡片303施加压力以将试片308夹持牢固。在压头302中的下压头左右两侧螺栓固定有挡板304，防止高速火焰流喷射到外侧。第一工位3还包括第一冷却喷头307和第一冷却连接部件305，第一冷却喷头307分为前后两个喷头，分别对试片308前后进行冷却，用以模拟涡轮叶片热障涂层工作时的冷却气体。第一冷却连接部件305的一端与压缩空气管道连接，管道为316L管或不锈钢管，另一端与第一冷却喷头307连接。第一冷却喷头307和第一冷却连接部件305通过L型部件306固定。
在第二工位4中，三根第二连接杆409的另一端与第三固定块404固定连接或一体成型，第三固定块404前后开有滑动跑槽，两个第三滑块406分别镶嵌在跑槽内，可以根据长条状试样403的尺寸长短左右调节，让其固定在第三固定块404的中间位置。第三滑块406背面设置有固定螺栓，用以固定长条状试样403。第二工位4主要应用在长条状试样中，如拉伸试样，不限试样的长短，解决了长条状试样无法固定的难题。第二工位4还包括第二前冷却喷头405、第二后冷却喷头402和第二冷却连接部件408，第二前冷却喷头405和第二后冷却喷头402分别对试样403前后进行冷却，用以模拟涡轮叶片热障涂层工作时的冷却气体。第二冷却连接部件408的一端与压缩空气管道连接，管道为316L管或不锈钢管，另一端与第二前冷却喷头405和第二后冷却喷头402连接。第二前冷却喷头405、第二后冷却喷头402和第二冷却连接部件408通过L型部件401固定。
第三工位5包括榫头卡块502，其上设置有与涡轮叶片501形状相匹配的卡槽，用于夹持涡轮叶片501，榫头卡块502的一侧开有螺纹孔，用螺栓固定涡轮叶片501，防止在旋转过程中掉落。榫头卡块502与从动旋转轴503的一端固定连接或一体成型，另一端与驱动旋转轴504以螺纹紧固连接。驱动旋转轴504固定在连接座505的滑动轴承内，驱动旋转轴504的另一端与联轴器相连，高速电机与联轴器动力连接并驱动旋转轴504旋转，用于提供动力。驱动旋转轴504的旋转转速通过高速电机进行调节，在0-5000r/min可调。需要说明的是，在第一工位3中的试片308背面、第二工位4中的长条状试样403背面以及静止状态时的涡轮叶片501背面都可以使用贴片试温度传感器22，用以测试试样背面的实时温度。第三工位5实现了旋转时而产生离心力的动态叶片的服役状态，同时也可以模拟静止状态时涡轮叶片的服役状态。
采用以上装置对试样进行实验时，具体按照以下步骤进行：
步骤1：根据所测样品的形状，确定需要使用的工位，然后将样品固定在对应工位的夹持部位上；
步骤2：打开供油供气系统8(航空煤油11、氧气12和压缩空气13)的阀门，当氧气12的压力达到1.2MPa-1.6Mpa、压缩空气13的压力达到0.8MPa以及航空煤油处于开启状态时，再开启冷却装置14(水冷机)的开关，此时水路中的旁路阀门处于开启状态，蒸馏水通过旁路进行循环冷却；氧气12和压缩空气13上安装有带压力表的调节阀，通过调节阀来调节压力的大小；其次，在冷却装置14的循环水路中设置有旁路阀门，用于在高温耐久试验机1开启前冷却水的循环，防止造成冷却装置14的损坏；
步骤3：开启高温耐久试验机1，并在可移动操作屏幕9上打开循环冷却水的开关，再关闭水路中的旁路阀门，此时蒸馏水通过循环冷却水管路202对高温耐久试验主机1上的喷枪模块2进行冷却。
步骤4：在可移动操作屏幕9上设置实验所需的相应参数，如温度≤1300℃、循环次数≤99次、单次循环的保温时间≤2.8小时，烧蚀工位根据样品的形状来确定，设置完成后，点击“点火位置”，让喷枪模块2回到初始点火位，再按“准备点火”按钮，当航空煤油压力≥0.6MPa，流量≥4L/h时喷枪具备点火条件，此时观察喷枪模块2的出口是否有雾化喷出，如有雾化应立即按“点火确认”，等火焰燃烧稳定后，开启系统自动模式，即可在PLC程序控制下自动进行；需要说明的是，根据高温耐久试验机1的设计，在航空煤油压力≥0.6MPa，流量≥4L/h时，煤油的量达到最好的雾化状态，即易燃状态；
步骤5：循环次数结束后，自动回到点火工位熄火，然后打开水路中的旁路，并关闭高温耐久试验机1，最后关闭供油供气系统8和冷却装置14。
Claims (10)
1.一种涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验平台，其特征在于，包括高温耐久试验机(1)、供油供气系统(8)和冷却装置(14)；
所述高温耐久试验机(1)用于进行涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验的操作；
所述供油供气系统(8)用于给高温耐久试验机(1)供给燃油燃气，保障高温耐久试验机(1)的稳定运行；
所述冷却装置(14)用于将高温耐久试验机1产生的热量耗散，防止高温耐久试验机(1)过热导致损坏；
所述高温耐久试验机(1)的控制线与可移动操作屏幕(9)相连，用以控制整个系统的运转。
2.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验平台，其特征在于，所述高温耐久试验机(1)包括箱体(10)，箱体(10)上集成有喷枪模块(2)、第一工位(3)、第二工位(4)和第三工位(5)；
所述箱体(10)上表面一侧按照水平方向依次设置第一工位(3)、第二工位(4)和第三工位(5)；喷枪模块(2)沿第一工位(3)、第二工位(4)和第三工位(5)设置的方向来回移动；
所述喷枪模块(2)的后方集成有测温装置(7)，测温装置(7)用于实时检测正对喷枪模块(2)的热障涂层的温度变化，故障报警器(6)固定在第三工位(5)后方靠近喷枪模块(2)移动的位置，用于检测设备运行过程中的故障，将检测到的信息反馈到可移动操作的屏幕(9)上。
3.根据权利要求2所述的一种涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验平台，其特征在于，所述喷枪模块(2)用于实现航空发动机高温、冲蚀、腐蚀一体化服役环境的模拟；
所述第一工位(3)用于夹持圆状、方形形状的试样，用于导向叶片静止件的固定；
所述第二工位(4)用于夹持不限长短的长条状试样，用于导向叶片静止件的固定；
所述第三工位(5)用于实现旋转时而产生离心力的动态叶片的服役状态，能够模拟导向叶片等静止件的服役状态。
4.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验平台，其特征在于，所述喷枪模块(2)包括位于前端的喷枪(201)和循环冷却水管路(202)，所述喷枪(201)的内外壁之间呈空心结构，喷枪(201)上沿不同角度焊接有空心带外螺纹的螺栓，循环冷却水管路(202)的进水口连接冷却装置(14)的出水口，循环冷却水管路(202)的回水口连接冷却装置(14)的入水口；
喷枪模块(2)还包括航空煤油管路(204)、压缩空气管路(205)和氧气管路(206)，航空煤油管路(204)设置在喷枪模块(2)的上方中间位置，压缩空气管路(205)和氧气管路(206)设置在喷枪模块2的后方对角线位置，压缩空气管路(205)和氧气管路(206)喷出的气体与喷枪(201)的轴线平行，增大流速；同时，喷枪模块(2)后方另一对角线上设置了CMAS颗粒输入管道(215)和冲蚀颗粒输入管道(216)，由氮气或助燃气体送入喷枪(201)，产生带有冲蚀、腐蚀颗粒的高温气流，实现高温、冲蚀、CMAS腐蚀服役环境的模拟；
喷枪模块(2)还包括点火器(203)和点火控制装置(209)，点火器(203)设置在喷枪模块(2)的上方，所述点火控制装置(209)用控制线连接点火器(203)，用以控制点火。
5.根据权利要求4所述的一种涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验平台，其特征在于，所述航空煤油管路(204)、压缩空气管路(205)、氧气管路(206)、CMAS颗粒输入管道(215)和冲蚀颗粒输入管道(216)输出端的端口在喷枪(201)处汇集，并在高压的作用下形成“喷雾状”，然后经点火器(203)点火后即可实现航空发动机的真实服役工况；
所述点火器(203)在喷枪(201)出口的后上方，点火器(203)倾斜设置在喷枪(201)内。
6.根据权利要求4所述的一种涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验平台，其特征在于，所述供油供气系统(8)包括航空煤油(11)、氧气(12)和压缩空气(13)；
所述航空煤油(11)与航空煤油管路(204)相连；
所述氧气(12)与氧气管路(206)相连；
所述压缩空气(13)与压缩空气管路(205)相连；
所述冷却装置(14)与循环冷却水管路(202)相连。
7.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验平台，其特征在于，所述喷枪模块(2)集成固定在移动送进机构上，移动送进机构包括第一固定块(210)、第一滑块(211)、第二固定块(212)、第二滑块(213)，滑块通过伺服电机(207)提供动力在固定块上移动，第一滑块(211)在第一固定块(210)上左右进行移动，用以选择在哪个工位进行工作，所述第一固定块(210)沿工位方向设置，第一固定块(210)通过固定在箱体(10)上；第二滑块(213)在第二固定块(212)上前后进行移动，第二固定块(212)固定在第一滑块(211)上；
所述第二滑块(213)上设置凹型支撑体(214)，凹型支撑体(214)用于固定喷枪模块(2)，并支撑它的高度。
8.根据权利要求3所述的一种涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验平台，其特征在于，所述箱体(10)上设置底座(21)，第一工位(3)和第二工位(4)分别通过第一圆柱部件(309)和第二圆柱部件(407)螺栓固定连接在底座(21)上，第一圆柱部件(309)和第二圆柱部件(407)的另一端分别与第一连接杆(310)和第二连接杆(409)的一端可拆卸连接；
所述第一工位(3)包括压头(302)，压头(302)中的下压头与第一连接杆(310)固定连接或一体成型，上压头通过空心支撑柱(301)中的螺栓和蝴蝶螺母与下压头可拆卸固定，空心支撑柱(301)上开有凹槽，与卡片(303)相对滑动可拆卸；相对设置的两个卡片(303)中间形成与试片(308)形状相匹配的夹持孔，以固定试片(308)，相对设置的两个压头(302)，分别设置在两个卡片(303)的外侧，并对两个卡片(303)施加压力以将试片(308)夹持牢固。
在压头(302)中的下压头左右两侧固定有挡板(304)，用于防止高速火焰流喷射到外侧；所述第一工位(3)还包括第一冷却喷头(307)和第一冷却连接部件(305)，第一冷却喷头(307)分为前后两个喷头，分别对试片(308)前后进行冷却，用以模拟涡轮叶片热障涂层工作时的冷却气体；第一冷却连接部件(305)的一端与压缩空气(13)的管道连接，另一端与第一冷却喷头(307)连接；第一冷却喷头(307)和第一冷却连接部件(305)通过L型部件(306)固定；
所述第二工位(4)包括三根第二连接杆(409)，第二连接杆(409)的另一端与第三固定块(404)固定连接或一体成型，第三固定块(404)前后开有滑动跑槽，两个第三滑块(406)分别镶嵌在跑槽内，根据长条状试样(403)的尺寸长短左右调节，让长条状试样(403)固定在第三固定块(404)的中间位置，第三滑块(406)上开有凹槽，并在第三滑块(406)背面设置有固定螺栓，用以固定长条状试样(403)；
所述第二工位(4)还包括第二前冷却喷头(405)、第二后冷却喷头(402)和第二冷却连接部件(408)，第二前冷却喷头(405)和第二后冷却喷头(402)分别对试样(403)前后进行冷却，用以模拟涡轮叶片热障涂层工作时的冷却气体；第二冷却连接部件(408)的一端与压缩空气(13)的管道连接，第二冷却连接部件(408)另一端与第二前冷却喷头(405)和第二后冷却喷头(402)连接，第二前冷却喷头(405)、第二后冷却喷头(402)和第二冷却连接部件(408)通过L型部件(401)固定；
所述第三工位(5)包括榫头卡块(502)，榫头卡块(502)上设置有与涡轮叶片(501)形状相匹配的卡槽，用于夹持涡轮叶片(501)，榫头卡块(502)的一侧开有螺纹孔，用螺栓固定涡轮叶片(501)，防止在旋转过程中掉落，榫头卡块(502)与从动旋转轴(503)的一端固定连接或一体成型，另一端与驱动旋转轴(504)以螺纹紧固连接，驱动旋转轴(504)固定在连接座(505)的滑动轴承内，驱动旋转轴(504)的另一端与联轴器相连，高速电机与联轴器动力连接并驱动旋转轴(504)旋转，用于提供动力；
所述驱动旋转轴(504)的旋转转速通过高速电机进行调节，在0-5000r/min可调。
9.根据权利要求8所述的一种涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验平台，其特征在于，在第一工位(3)中的试片(308)背面、第二工位(4)中的长条状试样(403)背面以及静止状态时的涡轮叶片(501)背面使用贴片试温度传感器(22)，用以测试试样背面的实时温度；第三工位(5)实现了旋转时而产生离心力的动态叶片的服役状态，同时也可以模拟静止状态时涡轮叶片的服役状态。
10.基于权利要求1-9任一项所述的一种涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验平台的运行方法，其特征在于，包括以下步骤；
步骤1：根据所测样品的形状，确定需要使用的工位，然后将样品固定在对应工位的夹持部位上；
步骤2：打开供油供气系统(8)的阀门，当氧气12的压力达到1.2MPa-1.6Mpa、压缩空气(13)的压力达到0.8MPa以及航空煤油处于开启状态时，再开启冷却装置(14)的开关，此时水路中的旁路阀门处于开启状态，蒸馏水通过旁路进行循环冷却；氧气(12)和压缩空气(13)上安装有带压力表的调节阀，通过调节阀来调节压力的大小；其次，在冷却装置(14)的循环水路中设置有旁路阀门，用于在高温耐久试验机(1)开启前冷却水的循环，防止造成冷却装置(14)的损坏；
步骤3：开启高温耐久试验机(1)，并在可移动操作屏幕(9)上打开循环冷却水的开关，再关闭水路中的旁路阀门，此时蒸馏水通过循环冷却水管路(202)对高温耐久试验主机(1)上的喷枪模块(2)进行冷却；
步骤4：在可移动操作屏幕(9)上设置实验所需的相应参数，温度≤1300℃、循环次数≤99次、单次循环的保温时间≤2.8小时，烧蚀工位根据样品的形状来确定，设置完成后，点击“点火位置”，让喷枪模块(2)回到初始点火位，再按“准备点火”按钮，当航空煤油压力≥0.6MPa，流量≥4L/h时喷枪具备点火条件，此时观察喷枪模块(2)的出口是否有雾化喷出，如有雾化应立即按“点火确认”，等火焰燃烧稳定后，开启系统自动模式，即可在PLC程序控制下自动进行；需要说明的是，根据高温耐久试验机(1)的设计，在航空煤油压力≥0.6MPa，流量≥4L/h时，煤油的量达到最好的雾化状态，即易燃状态；
步骤5：循环次数结束后，自动回到点火工位熄火，然后打开水路中的旁路，并关闭高温耐久试验机(1)，最后关闭供油供气系统(8)和冷却装置(14)。
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| CN117969597A (zh) * | 2024-03-28 | 2024-05-03 | 江苏乐萌精密科技有限公司 | 一种热障涂层隔热能力的检测装置及方法 |
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| CN117969597B (zh) * | 2024-03-28 | 2024-05-31 | 江苏乐萌精密科技有限公司 | 一种热障涂层隔热能力的检测装置及方法 |
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Legal Events
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|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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