CN117451915A - 一种高温高速旋转涡轮叶片热障涂层可靠性试验平台 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种高温高速旋转涡轮叶片热障涂层可靠性试验平台，包括依次安装的超音速燃气喷枪装置、涡轮模型试验台和高速旋转系统，涡轮模型试验台通过轴与高速旋转系统配合连接，超音速燃气喷枪装置设置在涡轮模型试验台的试验侧，两者同心安装；冷却水循环系统通过硬管连接在高速旋转系统的总进水端和总出水端，形成循环，送粉装置连接在超音速燃气喷枪装置的进粉口，供油系统连接超音速燃气喷枪装置的总进油口，供气系统与超音速燃气喷枪装置的总进气口连接，高速旋转系统和超音速燃气喷枪装置的总集成控制线连接在控制显示台上；本发明通过集热冲击、冲蚀、CMAS腐蚀为一体的超音速燃气喷枪和高速旋转结构，能够同时实现高速旋转、燃气热冲击、冲蚀、CMAS腐蚀、气膜冷却等载荷的加载。
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，具体涉及一种高温高速旋转涡轮叶片热障涂层可靠性试验平台。
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1700℃。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。在美国、欧洲以及我国的航空发动机推进计划中，均把该技术列为高性能航空发动机的关键技术之一。
热障涂层(Thermal barrier coatings，TBCs)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。为了保证TBCs在航空发动机上的安全应用，必须对涂层的可靠性进行测试。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，可靠性试验平台的研制显得尤为重要。
航空发动机涡轮叶片热障涂层的真实工作环境(载荷)主要包括高温高速旋转、燃气热冲击、冲蚀、CMAS腐蚀、气膜冷却等。目前，周洪等(专利公开号：CN1818612A)采用高温电阻炉对热障涂层进行快速加热和冷却。
通过以上现有技术可以发现，现有的装置大多只能模拟航空发动机内热循环、热震等单一载荷的加载。而且这些设备主要集中在导向叶片等静止件服役环境的模拟，并未考虑1万-5万转/分钟的高速旋转状态。
发明内容
为了克服上述现有技术存在的不足，本发明的目的在于提供一种高温高速旋转涡轮叶片热障涂层可靠性试验平台，通过集热冲击、冲蚀、CMAS腐蚀为一体的超音速燃气喷枪和高速旋转结构，能够同时实现高速旋转、燃气热冲击、冲蚀、CMAS腐蚀、气膜冷却等载荷的加载，并且达到了1万-5万转/分钟的高速旋转状态。
为了实现上述目的，本发明采用的技术方案是：
一种高温高速旋转涡轮叶片热障涂层可靠性试验平台，包括依次安装的超音速燃气喷枪装置、涡轮模型试验台和高速旋转系统，涡轮模型试验台通过轴与高速旋转系统配合连接，超音速燃气喷枪装置设置在涡轮模型试验台的试验侧，两者同心安装；
冷却水循环系统通过硬管连接在高速旋转系统的总进水端和总出水端，形成循环，送粉装置连接在超音速燃气喷枪装置的进粉口，供油系统连接超音速燃气喷枪装置的总进油口，供气系统与超音速燃气喷枪装置的总进气口连接，高速旋转系统和超音速燃气喷枪装置的总集成控制线连接在控制显示台上；
所述高速旋转系统用于给涡轮模型试验台提供1万-5万转/分钟的旋转动力，用于模拟涡轮叶片热障涂层的旋转载荷；
所述涡轮模型试验台是可靠性试验平台的燃烧室，用于承载不同型号的涡轮叶片进行实验；
所述超音速燃气喷枪装置集燃气热冲击、冲蚀、CMAS腐蚀为一体，用于给涡轮模型试验台中的热障涂层提供燃气热冲击的服役环境。
所述冷却水循环系统用于将高速旋转系统、涡轮模型试验台和超音速燃气喷枪装置产生的热量传递给外部环境，防止装置过热出现故障或损坏，保证设备的正常运行；
所述控制显示台用于控制实验的进行，包括实验参数的设置、试验平台的启动与关闭以及数据的采集；
所述送粉装置用于给超音速燃气喷枪装置提供冲蚀和CMAS腐蚀的粉末颗粒；
所述供油系统和供气系统用于给超音速燃气喷枪装置提供燃油和燃气，保障可靠性试验平台的稳定正常运行。
所述高速旋转系统包括位于底部的第一底座，所述第一底座上方安装有高速电机、多级齿轮增速箱和轴承支撑箱；高速电机通过低速轴与多级齿轮增速箱连接，经过多级齿轮增速箱中大齿轮与小齿轮的增速，将动力传给轴承支撑箱，多级齿轮增速箱通过高速轴与轴承支撑箱连接；
所述第一底座的上侧，从冷却水循环系统侧开始依次通过螺栓固定有第一支撑座、多级齿轮增速箱和轴承支撑箱；第一底座下侧通过螺栓连接固定在地面上。
所述高速电机通过螺栓固定在第一支撑座上，第一支撑座为工字肋板中空结构，防止高速电机产生移动；第一支撑座与第一底座螺栓固定，第一底座为工字肋板中空结构；
所述高速电机的顶部设置有进线盒；进线盒为长方体空腔，长方体空腔上侧为能够闭合的盖子，前侧开有两个圆形孔，圆形孔用于与外部电源连接，是可靠性试验平台总供电装置；
所述多级齿轮增速箱包括第一上箱体和第一下箱体，第一上箱体为活动盖，第一下箱体固体在第一底座上；多级齿轮增速箱上侧中间位置开有观察口，用于检查、加润滑油的操作；多级齿轮增速箱内布置有多级齿轮，用于增速。
所述轴承支撑箱包括第二上箱体和第二下箱体，第二上箱体为活动盖，第二下箱体固体在第一底座上；轴承支撑箱内布置有轴承座，用于支撑高速轴的平稳运行。
所述低速轴为实心轴，用于将高速电机的动力传递给多级齿轮增速箱。
所述高速轴为中空轴，用于将多级齿轮增速箱增速后的动力传递给涡轮模型试验台；高速轴轴中心的中空结构形成通道，通道用于放置涡轮模型试验台中需要采集的数据信号线，进行信号传输；
所述高速轴通过轴承支撑箱中的轴承座支撑；高速轴的输入端通过轴承座固定在齿轮增速箱上，并与导电滑环连接，导电滑环与高速轴轴中心的信号线连接，用于实时检测涡轮叶片热障涂层的损伤数据；高速轴的输出端与旋转涡轮盘连接。
所述涡轮模型试验台包括涡壳、旋转涡轮盘、工作叶片和第二支撑座；第二支撑座的下方采用螺栓固定在第一底座上，涡壳通过螺栓连接固定在第二支撑座的上方；
所述旋转涡轮盘的圆周边缘位置上设置有工作叶片。
所述涡壳为中间圆柱形，上下侧为长方形，下侧底部闭口的中空结构，与第二支撑座固定连接，上侧顶部为开口，是燃气和冷却气体的出口；涡壳与高速轴同心设置且涡壳两侧设置有圆形孔，其中一侧圆形孔是高速轴的通道，另一侧圆形孔与超音速燃气喷枪装置配合，是喷枪燃气热冲击的通道。
所述涡壳上设置有第一进水口和第一出水口，第一进水口和第一出水口对称分布在涡壳的圆周两侧，第一进水口用耐高温软管与冷却水循环系统的进水分流阀连接，第一出水口用耐高温软管与冷却水循环系统的出水分流阀连接；循环水从第一进水口流入，经过中空涡壳，将热量从第一出水口带出，用于给涡壳物理降温。
所述涡壳的高速轴侧设置有八个冷却通道，分别是四个第一冷却通道、四个第二冷却通道；所述第一冷却通道和第二冷却通道均匀分布在高速轴侧的涡壳上；第一冷却通道和第二冷却通道与供气系统耐高温软管连接，将供气系统产生的压缩空气通入涡壳中，对涡轮叶片热障涂层进行冷却，用于模拟航空发动机的气膜冷却；冷却气体对热障涂层冷却后，随高温燃气从涡壳的上侧流出。
所述涡壳的高速轴侧还设置有观察窗口，用于将红外测温的探头置于观察窗口上，对高速旋转的涡轮叶片进行实时测温；
所述旋转涡轮盘为圆形，置于涡壳的轴中心位置，与高速轴连接，旋转涡轮盘在高速轴的动力下高速旋转，产生所需的离心载荷。
所述工作叶片上用大气等离子喷涂等方式涂覆有热障涂层，热障涂层的实际厚度在0.2mm-0.3mm之间。
所述超音速燃气喷枪装置包括第二底座、超音速燃气喷枪和环形燃烧室；
第二底座下侧通过螺栓与地面相连，固定块采用螺栓固定在第二底座的上侧，滑块通过伺服电机提供动力在固定块上左右移动，用于调整超音速燃气喷枪离工作叶片的距离。
所述环形超音速燃气喷枪与工作叶片在同一水平线上，环形超音速燃气喷枪正对工作叶片，用于燃烧后冲击工作叶片。
所述第二底座呈长方形箱体中空结构，用于支撑超音速燃气喷枪；
所述超音速燃气喷枪为六把，六把所述超音速燃气喷枪均匀等距的布置在环形燃烧室上；超音速燃气喷枪为圆筒状，其后侧集成了第二进水管路和第二出水管路，第二进水管路和第二出水管路与冷却水循环系统的进水分流阀和出水分流阀连接；还集成了航空煤油管路、压缩空气管路，用于给超音速燃气喷枪供油供气，保证燃料的持续稳定输入。
所述超音速燃气喷枪后方还集成了CMAS颗粒和冲蚀颗粒输入管道，由氮气或压缩气体送入超音速燃气喷枪，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。
所述航空煤油管路、压缩空气管路、冲蚀和CMAS颗粒输入管道输出端的端口在超音速燃气喷枪处汇集，并在高压的作用下形成“喷雾状”，然后经点火器点火后即可实现航空发动机的真实服役工况；
所述点火器在超音速燃气喷枪出口的后上方，用于控制点火，点火器倾斜设置在超音速燃气喷枪内，点火后即可点燃“喷雾状”燃气。
所述环形燃烧室为环形中空状，其中一侧用于固定超音速燃气喷枪，另一侧与涡壳配合，保证燃气正对工作叶片，环形燃烧室的中轴线与涡壳的中轴线共线。
所述环形燃烧室正上方设置有第三进水口，正下方设置有第三出水口，冷却水循环系统的进水分流阀中的冷却水经过第三进水口进入中空形状的环形燃烧室，然后从第三出水口流出到冷却水循环系统的出水分流阀。
所述送粉装置与超音速燃气喷枪装置软管连接，用于给超音速燃气喷枪装置提供冲蚀和CMAS腐蚀的粉末颗粒。
所述供油系统包括筒体、第三支座、刻度表和盖体；供油系统与超音速燃气喷枪装置软管连接；
所述筒体焊接固定在第三支座上，筒体用于盛放航空三号煤油；筒体上侧与盖体紧密间隙配合，用于打开装填航空三号煤油，并且盖上后防止杂质进入煤油中，盖体上侧焊接有上把手，便于将盖体打开；
筒体左右两侧分别焊接有左把手和右把手，便于人工移动供油系统；筒体的正前方设置有刻度表，用于查看航空三号煤油的用量；筒体的右侧焊接有出油口，用于给可靠性试验平台供油；第三支座的下方设置有四个滚轮，便于供油系统的移动。
本发明的有益效果：
本发明能够同时模拟高速旋转、燃气热冲击、冲蚀、CMAS腐蚀、气膜冷却等航空发动机涡轮叶片热障涂层的真实服役工况，通过高速旋转系统的设置，能够实现1万-5万转/分钟的高速旋转状态；
本发明通过超音速燃气喷枪和高速旋转结构的配合设置，能够模拟高性能航空发动机内高速旋转的离心载荷、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；
本发明不仅解决了现有热障涂层环境模拟装置未考虑高速旋转状态的缺陷，同时也解决了只能模拟单一服役环境以及未加入硬质颗粒冲蚀的不足。本发明为高温高速旋转下涡轮叶片热障涂层的可靠性测试、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为可靠性试验平台的总体连接图。
图2为可靠性试验平台的详图。
图3为旋转涡轮盘和工作叶片的结构图。
图4为超音速燃气喷枪的结构图。
图5为供油系统的结构图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细说明。
如图1所示，一种高温高速旋转涡轮叶片热障涂层可靠性试验平台，包括超音速燃气喷枪装置5、涡轮模型试验台4和高速旋转系统3，涡轮模型试验台4通过轴配合与高速旋转系统3连接，超音速燃气喷枪装置5同心设置在涡轮模型试验台4的试验侧；
还包括冷却水循环系统1、控制显示台2、送粉装置6、供油系统7和供气系统8，冷却水循环系统1通过硬管连接在高速旋转系统3的总进、出水端，送粉装置6和供油系统7通过软管连接在超音速燃气喷枪装置5的进粉口和总进油口，供气系统8与超音速燃气喷枪装置5的总进气口硬管连接，而控制显示台2与高速旋转系统3和超音速燃气喷枪装置5的总集成控制线连接。
所述冷却水循环系统1用于将高速旋转系统3、涡轮模型试验台4和超音速燃气喷枪装置5产生的热量传递给外部环境，防止装置过热出现故障或损坏，保证设备的正常运行；
所述控制显示台2用于控制实验的进行，包括实验参数的设置、试验平台的启动与关闭以及数据的采集；
所述高速旋转系统3用于给涡轮模型试验台4提供1万-5万转/分钟的旋转动力，以此模拟涡轮叶片热障涂层的旋转载荷；
所述涡轮模型试验台4是可靠性试验平台的燃烧室，用于承载不同型号的涡轮叶片进行实验；
所述超音速燃气喷枪装置5集燃气热冲击、冲蚀、CMAS腐蚀为一体，用于给涡轮模型试验台4中的热障涂层提供燃气热冲击等服役环境；
所述送粉装置6用于给超音速燃气喷枪装置5提供冲蚀和CMAS腐蚀的粉末颗粒；
所述供油系统7和供气系统8用于给超音速燃气喷枪装置5提供燃油和燃气，保障可靠性试验平台的稳定正常运行。
如图2所示，所述冷却水循环系统1的总出、回水端口与高速旋转系统3的总进、排水端口采用硬管连接，硬管材料为304不锈钢；冷却水循环系统1采用风冷式冷水机组LBGCF-50A进行冷却，其名义制冷量为116521kcal/h，温控范围为+5～+35。
所述控制显示台2为电脑，与高速旋转系统3和超音速燃气喷枪装置5的总集成控制线连接。
所述高速旋转系统3包括位于底部的第一底座309，所述第一底座309上方安装有高速电机301、多级齿轮增速箱304和轴承支撑箱305；高速电机301通过低速轴303与多级齿轮增速箱304连接，经过多级齿轮增速箱304中大齿轮与小齿轮的增速，将动力传给轴承支撑箱305，多级齿轮增速箱304通过高速轴306与轴承支撑箱305连接。
所述第一底座309的上侧，从冷却水循环系统1侧开始依次通过螺栓固定有第一支撑座308、多级齿轮增速箱304和轴承支撑箱305；第一底座309下侧通过螺栓连接固定在地面上。
所述高速电机301通过螺栓固定在第一支撑座308上，第一支撑座308为工字肋板中空结构，防止高速电机301产生移动；第一支撑座308与第一底座309螺栓固定，第一底座309为工字肋板中空结构，该结构不仅承载能力好，而且结构稳定，便于安装和施工。
所述高速电机301的顶部设置有进线盒302；进线盒302为长方体空腔，上侧盖子可以闭合，前侧开有两个圆形孔31，用于与外部电源连接，是可靠性试验平台总供电装置。
所述多级齿轮增速箱304为长方形箱体，包括第一上箱体32和第一下箱体33，第一上箱体32为活动盖，第一下箱体33固体在第一底座309上；多级齿轮增速箱304上侧中间位置开有观察口34，用于检查、加润滑油的操作；多级齿轮增速箱304内布置有多级齿轮，用于增速。
所述轴承支撑箱305为长方形箱体，包括第二上箱体35和第二下箱体36，第二上箱体35为活动盖，第二下箱体36固体在第一底座309上；轴承支撑箱305内布置有轴承座，用于支撑高速轴306的平稳运行。
所述低速轴303为实心轴，用于将高速电机301的动力传递给多级齿轮增速箱304。
所述高速轴306为中空轴，用于将多级齿轮增速箱304增速后的动力传递给涡轮模型试验台4；其次，高速轴306轴中心的通道用于放置涡轮模型试验台4中需要采集的数据信号线，是信号传输的通道。
所述高速轴306通过轴承支撑箱305中的轴承座支撑；高速轴306的输入端通过轴承座固定在齿轮增速箱304上，并与导电滑环307连接，导电滑环307与高速轴306轴中心的信号线连接，用于实时检测涡轮叶片热障涂层的损伤数据；高速轴306的输出端与旋转涡轮盘402连接。
所述涡轮模型试验台4包括涡壳401、旋转涡轮盘402、工作叶片403和第二支撑座404；第二支撑座404的下方采用螺栓固定在第一底座309上，涡壳401通过螺栓连接固定在第二支撑座404的上方。
所述涡壳401为中间圆柱形，上下侧为长方形，下侧底部闭口，与第二支撑座404固定连接，上侧顶部为开口，是燃气和冷却气体的出口；涡壳401左右两侧开有圆形孔，涡壳401与高速轴306同心设置，其中一侧圆形孔是高速轴306的通道，另一侧圆形孔与超音速燃气喷枪装置5配合，是喷枪燃气热冲击的通道。
所述涡壳401整体是中空的，涡壳401两侧对称分布各有四个第一进水口405和第一出水口406，第一进水口405用耐高温软管与冷却水循环系统1的进水分流阀连接，第一出水口406用耐高温软管与冷却水循环系统1的出水分流阀连接；循环水从第一进水口405流入，经过中空涡壳401，将热量从第一出水口406带出，用于给涡壳401物理降温。
第一进水口405和第一出水口406对称分布在涡壳401的圆周两侧。
航空发动机真实服役环境中还用气膜冷却给涡轮叶片热障涂层降温。
所述涡壳401的高速轴306侧设置有八个冷却通道，分别是四个第一冷却通道408、四个第二冷却通道409；第一冷却通道408和第二冷却通道409与供气系统8耐高温软管连接，将供气系统8产生的压缩空气通入涡壳401中，对涡轮叶片热障涂层进行冷却，用于模拟航空发动机的气膜冷却；冷却气体对热障涂层冷却后，随高温燃气从涡壳401的上侧流出。
所述第一冷却通道408和第二冷却通道409均匀分布在高速轴306侧的涡壳401上。
需要说明的是，软管繁多且较为复杂，在图中并未画出，但软管的进出口通道均已说明。
位于涡壳401的高速轴306侧设置观察窗口407，所述观察窗口407为长方形，材料为蓝宝石，用于将红外测温的探头置于观察窗口407上，对高速旋转的涡轮叶片进行实时测温。
如图3所示，所述旋转涡轮盘402为圆形，置于涡壳401的轴中心位置，与高速轴306连接，旋转涡轮盘402在高速轴306的动力下高速旋转，产生所需的离心载荷。
所述旋转涡轮盘402的圆周边缘位置上设置有工作叶片403，连接方式有一体成型、榫头配合等方式，此处为了说明技术方案，采用一体成型的方式；旋转涡轮盘402上可以安装不同型号的工作叶片进行实验。
所述工作叶片403上用大气等离子喷涂等方式涂覆有热障涂层410，热障涂层410的厚度大约在0.2mm-0.3mm之间，对涡轮叶片起到隔热作用。
所述超音速燃气喷枪装置5包括第二底座501、超音速燃气喷枪506和环形燃烧室508；
第二底座501下侧通过螺栓与地面相连，固定块502采用螺栓固定在第二底座501的上侧，滑块503通过伺服电机504提供动力在固定块502上左右移动，用于调整超音速燃气喷枪506离工作叶片403的距离。
均匀布置的环形超音速燃气喷枪506与工作叶片403在同一水平线上，换言之，环形超音速燃气喷枪506正对工作叶片403，用于燃烧后冲击工作叶片403。
所述第二底座501呈长方形箱体中空结构，用于支撑超音速燃气喷枪506的整体结构。
如图4所示，六把所述超音速燃气喷枪506均匀等距的布置在环形燃烧室508上；超音速燃气喷枪506为圆筒状，其后侧集成了第二进水管路509和第二出水管路510，第二进水管路509和第二出水管路510与冷却水循环系统1的进水分流阀和出水分流阀连接；还集成了航空煤油管路511、压缩空气管路512，用于给超音速燃气喷枪506供油供气，保证燃料的持续稳定输入。
同时，超音速燃气喷枪506后方还集成了CMAS颗粒和冲蚀颗粒输入管道513，由氮气或压缩气体送入超音速燃气喷枪506，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。
所述航空煤油管路511、压缩空气管路512、冲蚀和CMAS颗粒输入管道513输出端的端口在超音速燃气喷枪506处汇集，并在高压的作用下形成“喷雾状”，然后经点火器514点火后即可实现航空发动机的真实服役工况；
所述点火器514在超音速燃气喷枪506出口的后上方，用于控制点火，点火器514倾斜设置在超音速燃气喷枪506内，点火后即可点燃“喷雾状”燃气。
需要说明的是，软管均为耐高温材料，由于太过复杂，并未在图中一一画出；另外，其他五把超音速燃气喷枪的集成相同，所以仅阐明了其中一个喷枪的组成。
所述环形燃烧室508为环形中空状，其中一侧用于固定超音速燃气喷枪506，另一侧与涡壳401配合，保证燃气正对工作叶片403，环形燃烧室508的中轴线与涡壳401的中轴线共线。
所述环形燃烧室508正上方设置有第三进水口505，正下方设置有第三出水口507，冷却水循环系统1的进水分流阀中的冷却水经过第三进水口505进入中空形状的环形燃烧室508，然后从第三出水口507流出到冷却水循环系统1的出水分流阀，所有管路均为耐高温软管。
所述送粉装置6为LJ-CO1-载气式送粉器，其与超音速燃气喷枪装置5软管连接，软管为耐高温材料，用于给超音速燃气喷枪装置5提供冲蚀和CMAS腐蚀的粉末颗粒。
如图5所示，所述供油系统7包括筒体702、第三支座704、刻度表705和盖体701；供油系统7与超音速燃气喷枪装置5软管连接，软管为耐高温材料。
所述筒体702焊接固定在第三支座704上，筒体702用于盛放航空三号煤油；筒体702上侧与盖体701紧密间隙配合，用于打开装填航空三号煤油，并且盖上后防止杂质进入煤油中，盖体701上侧焊接有上把手709，便于将盖体701打开。
筒体702左右两侧分别焊接有左把手707和右把手708，便于人工移动供油系统7；筒体702的正前方设置有刻度表705，用于查看航空三号煤油的用量；筒体702的右侧焊接有出油口703，用于给可靠性试验平台供油；第三支座704的下方设置有四个滚轮706，便于供油系统7的移动。
所述供气系统8包括永磁变频喷油螺杆压缩机LU132-13PMi、冷冻式干燥机LR220和碳钢储气罐4-13，由于该系统为现有技术，此处不再赘述。供气系统8与超音速燃气喷枪装置5硬管连接，硬管材料为304不锈钢；变频螺杆空压机的额定排气量为6.1-20.8m3/min，排气压力为可调1.3MPa；冷冻式干燥机的空气处理量22m3/min，工作压力为0.7-13MPa。
本发明的工作原理：
使用时，在控制显示台2的控制下，涡轮模型试验台4中的旋转涡轮盘402和工作叶片403在高速旋转系统3的带动下高速旋转，产生1万-5万转/分钟的旋转状态；同时，超音速燃气喷枪装置5通过供油系统7和供气系统8的供油供气，点燃后产生1-2马赫的超音速火焰，用于模拟航空发动机的燃气热冲击状态；若用送粉装置6给超音速燃气喷枪装置5提供冲蚀或CMAS腐蚀颗粒，此时在模拟航空发动机燃气热冲击状态的基础上，还模拟了涡轮叶片热障涂层的冲蚀或CMAS腐蚀服役环境；在可靠性平台整个运行的过程中，冷却水循环系统1一直需要给平台降温。如此，在工作叶片403高速旋转的同时，超音速燃气喷枪装置5对其进行燃气冲击，实现了航空发动机涡轮叶片热障涂层高速旋转、燃气热冲击、冲蚀、CMAS腐蚀、气膜冷却等真实工况的环境模拟。
Claims (10)
1.一种高温高速旋转涡轮叶片热障涂层可靠性试验平台，其特征在于，包括依次安装的超音速燃气喷枪装置(5)、涡轮模型试验台(4)和高速旋转系统(3)，所述涡轮模型试验台(4)通过轴与高速旋转系统(3)配合连接，超音速燃气喷枪装置(5)设置在涡轮模型试验台(4)的试验侧，两者同心安装；
冷却水循环系统(1)连接在高速旋转系统(3)的总进水端和总出水端，形成循环，送粉装置(6)连接在超音速燃气喷枪装置(5)的进粉口，供油系统(7)连接超音速燃气喷枪装置(5)的总进油口，供气系统(8)与超音速燃气喷枪装置(5)的总进气口连接，高速旋转系统(3)和超音速燃气喷枪装置(5)的总集成控制线连接在控制显示台(2)上；
所述高速旋转系统(3)用于给涡轮模型试验台(4)提供1万-5万转/分钟的旋转动力，用于模拟涡轮叶片热障涂层的旋转载荷；
所述涡轮模型试验台(4)用于承载不同型号的涡轮叶片进行实验；
所述超音速燃气喷枪装置(5)用于给涡轮模型试验台(4)中的热障涂层提供燃气热冲击的服役环境。
2.根据权利要求1所述的一种高温高速旋转涡轮叶片热障涂层可靠性试验平台，其特征在于，所述冷却水循环系统(1)用于将高速旋转系统(3)、涡轮模型试验台(4)和超音速燃气喷枪装置(5)产生的热量传递给外部环境；
所述控制显示台(2)用于控制实验的进行，包括实验参数的设置、试验平台的启动与关闭以及数据的采集；
所述送粉装置(6)用于给超音速燃气喷枪装置(5)提供冲蚀和CMAS腐蚀的粉末颗粒；
所述供油系统(7)和供气系统(8)用于给超音速燃气喷枪装置(5)提供燃油和燃气。
3.根据权利要求1所述的一种高温高速旋转涡轮叶片热障涂层可靠性试验平台，其特征在于，所述高速旋转系统(3)包括位于底部的第一底座(309)，所述第一底座(309)上方安装有高速电机(301)、多级齿轮增速箱(304)和轴承支撑箱(305)；
所述高速电机(301)通过低速轴(303)与多级齿轮增速箱(304)连接，经过多级齿轮增速箱(304)中大齿轮与小齿轮的增速，将动力传给轴承支撑箱(305)，多级齿轮增速箱(304)通过高速轴(306)与轴承支撑箱(305)连接；
所述第一底座(309)的上侧，从冷却水循环系统(1)侧开始依次固定有第一支撑座(308)、多级齿轮增速箱(304)和轴承支撑箱(305)；第一底座(309)下侧连接固定在地面上。
4.根据权利要求3所述的一种高温高速旋转涡轮叶片热障涂层可靠性试验平台，其特征在于，所述高速电机(301)固定在第一支撑座(308)上，第一支撑座(308)为工字肋板中空结构，防止高速电机(301)产生移动；第一支撑座(308)与第一底座(309)固定连接，第一底座(309)为工字肋板中空结构；
所述高速电机(301)的顶部设置有进线盒(302)；前侧开有两个圆形孔(31)，圆形孔(31)用于与外部电源连接。
5.根据权利要求3所述的一种高温高速旋转涡轮叶片热障涂层可靠性试验平台，其特征在于，所述多级齿轮增速箱(304)包括第一上箱体(32)和第一下箱体(33)，第一上箱体(32)为活动盖，第一下箱体(33)固体在第一底座(309)上；多级齿轮增速箱(304)上侧中间位置开有观察口(34)，用于检查、加润滑油的操作；多级齿轮增速箱(304)内布置有多级齿轮；
所述轴承支撑箱(305)包括第二上箱体(35)和第二下箱体(36)，第二上箱体(35)为活动盖，第二下箱体(36)固体在第一底座(309)上；轴承支撑箱(305)内布置有轴承座，用于支撑高速轴(306)的平稳运行；
所述低速轴(303)为实心轴，用于将高速电机(301)的动力传递给多级齿轮增速箱(304)；
所述高速轴(306)为中空轴，用于将多级齿轮增速箱(304)增速后的动力传递给涡轮模型试验台(4)；高速轴(306)轴中心的中空结构形成通道，通道用于放置涡轮模型试验台(4)中需要采集的数据信号线，进行信号传输；
所述高速轴(306)通过轴承支撑箱(305)中的轴承座支撑；高速轴(306)的输入端通过轴承座固定在齿轮增速箱(304)上，并与导电滑环(307)连接，导电滑环(307)与高速轴(306)轴中心的信号线连接，用于实时检测涡轮叶片热障涂层的损伤数据；高速轴(306)的输出端与旋转涡轮盘(402)连接。
6.根据权利要求1所述的一种高温高速旋转涡轮叶片热障涂层可靠性试验平台，其特征在于，所述涡轮模型试验台(4)包括涡壳(401)、旋转涡轮盘(402)、工作叶片(403)和第二支撑座(404)；第二支撑座(404)的下方固定在第一底座(309)上，涡壳(401)连接固定在第二支撑座(404)的上方；
所述旋转涡轮盘(402)的圆周边缘位置上设置有工作叶片(403)；
所述涡壳(401)为中间圆柱形，上下侧为长方形，下侧底部闭口的中空结构，与第二支撑座(404)固定连接，上侧顶部为开口，是燃气和冷却气体的出口；涡壳(401)与高速轴(306)同心设置且涡壳(401)两侧设置有圆形孔，其中一侧圆形孔是高速轴(306)的通道，另一侧圆形孔与超音速燃气喷枪装置(5)配合。
7.根据权利要求6所述的一种高温高速旋转涡轮叶片热障涂层可靠性试验平台，其特征在于，所述涡壳(401)上设置第一进水口(405)和第一出水口(406)，第一进水口(405)和第一出水口(406)对称分布在涡壳(401)的圆周两侧，第一进水口(405)与冷却水循环系统(1)的进水分流阀连接，第一出水口(406)与冷却水循环系统(1)的出水分流阀连接；循环水从第一进水口(405)流入，经过中空涡壳(401)，将热量从第一出水口(406)带出，用于给涡壳(401)物理降温；
所述涡壳(401)的高速轴(306)侧设置有八个冷却通道，分别是四个第一冷却通道(408)、四个第二冷却通道(409)；所述第一冷却通道(408)和第二冷却通道(409)均匀分布在高速轴(306)侧的涡壳(401)上；第一冷却通道(408)和第二冷却通道(409)与供气系统(8)连接，将供气系统(8)产生的压缩空气通入涡壳(401)中，对涡轮叶片热障涂层进行冷却，用于模拟航空发动机的气膜冷却；冷却气体对热障涂层冷却后，随高温燃气从涡壳(401)的上侧流出；
所述涡壳(401)的高速轴(306)侧还设置有观察窗口(407)，用于将红外测温的探头置于观察窗口(407)上，对高速旋转的涡轮叶片进行实时测温；
所述旋转涡轮盘(402)置于涡壳(401)的轴中心位置，与高速轴(306)连接，旋转涡轮盘(402)在高速轴(306)的动力下高速旋转，产生所需的离心载荷；
所述工作叶片(403)上涂覆有热障涂层(410)，热障涂层(410)的厚度在0.2mm-0.3mm之间。
8.根据权利要求1所述的一种高温高速旋转涡轮叶片热障涂层可靠性试验平台，其特征在于，所述超音速燃气喷枪装置(5)包括第二底座(501)、超音速燃气喷枪(506)和环形燃烧室(508)；
第二底座(501)下侧与地面相连，固定块(502)固定在第二底座(501)的上侧，滑块(503)通过伺服电机(504)提供动力在固定块(502)上左右移动，用于调整超音速燃气喷枪(506)离工作叶片(403)的距离；
所述环形超音速燃气喷枪(506)与工作叶片(403)在同一水平线上，环形超音速燃气喷枪(506)正对工作叶片(403)，用于燃烧后冲击工作叶片(403)；
所述超音速燃气喷枪(506)为六把，六把所述超音速燃气喷枪(506)均匀等距的布置在环形燃烧室(508)上；超音速燃气喷枪(506)为圆筒状，后侧集成了第二进水管路(509)和第二出水管路(510)，第二进水管路(509)和第二出水管路(510)与冷却水循环系统(1)的进水分流阀和出水分流阀连接；还集成了航空煤油管路(511)、压缩空气管路(512)，用于给超音速燃气喷枪(506)供油供气。
9.根据权利要求8所述的一种高温高速旋转涡轮叶片热障涂层可靠性试验平台，其特征在于，所述超音速燃气喷枪(506)后方还集成了CMAS颗粒和冲蚀颗粒输入管道(513)，由氮气或压缩气体送入超音速燃气喷枪(506)，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；
所述航空煤油管路(511)、压缩空气管路(512)、冲蚀和CMAS颗粒输入管道(513)输出端的端口在超音速燃气喷枪(506)处汇集，并在高压的作用下形成“喷雾状”，经点火器(514)点火后实现航空发动机的真实服役工况；
所述点火器(514)在超音速燃气喷枪(506)出口的后上方，用于控制点火，点火器(514)倾斜设置在超音速燃气喷枪(506)内，点火后即可点燃“喷雾状”燃气；
所述环形燃烧室(508)为环形中空状，其中一侧用于固定超音速燃气喷枪(506)，另一侧与涡壳(401)配合，保证燃气正对工作叶片(403)，环形燃烧室(508)的中轴线与涡壳(401)的中轴线共线；
所述环形燃烧室(508)正上方设置有第三进水口(505)，正下方设置有第三出水口(507)，冷却水循环系统(1)的进水分流阀中的冷却水经过第三进水口(505)进入中空形状的环形燃烧室(508)，然后从第三出水口(507)流出到冷却水循环系统(1)的出水分流阀。
10.根据权利要求1所述的一种高温高速旋转涡轮叶片热障涂层可靠性试验平台，其特征在于，所述送粉装置(6)与超音速燃气喷枪装置(5)连接；
所述供油系统(7)包括筒体(702)、第三支座(704)、刻度表(705)和盖体(701)；供油系统(7)与超音速燃气喷枪装置(5)连接；
所述筒体(702)固定在第三支座(704)上，筒体(702)上侧与盖体(701)紧密间隙配合，盖体(701)上侧设置有上把手(709)；
筒体(702)左右两侧分别设置有左把手(707)和右把手(708)；筒体(702)的正前方设置有刻度表(705)；筒体(702)的右侧设置有出油口(703)，用于给可靠性试验平台供油；第三支座(704)的下方设置有四个滚轮(706)。
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