CN211452847U - 一种模拟航空发动机服役环境的高温高速焰流发生装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开一种模拟航空发动机服役环境的高温高速焰流发生装置，涉及航空发动机服役环境模拟技术领域，可以包括等离子体炬，所述等离子体炬连接有喷管，所述喷管的端部设置有喷嘴；所述等离子体炬包括加热系统、腐蚀物质供给系统，所述加热系统用于提供等离子火焰射流，所述腐蚀介质供给系统用于将腐蚀介质注入所述等离子火焰射流中；所述加热系统、腐蚀物质供给系统连接有控制装置。本实用新型可以实现对热障涂层高温、高热流密度、腐蚀服役环境的模拟，为有效评估热障涂层与高温结构材料在复杂服役环境下的性能及失效机理提供了重要的实验平台。
Description
技术领域
本实用新型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服役环境的高温高速焰流发生装置。
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，热障涂层技术成为进一步提升涡轮前温度最为切实可行的方法。
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。各种原因导致的热障涂层过早失效是限制涂层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失效机理进行深入研究，基于此对热障涂层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)提出了一种基于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)提出了一种基于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，大多基于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；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、高速粒子冲蚀等特点，现有模拟设备难以同时实现这些条件。
因此，亟需提供一种新的模拟航空发动机服役环境的高温高速焰流发生装置，以解决现有技术中所存在的上述问题。
实用新型内容
本实用新型的目的是提供一种模拟航空发动机服役环境的高温高速焰流发生装置，以解决上述现有技术存在的问题，可以实现对热障涂层高温、高热流密度、腐蚀服役环境的模拟，为有效评估热障涂层与高温结构材料在复杂服役环境下的性能及失效机理提供了重要的实验平台。
为实现上述目的，本实用新型提供了如下方案：本实用新型提供一种模拟航空发动机服役环境的高温高速焰流发生装置，包括等离子体炬，所述等离子体炬连接有喷管，所述喷管的端部设置有喷嘴；所述等离子体炬包括加热系统、腐蚀物质供给系统，所述加热系统用于提供等离子火焰射流，所述腐蚀介质供给系统用于将腐蚀介质注入所述等离子火焰射流中；所述加热系统、腐蚀物质供给系统连接有控制装置。
优选的，所述加热系统包括燃烧室，所述燃烧室上设置有工作气体注入口、电源阴极和第一阳极，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。
优选的，所述工作气体注入口的后方还设置有第二阳极。
优选的，所述等离子体炬还包括混气室，所述燃烧室的后方连接所述混气室，所述混气室与所述喷管连接；所述混气室上设置有压缩空气注入口。
优选的，所述腐蚀介质供给系统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。
优选的，所述液体腐蚀介质包括海盐溶液、煤油或CMAS悬浮液，所述固体颗粒腐蚀介质包括CMAS固体颗粒或Al2O3固体颗粒。
优选的，所述液体注入口设置有四个，四个所述液体注入口沿所述混气室与所述喷管的结合部呈圆周均布。
优选的，还包括冷却系统，所述冷却系统用于对所述燃烧室和所述喷管进行冷却。
优选的，所述冷却系统包括冷却通道，所述冷却通道的两端设置冷水进口和冷水出口，所述冷却通道环绕所述燃烧室或所述喷管设置。
本实用新型相对于现有技术取得了以下技术效果：
本实用新型采用等离子火焰射流作为热源，可以快速将样品温度升至目标值，10s内从25℃升至1200℃，并且具有高达150MW/m2的热流密度，可以更真实地模拟发动机高热流密度、快速升降温的服役环境；本实用新型的出口气体流速快，加入等离子火焰射流中的固体颗粒冲蚀速率可高达500m/s；该等离子体炬火焰温度可高达3500℃，未来可用于新型热障涂层与超高温结构材料的高温性能评估与测试；可以利用压缩空气将CMAS悬浮液、海盐溶液、航空煤油溶液经雾化注入等离子火焰射流中，从而模拟航空发动机的各种腐蚀环境，同时可以耦合高温、高热流密度、高温度梯度、高速颗粒冲蚀等条件，实现对航空发动机复杂服役环境的有效模拟。
附图说明
为了更清楚地说明本实用新型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实用新型的一些实施例，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为本实用新型模拟航空发动机服役环境的高温高速焰流发生装置的结构示意图；
其中，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、11为第二冷却通道、12为第三冷却通道,10为空气注入口，13为工作气体注入口。
具体实施方式
下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型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实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，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，都属于本实用新型保护的范围。
为使本实用新型的上述目的、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实用新型作进一步详细的说明。
实施例一
如图1所示，本实施例提供一种模拟航空发动机服役环境的高温高速焰流发生装置，包括等离子体炬，所述等离子体炬连接有喷管6，所述喷管6的端部设置有喷嘴7；所述等离子体炬包括加热系统、腐蚀物质供给系统，所述加热系统用于提供等离子火焰射流，所述腐蚀介质供给系统用于将腐蚀介质注入所述等离子火焰射流中；所述加热系统、腐蚀物质供给系统连接有控制装置。
在本实施例中，所述加热系统包括燃烧室，所述燃烧室上设置有工作气体注入口13、电源阴极1和第一阳极2，所述工作气体注入口13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1与所述第一阳极2之间电离形成所述等离子火焰射流；而且，所述工作气体注入口13的后方还设置有第二阳极3。
具体地，加热系统的工作气体为空气，通过调节工作电源的电流电压以及气体流量可以提供不同温度与速度等离子火焰射流，将样品在高热流密度的条件下迅速加热至高温环境进行模拟，并且可以进行一定温度梯度条件下的热循环模拟，在温度测试装置与控制装置的共同作用下，实现温度的闭环精确控制。其中，样品表面温度通过红外测温仪测试，背面温度采用K型热电偶测试，样品正面被火焰加热，而背面采用压缩空气进行冷却，由此可以在样品表面和背面形成一定的温度梯度。其中，控制装置采用现有控制器，如计算机或者PLC控制器等，控制装置与红外测温仪测试、K型热电偶测试，根据收到的温度信号对工作电源的电流电压、气体流量以及冷却喷管6的控制阀进行控制。
在本实施例中所述等离子体炬还包括混气室4，所述燃烧室的后方连接所述混气室4，所述混气室4与所述喷管6连接，所述混气室4上设置有压缩空气注入口10。具体地，喷嘴7的喷管6与等离子体炬采用螺钉连接，根据样品尺寸及热流密度需求，采用不同直径喷嘴7，有8mm，15mm，20mm，25mm等。
在本实施例中，所述腐蚀介质供给系统包括液体注入口5和送粉口8，所述液体注入口5设置于所述混气室4与所述喷管6的结合部，用于注入液体腐蚀介质；所述送粉口8设置于所述喷嘴7的出口处，用于注入固体颗粒腐蚀介质。具体地，所述液体腐蚀介质包括海盐溶液、煤油或CMAS悬浮液，所述固体颗粒腐蚀介质包括CMAS固体颗粒或Al2O3固体颗粒。
其中，所述液体注入口5设置有四个，四个所述液体注入口5沿所述混气室4与所述喷管6的结合部呈圆周均布。
在本实施例中，液体注入口5上设置有雾化喷嘴7，雾化喷嘴7连接有进液管，腐蚀介质供给系统可以通过进液管输入CMAS悬浮液、海盐溶液、航空煤油溶液，并经雾化喷嘴7雾化由压缩空气注入等离子火焰射流中，液体腐蚀介质加入量由设置于液体注入口5处的耐腐蚀的ZB-3WB玻璃转子流量计(或者其它满足要求的耐腐蚀液体流量计)控制，压缩空气通过设置于空气注入口10出的加压阀进行调节压力大小，从而模拟航空发动机的各种腐蚀环境；腐蚀介质供给系统也可以将不同粒径的Al2O3颗粒经由压缩空气注入等离子火焰之中，模拟热障涂层以及发动机叶片被高温、高速颗粒冲蚀和侵蚀的环境。
在本实施例中，等离子体炬在工作时，首先选择好等离子体炬功率，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。
在混气室4与喷管6结合部的液体注入口5将海盐溶液、煤油溶液等腐蚀物质注入等离子焰流之中，在喷嘴7出口处的送粉口8可以将CMAS、Al2O3等固体颗粒注入火焰之中，高速等离子焰流带着腐蚀物质到达样品表面，对实验样品进行加热、冲击以及腐蚀。
在本实施中，还包括冷却系统，所述冷却系统用于对所述燃烧室和所述喷管6进行冷却；其中，所述冷却系统包括冷却通道，所述冷却通道的两端设置冷水进口和冷水出口，所述冷却通道环绕所述燃烧室或所述喷管6设置。具体地，冷却通道包括设置于燃烧室处的第三冷却通道12、第二冷却通道11和设置于喷管6处的第一冷却通道9，通过将冷却水从冷水进口通入，冷水出口流出，实现冷却。
本实施例中，冷却系统在工作时对燃烧室、喷嘴7进行循环水冷，并且在样品背后设有冷却喷管6，冷却喷管6通过控制阀连接有气源用于喷出压缩空气，通过压缩空气对样品背面进行冷却模拟梯度温度的服役环境；加热结束后，压缩空气对样品进行快速冷却，达到模拟热循环的条件；
控制装置连接加热系统、冷却系统以及腐蚀介质供给系统，实现对高温、高热流密度、梯度温度、各种腐蚀环境以及颗粒冲蚀环境的模拟。
本实用新型采用等离子火焰作为热源，可以快速将样品温度升至目标值，10s内从25℃升至1200℃，并且具有高达150MW/m2的热流密度，可以更真实地模拟发动机高热流密度、快速升降温的服役环境；等离子体炬的出口气体流速快，加入等离子焰流中的固体颗粒冲蚀速率可高达500m/s；等离子体火焰温度可高达3500℃，未来可用于新型热障涂层与超高温结构材料的高温性能评估与测试；可以利用压缩空气将CMAS悬浮液、海盐溶液、航空煤油溶液经雾化注入等离子火焰射流中，从而模拟航空发动机的各种腐蚀环境，同时可以耦合高温、高热流密度、高温度梯度、高速颗粒冲蚀等条件，实现对航空发动机复杂服役环境的有效模拟。本实用新型可成为评估热障涂层及高温结构材料在发动机服役环境下的性能、研究其失效机理的重要实验平台。
本实用新型中应用了具体个例对本实用新型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实用新型的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本实用新型的思想，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实用新型的限制。
Claims (8)
1.一种模拟航空发动机服役环境的高温高速焰流发生装置，其特征在于：包括等离子体炬，所述等离子体炬连接有喷管，所述喷管的端部设置有喷嘴；所述等离子体炬包括加热系统、腐蚀介质供给系统，所述加热系统用于提供等离子火焰射流，所述腐蚀介质供给系统用于将腐蚀介质注入所述等离子火焰射流中；所述加热系统、腐蚀介质供给系统连接有控制装置。
2.根据权利要求1所述的模拟航空发动机服役环境的高温高速焰流发生装置，其特征在于：所述加热系统包括燃烧室，所述燃烧室上设置有工作气体注入口、电源阴极和第一阳极，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。
3.根据权利要求2所述的模拟航空发动机服役环境的高温高速焰流发生装置，其特征在于：所述工作气体注入口的后方还设置有第二阳极。
4.根据权利要求2所述的模拟航空发动机服役环境的高温高速焰流发生装置，其特征在于：所述等离子体炬还包括混气室，所述燃烧室的后方连接所述混气室，所述混气室与所述喷管连接；所述混气室上设置有压缩空气注入口。
5.根据权利要求4所述的模拟航空发动机服役环境的高温高速焰流发生装置，其特征在于：所述腐蚀介质供给系统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。
6.根据权利要求5所述的模拟航空发动机服役环境的高温高速焰流发生装置，其特征在于：所述液体注入口设置有四个，四个所述液体注入口沿所述混气室与所述喷管的结合部呈圆周均布。
7.根据权利要求2所述的模拟航空发动机服役环境的高温高速焰流发生装置，其特征在于：还包括冷却系统，所述冷却系统用于对所述燃烧室和所述喷管进行冷却。
8.根据权利要求7所述的模拟航空发动机服役环境的高温高速焰流发生装置，其特征在于：所述冷却系统包括冷却通道，所述冷却通道的两端设置冷水进口和冷水出口，所述冷却通道环绕所述燃烧室或所述喷管设置。
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| CN201922401977.5U CN211452847U (zh) | 2019-12-27 | 2019-12-27 | 一种模拟航空发动机服役环境的高温高速焰流发生装置 |
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| CN201922401977.5U CN211452847U (zh) | 2019-12-27 | 2019-12-27 | 一种模拟航空发动机服役环境的高温高速焰流发生装置 |
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113176297A (zh) * | 2021-04-26 | 2021-07-27 | 北京航空航天大学 | 一种模拟航空发动机起落、巡航服役过程的热循环装置 |
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2019
- 2019-12-27 CN CN201922401977.5U patent/CN211452847U/zh active Active
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| CN113176297A (zh) * | 2021-04-26 | 2021-07-27 | 北京航空航天大学 | 一种模拟航空发动机起落、巡航服役过程的热循环装置 |
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