一种涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验平台及方法技术

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。本发明专利技术能够实现高温、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。旋转动态叶片的模拟。旋转动态叶片的模拟。

【技术实现步骤摘要】
一种涡轮叶片热障涂层服役环境模拟试验平台及方法


[0001]本专利技术属于航空发动机涡轮叶片热障涂层服役环境模拟
，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。

技术介绍

[0002]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。
[0003]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。
[0004]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。

技术实现思路

[0005]为了克服以上现有技术存在的问题，本专利技术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。
[0006]为了实现上述目的，本专利技术采用的技术方案是：
[0007]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；
[0008]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；
[0009]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；
[0010]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；
[0011]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。
[0012]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；
[0013]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。
[0014]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；
[0015]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；
[0016]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；
[0017]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；
[0018]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。
[0019]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。
[0020]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；
[0021]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。
[0022]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；
[0023]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。
[0024]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；
[0025]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；
[0026]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；
[0027]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；
[0028]所述冷却装置14与高温耐久试验机1中的喷枪模块2的循本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
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...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨丽，闫维亮，周益春，李聪，严刚，
申请(专利权)人：西安电子科技大学，
类型：发明
国别省市：