CN112665864B - 一种航空发动机随机热冲击载荷模拟装置及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机随机热冲击载荷模拟装置及方法，包括设备支架平台、伺服传动***、温度测控***、风冷装置、水冷装置、计算机，本发明利用高温炉内温度分布不均匀的特点，利用热电偶标定高温炉不同位置的温度分布，结合所需随机温度热冲击试验谱初步计算试验件在高温炉不同的位置停留时间作为初始输入，在试验时以试验件温度为控制参数，以反馈调节方式控制试验件在高温炉内的停留位置及时间，实现对试验件的随机温度谱热冲击试验。本发明能够模拟航空发动机涡轮导向叶片等热端部件在服役条件下所承受的随机热冲击载荷。
Description
技术领域
本发明属于金属材料的高温试验技术领域，特别涉及一种航空发动机热端部件在受到随机温度载荷作用时的试验模拟装置及实验方法。
背景技术
航空发动机在实际的使用过程中随着飞机飞行状态的改变如：起降、加速、巡航等，会使航空发动机热端部件处的温度发生变化，温度的变化会使热端部件内部产生随时间变化的热应力，从而对航空发动机热端部件产生随机热冲击载荷。根据现有的理论分析可知，随机热冲击载荷的作用会对航空发动机热端部件的强度和寿命产生一定的影响。目前航空发动机热端部件使用的材料大多为镍基高温合金，由于镍基高温合金具有优良的抗高温及综合力学性能，所以目前针对热端部件展开的研究多为蠕变损伤、蠕变疲劳交互和热机械交互疲劳，而单独针对热冲击这一损伤行为的研究很少有报道。因此专门针对航空发动机热端部件进行热冲击载荷作用下的损伤行为研究对航空发动机的结构强度分析、寿命评估以及加速任务试车极为重要。
湖南动力机械研究所搭建了燃气热冲击试验器，通过燃油燃烧产生的高温气体对航空发动机涡轮叶片进行热冲击试验，从而使涡轮叶片的温度快速升高。这类燃气燃烧热冲击的方式存在三点不足：①需要根据具体的试验件设计配套的实验转接段，成本较高，实验周期长；②燃油燃烧产生的冲击温度难以精确控制；③燃油燃烧的成本较高，燃烧过程的安全隐患比较大，对环境的污染比较大。
吉林三度试验设备有限公司开发了单级热冲击试验器，通过使用一个高温炉对试验件进行加热，从而完成对试验件的单级热冲击试验。这种单级热冲击试验仪器存在以下两点不足：①在热冲击的过程中人为的操作因素较大，危险性较高；②其只能实现恒定单级温度的冲击试验，不能完成多级随机温度载荷下的热冲击试验。
发明内容
本发明的目的是提供一种航空发动机随机热冲击载荷模拟装置及方法，以模拟航空发动机涡轮导向叶片等热端部件在服役条件下所承受的随机热冲击载荷。
为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
一种航空发动机随机热冲击载荷模拟装置，包括设备支架平台、伺服传动***、温度测控***、风冷装置、水冷装置、计算机，其中：
所述设备支架平台包括基座、两根两侧支架、上横梁和中部后侧支架，两根两侧支架固定在基座上两侧，中部后侧支架固定在基座上中部后侧，上横梁固定在两侧支架的上端；
所述伺服传动***安装于上横梁上，用于控制试验件沿着两侧支架方向进行上下移动；
所述温度测控***包括第一高温炉、第二高温炉以及设置试验件表面的测温通道，第一高温炉和第二高温炉固定于中部后侧支架上，第一高温炉位于第二高温炉上方；第一高温炉和第二高温炉的顶部和底部均分别开设有能够供试验件穿过的高温炉上通孔和高温炉下通孔；所述试验件表面的测温通道连接有热电偶，热电偶与计算机连接；
所述风冷装置固定在两侧支架上，并位于第一高温炉和第二高温炉之间；
所述水冷装置固定在两侧支架上，并位于第二高温炉下方，水冷装置的顶部开设有能够供试验件穿过的水冷装置上通孔；
所述计算机分别与温度测控***、伺服传动***、风冷装置连接。
所述伺服传动***由伺服电机、齿轮传动***、竖直伸缩机构、紧定螺栓、夹头组成，伺服电机与齿轮传动***传动连接，齿轮传动***与竖直伸缩机构传动连接，由伺服电机带动齿轮传动***运转，控制竖直伸缩机构上下运动，控制竖直伸缩机构位于上横梁下方，其端部设置夹头，夹头用于安装试验件，并由紧定螺栓固定。
所述第一高温炉和第二高温炉均由炉壳、炉膛、加热元件以及填充在炉壳和炉膛之间的保温层组成，炉膛内分为一个均温段和两个非均温段，两个非均温段分别位于均温段的上方和下方；均温段和两个非均温段均设置有温度测控通道，温度测控通道与热电偶连接，热电偶与计算机连接。
所述第一高温炉的加热元件是硅钼棒，第二高温炉的加热元件是电阻丝。
所述炉壳的材质为钢，保温层的材质为高纯氧化铝纤维板，炉膛的材质为耐高温陶瓷纤维材料。
所述风冷装置为两个风管，两个风管分别固定在两根两侧支架上，且相互对称，风管的端部设置有吹风口，风管中设置有电动流量调节阀，风管与外部气泵相连。
所述水冷装置设置有进水口和出水口，其中，进水口位于水冷装置下方，出水口位于水冷装置上方。
一种航空发动机随机热冲击载荷模拟试验方法，利用高温炉内温度分布不均匀的特点，利用热电偶标定高温炉不同位置的温度分布，结合所需随机温度热冲击试验谱初步计算试验件在高温炉不同的位置停留时间作为初始输入，在试验时以试验件温度为控制参数，以反馈调节方式控制试验件在高温炉内的停留位置及时间，实现对试验件的随机温度谱热冲击试验。具体包括以下步骤：
步骤1，搭建所述航空发动机随机热冲击载荷模拟装置；
步骤2：对航空发动机热端部件温度谱进行分析，并将其作为热冲击载荷模拟试验的温度输入谱输入计算机；
步骤3：使用所述航空发动机随机热冲击载荷模拟装置，根据输入的随机温度谱对试验件进行随机温度载荷下的热冲击试验；
步骤4：结束试验，对冲击后的试验件进行观测。
所述步骤3具体为：
步骤301，打开计算机和温度测控***，将测温通道与热电偶连接，并将热电偶固定在试验件的中部区域，并将温度信号反馈给温度测控***，进而控制伺服传动***和风冷***，从而实现试验件在随机温度谱载荷下的热冲击温度历程；
步骤302，通过伺服传动***将竖直伸缩机构向上移动至上横梁处，打开紧定螺栓，将安装有热电偶的试验件安装在竖直伸缩机构上，并将紧定螺栓拧紧；
步骤303，在温度测控***中，分别将第一高温炉和第二高温炉的最高温度设定为1200℃和800℃，并开始加热，使两个高温炉温度分别为1200℃和800℃并在计算机中输入需要进行热冲击实验的温度谱；
步骤304，选择性开启风冷装置或者水冷装置；
步骤305，当第一高温炉和第二高温炉内部的温度达到设定的温度时，计算机通过调节伺服传动***，控制试验件进入高温炉进行热冲击试验；在热冲击的过程中控制***根据输入的随机温度谱完成相对应的升温、保温、降温操作；通过将试验件移动至不同温度的高温炉或者同一高温炉的不同温度区来实现不同热冲击速率和保温温度的操作；当试验件表面的热电偶测温显示达到预定的冲击温度时，将温度信号反馈给计算机，通过调节伺服传动***，使试验件移动至风冷装置或者水冷装置进行冷冲击试验，试验件的冷却速率通过调节风冷装置的气体流量阀，控制气体流量和水冷装置的冷却水的流量来控制。
所述步骤4具体为：
步骤401，热冲击完成后，将试验件冷却至室温，调节伺服传动***，将试验件移动至上横梁处，拧开紧定螺栓，取下试验件，关闭伺服传动***；
步骤402，调节温度测控***，将两个高温炉分别冷却至室温，关闭温度测控***，关闭风冷装置和水冷装置，关闭计算机；
步骤403，对冲击完成的试验件扫描电镜观测，看其是否产生热冲击裂纹，对热冲击后的试验件进行X射线衍射观测，分析试验件组成成分的变化情况。
有益效果：本发明的一种航空发动机随机热冲击载荷模拟试验装置及方法不仅能够模拟航空发动机热端部件受随机温度冲击的温度环境，实现试验中的随机热冲击要求，并且整个装置的设计操作简单，装置内部的部件可更换性比较好，并且实验过程中的能耗比较低，装置的规范性较好。
附图说明
图1为本发明的航空发动机随机热冲击载荷试验装置的结构示意图；
图2为第一高温炉和第二高温炉的结构图；
图3为水冷装置的结构图；
图4为风冷装置的结构图；
图5为伺服传动机构的结构图；
图6为标准热冲击试验件图；
图7为某涡轴发动机随机温度谱；
图8为不同状态随机温度谱；
图9为随机温度谱中的典型任务段。
图中，1-基座；2-台两侧支架；3-上横梁；4-伺服传动***；5-第一高温炉；6-风冷装置；7-第二高温炉；8-水冷装置；9-中部后侧支架；10-均温段；11-非均温段；12-高温炉上通孔；13-温度测控通道；14-炉膛；15-保温层；16-炉壳；17-高温炉下通孔；18- 出水口；19-水冷装置上通孔；20-进水口；21-电动流量调节阀；22-吹风口；23-伺服电机；24-齿轮传动机构；25-竖直伸缩机构；26-紧定螺栓；27-夹头；28-热电偶；29-试验件；30-计算机控制***。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做更进一步的解释。
如图1所示，本发明的一种航空发动机随机热冲击载荷模拟装置，包括设备支架平台、伺服传动***4、温度测控***、风冷装置6、水冷装置8、计算机30，其中：
设备支架平台包括基座1、两根两侧支架2、上横梁3和中部后侧支架9，两根两侧支架2固定在基座1上两侧，中部后侧支架9固定在基座1上中部后侧，上横梁3固定在两侧支架2的上端；基座1的作用是为整个实验装置起到固定支撑的作用。
伺服传动***4安装于上横梁3上，用于控制试验件29沿着两侧支架2方向进行上下移动；伺服传动***4由伺服电机23、齿轮传动***24、竖直伸缩机构25、紧定螺栓26、夹头27组成，伺服电机23与齿轮传动***24传动连接，齿轮传动***24 与竖直伸缩机构25传动连接，由伺服电机23带动齿轮传动***24运转，控制竖直伸缩机构25上下运动，控制竖直伸缩机构25位于上横梁3下方，其端部设置夹头27，夹头27用于安装试验件29，并由紧定螺栓26固定。伺服电机23的作用是接收并转换计算机30的控制指令，带动齿轮传动***24进行运转，进而控制竖直伸缩机构25带动试验件进行上下运动；竖直伸缩机构25的作用是在齿轮传动***24的控制下，控制试验件进行上下往复运动；紧定螺栓26的作用是对安装在夹头27内部的试验件进行拧紧固定。
温度测控***包括第一高温炉5、第二高温炉7以及设置试验件29表面的测温通道，第一高温炉5和第二高温炉7固定于中部后侧支架9上，第一高温炉5位于第二高温炉 7上方；第一高温炉5和第二高温炉7的顶部和底部均分别开设有能够供试验件29穿过的高温炉上通孔12和高温炉下通孔17；试验件29表面的测温通道连接有热电偶28，热电偶28与计算机30连接。第一高温炉5和第二高温炉7的结构基本相同，区别之处在于加热元件的不同，第一高温炉5的加热元件是硅钼棒，第二高温炉7的加热元件是电阻丝。如图2，第一高温炉5和第二高温炉7均由炉壳16、炉膛14、加热元件以及填充在炉壳16和炉膛14之间的保温层15组成，炉膛14内分为一个均温段10和两个非均温段11，两个非均温段11分别位于均温段10的上方和下方；均温段10和两个非均温段11均设置有温度测控通道13，温度测控通道13与热电偶连接，热电偶与计算机 30连接。温度测控通道13用于对高温炉内的温度进行实时测控。炉壳16的材质为钢，保温层15的材质为高纯氧化铝纤维板，炉膛14的材质为耐高温陶瓷纤维材料。高温炉内部分为均温区和非均温区，炉内温度程线性分布，目的是完成不同冲击速率以及不同冲击温度下的保温过程。本发明中，利用两个高温炉内部的温度不同来实现不同热冲击速率和不同保温温度的要求，其中第一高温炉的温度区间为600～1200℃，第二高温炉的温度区间为400～800℃。高温炉搭建完成后需对两个高温炉进行炉内温度标定，确定炉内各点处的温度分布状况，为后期进行随机温度谱冲击时进行不同冲击速率和保温温度试验做准备。每个高温炉均有独立的测温通道，其中均温段有一个测温通道，两端非均温段各有一个测温通道。这些测温通道与热电偶连接，用于实现高温炉的实时测控温功能。
温度测控***中共有10个测温通道，其中高温炉中有6个，试验件表面有4个，用于实时测控高温炉和试验件的温度，并将温度变化实时反馈给计算机，由计算机来调节伺服传动***，进而控制试验件的移动。
风冷装置6固定在两侧支架2上，并位于第一高温炉5和第二高温炉7之间；如图 4，风冷装置6为两个风管，两个风管分别固定在两根两侧支架2上，且相互对称，风管的端部设置有吹风口22，风管中设置有电动流量调节阀21，风管与外部气泵相连。风冷装置6的作用是根据实验要求，对从高温炉移出试验件进行冷却。电动流量调节阀 21的作用是实时测控风冷装置中流过气体的量，并根据试验件29冷却速率的要求，调节阀门的开口大小，控制装置中气体的流量。吹风口22为扁平状，目的是满足试验件局部快速冷却的要求。
水冷装置8固定在两侧支架2上，并位于第二高温炉7下方，水冷装置8的顶部开设有能够供试验件29穿过的水冷装置上通孔19；如图3，水冷装置8设置有进水口20 和出水口18，其中，进水口20位于水冷装置8下方，出水口18位于水冷装置8上方。水冷装置8主要是对需要进行水淬的试验件进行冷却，也可以根据具体的实验要求，将水冷***中的冷却液换成其他液体，例如油等。水冷装置上通孔19的作用是便于伺服传动机构4控制试验件29进入水箱进行冷却。将进水口20设置在水箱下方，出水口18 设置在水箱上方，这样不仅有利于试验件和冷却水进行充分换热，而且可以防止水箱内的液体飞溅。
计算机30分别与温度测控***、伺服传动***、风冷装置连接。计算机用于整合温度控制***、伺服传动***、风冷装置等，根据温度控制***测得的高温炉和试验件的温度变化情况，调节高温炉内的温度、调节伺服传动***控制试验件的上下移动、调节风冷装置的气体流量，使整个热冲击装置平稳有效的运行。
下面结合具体的试验实施例对本发明做出进一步的说明：
实施例：航空发动机热端部件高温合金材料随机热冲击试验
利用本发明的航空发动机随机热冲击载荷试验***，步骤如下：
步骤1：打开计算机30和温度测控***，在室温条件下，打开第一高温炉5和第二高温炉7，将热电偶安装在均温段10和非均温段11的六个温度测控通道13中。将温度控制***的剩余其中两个测温通道和热电偶28连接，并将热电偶28按照图6所示粘贴在标准热冲击试验件29上；
步骤2：通过伺服传动***4将竖直伸缩杆25向上移动至上横梁3处，打开紧定螺栓26，将安装有热电偶的标准热冲击试验件29竖直安装在夹头27上，并将紧定螺栓 26拧紧；
步骤3：在温度测控***中，分别将高温炉5和高温炉7的最高温度设定为1200℃和800℃，并开始对高温炉进行加热，使两个高温炉温度分别为1200℃和800℃，在计算机30中输入需要进行热冲击的随机温度谱图7；
步骤4：根据冷冲击实验的要求选择性开启风冷装置6或者水冷装置8，本实验中按照试验要求选择风冷装置6。开启外接气泵，打开电动流量调节阀21，先将电动流量调节阀21置于气体流量最低的状态，后期热冲击过程气体流量的变化由计算机控制***30根据试验件的冷却速率进行调控；
步骤5：当高温炉5和高温炉7内部的温度分别达到设定温度1200℃和800℃时，计算机控制***30通过调节伺服传动***4，控制试验件29进入高温炉5或者高温炉 7中进行热冲击试验。在热冲击的过程中，根据输入温度谱中升温速率的不同，如图8中 a 升温谱，控制***将试验件29移动至高温炉温度区间的相对应位置处，从而实现不同热冲击速率的控制。当试验件29表面的热电偶28测温显示达到需要冲击的温度时，将温度信号反馈回控制***，控制***根据输入的随机温度谱确定是否需要进行保温过程，如果需要保温，根据保温温度的不同，如图8中 b保温谱，控制***将试验件29移动至高温炉温度区间的相应位置处进行保温过程。如果随机温度谱中无保温过程，控制***根据降温温度谱的不同，如图8中 c降温谱，控制试验件29进入风冷装置6，通过控制风冷装置6中的冷却气体的流量对试验件29进行不同冷却速率下的冷冲击试验，此时完成一个冲击循环；
结合随机温度谱图7中的典型任务段进行分析，对图7中的随机温度谱中的典型任务段进行滤波处理后提取如图9a,对图9a中的数据进行线性拟合得到数据如图9b，下面将结合具体的典型任务段对随机热冲击实验过程进行说明。当试验件29的温度达到 A点571.19℃时，控制***将试验件29移动至高温炉温度T1处，使试验件以2.35℃/s 的速率进行升温；当试验件29的温度达到B点686℃时，温度信号被反馈回控制***，控制***将试验件29移动至高温炉温度T2处，使试验件以0.06℃/s的速率进行升温；当试验件29的温度达到C点690℃时，温度信号被反馈回控制***，控制***将试验件29移动至风冷装置6处，控制风冷装置6的冷却气量为q1，使试验件29以0.5℃/s 的速率进行降温；当试验件29的温度达到D点647℃时，温度信号被反馈回控制***，控制***将试验件29移动至高温炉对应的647℃处，对试验件进行保温60s，到达E点处；随后控制***将试验件29移动至风冷装置6处，控制风冷装置6的冷却气量为q2，使试验件29以0.22℃/s的速率进行降温；当试验件29的温度达到F点626℃时，温度信号被反馈回控制***，控制***将试验件29移动至高温炉对应的626℃处，对试验件进行保温191s，到达G点处；随后控制***将试验件29移动至风冷装置6处，控制风冷装置6的冷却气量为q3，使试验件29以1.02℃/s的速率进行降温；当试验件29的温度达到H点612℃时，温度信号被反馈回控制***，控制***将试验件29移动至高温炉对应的612℃处，对试验件进行保温21s，到达I点处；随后控制***将试验件29移动至风冷装置6处，控制风冷装置6的冷却气量为q4，使试验件29以1.44℃/s的速率进行降温；当试验件29的温度达到J点605℃时，温度信号被反馈回控制***，控制***试验件29移动至高温炉温度T3处，使试验件以0.64℃/s的速率进行升温；当试验件 29的温度达到K点624℃时，温度信号被反馈回控制***，控制***将试验件29移动至风冷装置6处，控制风冷装置6的冷却气量为q5，使试验件29以1.28℃/s的速率进行降温，到达L点；当试验件29的温度达到L点605℃时，温度信号被反馈回控制***，控制***试验件29移动至高温炉温度T4处，使试验件以1.09℃/s的速率进行升温，到达M点处；当试验件29的温度达到M点621℃时，温度信号被反馈回控制***，控制***将试验件29移动至风冷装置6处，控制风冷装置6的冷却气量为q6，使试验件 29以1.87℃/s的速率进行降温，到达N点；当试验件29的温度达到N点590℃时，温度信号被反馈回控制***，控制***试验件29移动至高温炉温度T5处，使试验件以3.30℃ /s的速率进行升温，到达O点处；当试验件29的温度达到O点622℃时，温度信号被反馈回控制***，控制***将试验件29移动至风冷装置6处，控制风冷装置6的冷却气量为q7，使试验件29以2.40℃/s的速率进行降温，到达P点；当试验件29的温度达到P点584℃时，温度信号被反馈回控制***，控制***将试验件29移动至高温炉温度T6处，使试验件以1.50℃/s的速率进行升温，到达Q点处；当试验件29的温度达到 Q点677℃时，温度信号被反馈回控制***，控制***将试验件29移动至风冷装置6 处，控制风冷装置6的冷却气量为q8，使试验件29以2.53℃/s的速率进行降温，到达 R点，此时一个随机温度谱的任务段热冲击完成，其他随机热冲击任务段的操作与此类似，这里不再复述。
步骤6：当热冲击试验开始后，整个热冲击过程均由计算机控制***30进行调控，直到整个温度输入谱冲击完成；
步骤7：热冲击完成后，将试验件29移动至风冷装置6处进行吹风冷却至室温，调节伺服传动***4，将试验件29移动至上横梁3处，拧开夹头27处的紧定螺栓26，取下试验件29，将热电偶28取下，放到专用收纳盒中，关闭伺服传动***4；
步骤8：调节温度测控***，将高温炉5和高温炉7分别冷却至室温，打开高温炉取出均温段10和非均温段11处的热电偶，放置到专用的收纳盒中，关闭高温炉，关闭温度测控***；
步骤9：关闭风冷装置6，关闭电动流量调节阀21，关闭外接气体压缩机，关闭整个计算机控制***30。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (3)
1.一种航空发动机随机热冲击载荷模拟试验方法，其特征在于：所述方法通过以下装置实现：该装置包括设备支架平台、伺服传动***（4）、温度测控***、风冷装置（6）、水冷装置（8）、计算机（30），其中：
所述设备支架平台包括基座（1）、两根两侧支架（2）、上横梁（3）和中部后侧支架（9），两根两侧支架（2）固定在基座（1）上两侧，中部后侧支架（9）固定在基座（1）上中部后侧，上横梁（3）固定在两侧支架（2）的上端；
所述伺服传动***（4）安装于上横梁（3）上，用于控制试验件（29）沿着两侧支架（2）方向进行上下移动；所述伺服传动***（4）由伺服电机（23）、齿轮传动***（24）、竖直伸缩机构（25）、紧定螺栓（26）、夹头（27）组成，伺服电机（23）与齿轮传动***（24）传动连接，齿轮传动***（24）与竖直伸缩机构（25）传动连接，由伺服电机（23）带动齿轮传动***（24）运转，控制竖直伸缩机构（25）上下运动，控制竖直伸缩机构（25）位于上横梁（3）下方，其端部设置夹头（27），夹头（27）用于安装试验件（29），并由紧定螺栓（26）固定；
所述温度测控***包括第一高温炉（5）、第二高温炉（7）以及设置试验件（29）表面的测温通道，第一高温炉（5）和第二高温炉（7）固定于中部后侧支架（9）上，第一高温炉（5）位于第二高温炉（7）上方；第一高温炉（5）和第二高温炉（7）的顶部和底部均分别开设有能够供试验件（29）穿过的高温炉上通孔（12）和高温炉下通孔（17）；所述试验件（29）表面的测温通道连接有热电偶（28），热电偶（28）与计算机（30）连接；所述第一高温炉（5）和第二高温炉（7）均由炉壳（16）、炉膛（14）、加热元件以及填充在炉壳（16）和炉膛（14）之间的保温层（15）组成，炉膛（14）内分为一个均温段（10）和两个非均温段（11），两个非均温段（11）分别位于均温段（10）的上方和下方；均温段（10）和两个非均温段（11）均设置有温度测控通道（13），温度测控通道（13）与热电偶连接，热电偶与计算机（30）连接；
所述风冷装置（6）固定在两侧支架（2）上，并位于第一高温炉（5）和第二高温炉（7）之间；所述风冷装置（6）为两个风管，两个风管分别固定在两根两侧支架（2）上，且相互对称，风管的端部设置有吹风口（22），风管中设置有电动流量调节阀（21），风管与外部气泵相连；
所述水冷装置（8）固定在两侧支架（2）上，并位于第二高温炉（7）下方，水冷装置（8）的顶部开设有能够供试验件（29）穿过的水冷装置上通孔（19）；
所述计算机（30）分别与温度测控***、伺服传动***、风冷装置连接；
利用高温炉内温度分布不均匀的特点，利用热电偶标定高温炉不同位置的温度分布，结合所需随机温度热冲击试验谱初步计算试验件在高温炉不同的位置停留时间作为初始输入，在试验时以试验件温度为控制参数，以反馈调节方式控制试验件在高温炉内的停留位置及时间，实现对试验件的随机温度谱热冲击试验；包括以下步骤：
步骤1，搭建所述航空发动机随机热冲击载荷模拟装置；
步骤2：对航空发动机热端部件温度谱进行分析，并将其作为热冲击载荷模拟试验的温度输入谱输入计算机；
步骤3：使用所述航空发动机随机热冲击载荷模拟装置，根据输入的随机温度谱对试验件进行随机温度载荷下的热冲击试验；具体为：
步骤301，打开计算机和温度测控***，将测温通道与热电偶连接，并将热电偶固定在试验件的中部区域，并将温度信号反馈给温度测控***，进而控制伺服传动***和风冷装置，从而实现试验件在随机温度谱载荷下的热冲击温度历程；
步骤302，通过伺服传动***将竖直伸缩机构向上移动至上横梁处，打开紧定螺栓，将安装有热电偶的试验件安装在竖直伸缩机构上，并将紧定螺栓拧紧；
步骤303，在温度测控***中，分别将第一高温炉和第二高温炉的最高温度设定为1200℃和800℃，并开始加热，使两个高温炉温度分别为1200℃和800℃并在计算机中输入需要进行热冲击实验的温度谱；
步骤304，选择性开启风冷装置或者水冷装置；
步骤305，当第一高温炉和第二高温炉内部的温度达到设定的温度时，计算机通过调节伺服传动***，控制试验件进入高温炉进行热冲击试验；在热冲击的过程中控制***根据输入的随机温度谱完成相对应的升温、保温、降温操作；通过将试验件移动至不同温度的高温炉或者同一高温炉的不同温度区来实现不同热冲击速率和保温温度的操作；当试验件表面的热电偶测温显示达到预定的冲击温度时，将温度信号反馈给计算机，通过调节伺服传动***，使试验件移动至风冷装置或者水冷装置进行冷冲击试验，试验件的冷却速率通过调节风冷装置的气体流量阀，控制气体流量和水冷装置的冷却水的流量来控制；
步骤4：结束试验，对冲击后的试验件进行观测；具体为：
步骤401，热冲击完成后，将试验件冷却至室温，调节伺服传动***，将试验件移动至上横梁处，拧开紧定螺栓，取下试验件，关闭伺服传动***；
步骤402，调节温度测控***，将两个高温炉分别冷却至室温，关闭温度测控***，关闭风冷装置和水冷装置，关闭计算机；
步骤403，对冲击完成的试验件扫描电镜观测，看其是否产生热冲击裂纹，对热冲击后的试验件进行X射线衍射观测，分析试验件组成成分的变化情况。
2.根据权利要求1所述的航空发动机随机热冲击载荷模拟试验方法，其特征在于：所述第一高温炉（5）的加热元件是硅钼棒，第二高温炉（7）的加热元件是电阻丝。
3.根据权利要求1所述的航空发动机随机热冲击载荷模拟试验方法，其特征在于：所述水冷装置（8）设置有进水口（20）和出水口（18），其中，进水口（20）位于水冷装置（8）下方，出水口（18）位于水冷装置（8）上方。
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