CN113484020B - 一种模拟航空发动机高温服役环境的热力化耦合试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种模拟航空发动机高温服役环境的热力化耦合试验装置，涉及热障涂层服役环境实验装置技术领域，包括实验台，实验台上设置有加热组件、冷却组件及用于固定工件两端、并对工件施加轴向力的施力组件，工件包括加热面及冷却面，加热组件用于对工件的加热面进行加热，冷却组件用于对冷却面进行冷却；本发明将工件固定在施力组件上，然后将加热组件的加热端头对准工件的加热面进行加热，冷却组件的冷却端口对准工件的冷却面进行冷却，从而在工件的加热面与冷却面之间会形成温度梯度，同时利用施力组件对工件施加交变应力，能够充分模拟实际航空发动机的服役环境，获得热障涂层在此高温度梯度、交变应力状态下的准确失效过程。

Description

一种模拟航空发动机高温服役环境的热力化耦合试验装置

技术领域

本发明涉及热障涂层服役环境实验装置技术领域，特别是涉及一种模拟航空发动机高温服役环境的热力化耦合试验装置。

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，热障涂层技术和研发新型高温结构材料成为进一步提升涡轮前温度较为切实可行的方法。

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。各种原因导致的过早失效是限制热障涂层和新型高温结构材料应用发展的关键瓶颈，从而，建立发动机服役环境模拟平台，对各种条件下热障涂层以及高温结构材料失效机理进行深入研究，是对热障涂层以及高温结构材料进行改进发展的必经之路。

目前国内外开展了一些航空发动机服役环境模拟的工作，主要包括对涂层热循环、热梯度、腐蚀环境以及热、力、环境耦合环境的模拟等。如申请号为“201510033169.1”，名称为“热障涂层热冲击寿命评价试验装置”的发明专利提出了一种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；申请号为“200610024973.4”，名称为“热障涂层抗热震性能测试装置”的发明专利中其热源安装***可安装不同热源，并通过可调节热源与试样之间的距离，产生不同加热温度范围，同时其中的冷却介质输入口固定在支架下部，可外接不同冷却介质对试样进行冷却，以实现对试样的循环加热。但是上述装置均并未在试样内部形成温度梯度，导致其模拟的工作环境与航空发动机实际工作环境相差甚远，从而热障涂层的失效过程也并不准确。

因此，提供一种可实现高温度梯度、交变应力状态的复杂热力耦合模拟装置，对深入研究热障涂层与新型高温结构材料的失效机理极具科学意义与工程意义。

发明内容

本发明的目的是提供一种模拟航空发动机高温服役环境的热力化耦合试验装置，以解决上述现有技术存在的问题，能够充分模拟实际航空发动机的服役环境，获得热障涂层在此高温度梯度、交变应力状态下的变化失效过程，从而对热障涂层的失效分析更加准确。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：本发明提供一种模拟航空发动机高温服役环境的热力化耦合试验装置，包括实验台，所述实验台上设置有加热组件、冷却组件及用于固定工件两端、并对工件施加轴向力的施力组件，工件包括加热面及冷却面，所述加热组件用于对工件的加热面进行加热，所述冷却组件用于对冷却面进行冷却。

优选的，所述加热组件与所述施力组件之间设置有用于防止所述施力组件被加热的隔热板，所述隔热板上设置有缺口，所述加热组件的加热火焰透过所述缺口对工件的加热面进行加热。

优选的，所述缺口处滑动设置有两挡片，通过改变两所述挡片的相对位置调节所述缺口的大小。

优选的，所述隔热板内部具有空腔，且所述隔热板两端分别具有与所述空腔连通的进口与出口，所述进口与所述冷却组件中的介质供应部连通，所述出口与管路连通，通过管路将介质作用于工件的冷却面。

优选的，所述介质供应部为气泵。

优选的，所述实验台上设置有活动挡板，所述活动挡板能够运动至所述加热端头与所述缺口之间，对所述缺口进行遮挡。

优选的，所述活动挡板旋转固定在所述隔热板的底部。

优选的，所述实验台上还相互垂直设置有第一滑移台及第二滑移台，所述加热组件包括基座与滑动设置在所述基座上的加热主体，所述基座滑动设置在第一滑移台上，且所述加热主体的滑动方向垂直于所述基座的滑动方向；所述第二滑移台上还设置有竖直轨道，所述施力组件滑动设置在所述竖直轨道上。

优选的，所述加热组件为等离子加热器。

本发明提供一种模拟航空发动机高温服役环境的热力化耦合试验方法，包括以下步骤：

1)将工件固定在施力组件上，并根据工件的大小调整隔热板上缺口大小，同时调整加热组件及施力组件的位置，使加热端头、缺口及工件在同一直线上；

2)启动加热组件，对工件进行加热，同时利用第一通气管路或第二通气管路对工件进行冷却，使工件内部形成温度梯度，通过施力组件对工件施加轴向力，并利用拉力传感器及热电偶分别测得工件受到的拉力及温度梯度分布状况；

3)当加热时间达到设定值时，施力组件卸力，同时活动挡板向上转动至缺口与加热端头之间，挡住加热火焰，并同时利用第一通气管路及第二通气管路对工件进行冷却；

4)工件冷却至室温后，活动挡板向下转动，自缺口前方撤离，加热端头对工件进行下一个加热周期。

本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：

1、本发明将工件固定在施力组件上，然后将加热组件的加热端头对准工件的加热面进行加热，冷却组件的冷却端口对准工件的冷却面进行冷却，从而在工件的加热面与冷却面之间会形成温度梯度，同时利用施力组件对工件施加交变应力，能够充分模拟实际航空发动机的服役环境，获得热障涂层在此高温度梯度、交变应力状态下的变化失效过程，对热障涂层的失效过程分析更加准确；

2、本发明中隔热板中具有空腔，在实验时先将冷却介质先通入隔热板中进行加热，再作用于工件的冷却面，模拟航空发动机实际的冷却面的冷却温度，形成更真实的温度梯度分布，有利于实验结果的准确性；

3、本发明通过设置活动挡板，能够在不熄火的情况下对工件进行冷却，当进行下一个加热周期时，可以迅速对工件进行加热，既避免了反复熄火对加热组件寿命的影响，还可以明显提高加热效率。

附图说明

为了更清楚地说明本发明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发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明的整体结构示意图；

图2为加热组件的结构示意图；

图3为隔热板的结构示意图；

图4为隔热板的背面结构示意图

其中，1、实验台；2、加热组件；3、冷却组件；4、施力组件；5、工件；6、隔热板；7、缺口；8、挡片；9、活动挡板；10、第一滑移台；11、第二滑移台；12、竖直轨道；13、履带。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是提供一种模拟航空发动机高温服役环境的热力化耦合试验装置，以解决上述现有技术存在的问题，能够充分模拟实际航空发动机的服役环境，获得热障涂层在此高温度梯度、交变应力状态下的变化过程，对热障涂层的变化过程分析更加准确。

为使本发明的上述目的、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发明作进一步详细的说明。

实施例1：

如图1～图2所示，本实施例提供一种模拟航空发动机高温服役环境的热力化耦合试验装置，包括实验台1，实验台1上设置有加热组件2、冷却组件3及用于固定工件5两端、并对工件5施加轴向力的施力组件4，工件5包括加热面及冷却面，加热组件2用于对工件5的加热面进行加热，冷却组件3用于对冷却面进行冷却。

实验过程中，首先将工件5的两端固定在施力组件4上，设定好加热组件2对工件5的加热参数，然后将加热组件2的加热端头对准工件5的加热面进行加热，冷却组件3的冷却端口对准工件5的冷却面进行冷却，从而在工件5的加热面与冷却面之间形成温度梯度，对工件5进行加热的同时，利用施力组件4按照设定程序对工件5施加交变应力，实现对高温、高热流密度、梯度温度以及热力耦合服役环境的模拟，从而通过工件的检测，可以获得热障涂层在此高温度梯度、交变应力状态下的失效过程，从而对热障涂层在真实服役环境过程中的失效分析更加准确。

需要说明的是，本实施例中的工件5通常可以选择片状或者圆柱状，圆柱状结构与实际的航空发动机叶片的结构更加相似，形成的温度梯度与实际的温度梯度形成机理也更接近，而片状结构制作过程更加简单，并且同样可以获得热障涂层在模拟的服役环境下的失效过程；而冷却组件3与不同形状的工件5的配合方式也不相同，当工件5呈片状或片状时，其一侧面涂覆有热障涂层，此面为加热面，另一侧面为金属基体表面，此面为冷却面，此时冷却组件3中的冷却端口直接将冷却介质作用于金属基体表面对其进行冷却；当工件5为柱状时，为了充分模拟航空发动机叶片的结构，工件5内部具有腔体，其外表面涂覆有热障涂层，此面为加热面，内表面(即腔体壁面)为金属基体表面，此面为冷却面，此时，冷却组件3中的冷却端口将冷却介质通入腔体中对金属基体表面进行冷却，优选，冷却组件3中的冷却管路连接在工件5的两端，与其内部腔体连通。所以，为了能够配合不同形状的工件5，本实施例中的冷却组件3可以同时设置两组冷却管路，其中一组的冷却管路用于连接柱状工件5的两端，另一组的冷却管路端口直接对准片状工件5的金属基体表面，并且在两组管路上均设置阀门，在使用时，根据工件5的形状选择对应的冷却管路进行冷却。

本实施例中加热组件2可以采用常见的等离子加热器，其加热温度高，可使工件5达到1000℃以上，相对于现有的火焰加热器，加热速度也明显更快；并且等离子加热器可以进行一定温度加热梯度条件下的热循环模拟，如工件5的目标温度1200℃，第一段：室温～800℃，以高速速度调节，允许较大过冲；第二段：800℃～1100℃，以中等速度调节，允许较小过冲；第三段：1100℃～1200℃，以较低的速度调节，允许极小的过冲；等离子加热器的结构或者其他加热装置均是本领域技术人员所熟悉的装置，本实施例对其详细结构不做描述；同理，冷却组件3也是本领域的常用组件。

本领域技术人员应当得知，本实施例还设置有检测***，检测***包括红外测温仪、红外热成像仪、CCD相机等，红外测温仪可以实时检测材料表面温度变化，红外热成像仪可以通过对材料温度场的分析得知材料内部结构的变化，CCD相机主要用于检测材料表面形貌变化，几种在线检测设备协同作用帮助工作人员实时掌握工件表面形貌及内部结构在热力耦合服役环境下发生的变化。而红外测温仪、红外热成像仪、CCD相机等均为本领域的常用检测装置，其使用方法及在实验台1上的固定方式均为本领域技术人员所熟知的，因此，本实施例对此不做具体限定，且检测装置并不限于上述列举的装置。

本实施例在实验过程中并不需要保证工件5的表面温度是均匀的，例如当工件5为片状时，其加热面的表面温度及其与冷却面之间的温度梯度是比较均匀的，但是当工件5为柱状时，其面向加热组件2的圆柱面温度是比较高的，另一侧的圆柱面温度是比较低的，在这一情况时，仍然可以通过利用红外测温仪、红外热成像仪等装置检测出来，并且由于加热面表面温度及其内部温度梯度分布不均，可以形成多组热力耦合数据，更利于对热障涂层失效过程进行研究。

本实施例中施力组件4可以选择拉力机，能够根据实验要求对工件5提供轴向拉力或者压力，并且拉力机上用于固定工件5的夹具上具有应力传感器，用于测量工件5受力，且夹具为水冷夹具，内部具有循环冷却水回路，防止夹具过热，而夹具的循环冷却水回路与冷却组件的冷却回路是相互独立的。

由于加热组件2的加热温度较高，为了防止施力组件4受到加热组件2的加热影响，也为了避免工件5为片状结构时，加热面的火焰及冷却面的冷却介质相互干涉，本实施例中加热组件2与施力组件4之间设置有隔热板6，同时为了加热组件2能顺利对工件5进行加热，隔热板6上设置缺口7，加热组件2的加热火焰透过缺口7对工件5的加热面进行加热，如图3～图4所示。本领域技术人员应当理解，此处隔热板6的作用主要遮挡加热火焰，使加热火焰仅能透过缺口7对工件5进行加热，降低加热组件2对施力组件4的加热效果，避免施力组件4过热，对夹具等构件的水冷造成较大压力，同时也不利于施力组件4的使用寿命，但隔热板6并不能完全避免施力组件4的温度升高。

为了适应不同大小的工件5，缺口7处滑动设置两挡片8，通过改变两挡片8的相对位置能够改变缺口7大小。

本实施例中隔热板6内部具有空腔，且隔热板6两端分别具有与空腔连通的进口与出口，进口与冷却组件3中的介质供应部连通，出口与管路连通，冷却过程中，先将冷却介质通入隔热板6的空腔中，由于隔热板6直接面对加热组件2，在加热组件2的作用下，冷却介质的温度会上升，然后冷却介质排出，在管路的作用下作用于工件5的冷却面；之所以将冷却介质先通入隔热板6中是因为，在航空发动机的实际服役环境中，进入发动机叶片空腔内部的介质明显高于室温，通常可达到200℃左右，所以采用室温气体或液体并不能达到充分模拟航空发动机服役环境的要求，而将冷却介质先通入隔热板6中进行加热，可以充分模拟器服役环境，形成更真实的温度梯度分布，有利于实验结果的准确性；隔热板6上的进口、出口与冷却组件3的连接方式是本领域技术人员所熟知的，因此在附图中并未示出。

具体的，本实施例中介质供应部为气泵，冷却循环介质为空气。

进一步的，本实施例中实验台1上设置有活动挡板9，活动挡板9能够运动至加热端头与缺口7之间，对缺口7进行遮挡；从而当工件5的一个加热周期完成后，利用活动挡板9将缺口7进行遮挡，能够停止加热组件2对工件5进行加热，此时可以对工件5进行冷却，为下一加热周期做准备，加热组件2的点火过程通常较为繁琐，反复熄火、点火会减少加热组件2的使用寿命，而本实施例通过设置活动挡板9，能够在不熄火的情况下对工件5进行冷却，当进行下一个加热周期时，可以迅速对工件5进行加热，既避免了反复熄火对加热组件2寿命的影响，还可以明显提高加热效率；具体的，本实施例中活动挡板9旋转固定在隔热板6的底部。

需要说明的是，本实施例中并未对加热结束后工件5的冷却装置进行限定，此冷却装置可以是用于产生温度梯度的冷却组件3，由于加热结束后，在活动挡板9对加热火焰遮挡作用下，通入隔热板6的冷却介质也不会明显提高温度，冷却组件3可以用于对工件5进行冷却；并且，可以在冷却组件3上设置其他冷却管路对工件5进行冷却，此冷却过程是本领域技术人员所熟知的，对此，本实施例不做具体限定。

为了便于对加热组件2及工件5的位置进行对正及其调整，本实施例中实验台1上还相互垂直设置有第一滑移台10及第二滑移台11，加热组件2包括基座与滑动设置在基座上的加热主体，基座滑动设置在第一滑移台10上，且加热主体的滑动方向垂直于基座的滑动方向；第二滑移台11上还设置有竖直轨道12，施力组件4滑动设置在竖直轨道12上，同时加热组件2及其施力组件4均包括若干线路、管路，本实施例将加热组件2、施力组件4的管路、线路均设置在履带13中，防止其对加热组件2、施力组件4的移动产生干扰。第一滑移台10与第二滑移台11均包括高精度丝杆及伺服电机，其具体结构设置为本领域技术人员所熟知的。

实施例2：

本实施例提供一种模拟航空发动机高温服役环境的热力化耦合试验方法，包括以下步骤：

1)将工件5固定在施力组件4上，并根据工件5的大小调整隔热板6上缺口7大小，同时调整加热组件2及施力组件4的位置，使加热端头、缺口7及工件5在同一直线上；

2)启动加热组件2，对工件5进行加热，同时利用第一通气管路或第二通气管路对工件5进行冷却，使工件5内部形成温度梯度，通过施力组件4对工件5施加轴向力，并利用拉力传感器及热电偶分别测得工件5受到的拉力及温度梯度分布状况；

3)当加热时间达到设定值时，施力组件4卸力，同时活动挡板9向上转动至缺口7与加热端头之间，挡住加热火焰，并同时利用第一通气管路及第二通气管路对工件5进行冷却；

4)工件5冷却至室温后，活动挡板9向下转动，自缺口7前方撤离，加热端头对工件5进行下一个加热周期。

根据实际需求而进行的适应性改变均在本发明的保护范围内。

需要说明的是，对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

Claims (6)

1.一种模拟航空发动机高温服役环境的热力化耦合试验装置，其特征在于，包括实验台，所述实验台上设置有加热组件、冷却组件及用于固定工件两端、并对工件施加轴向力的施力组件，工件包括加热面及冷却面，所述加热组件用于对工件的加热面进行加热，所述冷却组件用于对冷却面进行冷却；

所述加热组件与所述施力组件之间设置有用于防止所述施力组件被加热的隔热板，所述隔热板上设置有缺口，所述加热组件的加热火焰透过所述缺口对工件的加热面进行加热；所述缺口处滑动设置有两挡片，通过改变两所述挡片的相对位置调节所述缺口的大小；

所述隔热板内部具有空腔，且所述隔热板两端分别具有与所述空腔连通的进口与出口，所述进口与所述冷却组件中的介质供应部连通，所述出口与管路连通，通过管路将介质作用于工件的冷却面。

2.根据权利要求1所述的模拟航空发动机高温服役环境的热力化耦合试验装置，其特征在于，所述介质供应部为气泵。

3.根据权利要求1或2所述的模拟航空发动机高温服役环境的热力化耦合试验装置，其特征在于，所述实验台上设置有活动挡板，所述活动挡板能够运动至加热端头与所述缺口之间，对所述缺口进行遮挡。

4.根据权利要求3所述的模拟航空发动机高温服役环境的热力化耦合试验装置，其特征在于，所述活动挡板旋转固定在所述隔热板的底部。

5.根据权利要求1所述的模拟航空发动机高温服役环境的热力化耦合试验装置，其特征在于，所述实验台上还相互垂直设置有第一滑移台及第二滑移台，所述加热组件包括基座与滑动设置在所述基座上的加热主体，所述基座滑动设置在第一滑移台上，且所述加热主体的滑动方向垂直于所述基座的滑动方向；所述第二滑移台上还设置有竖直轨道，所述施力组件滑动设置在所述竖直轨道上。

6.根据权利要求1所述的模拟航空发动机高温服役环境的热力化耦合试验装置，其特征在于，所述加热组件为等离子加热器。

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