一种陶瓷基复合材料燃气环境疲劳试验系统的制作方法

本发明属于陶瓷基复合材料试验技术领域，涉及一种陶瓷基复合材料(cmc)燃气环境疲劳试验系统。

背景技术：

陶瓷材料具有耐高温、密度低、耐腐蚀、硬度高等诸多优点。但它的脆性却是制约结构陶瓷材料推广应用的一个重要缺点。研究人员已经对陶瓷增韧方法进行过大量研究。目前常见的增韧方法包括短纤维增强(晶须增强)、层状增韧和连续纤维增韧。常用增韧纤维包括玻璃纤维、高模量碳纤维、碳化硅纤维、氧化铝纤维等。经过增韧而形成的cmc具有更高的可靠性，不容易发生脆断现象。

在航空发动机中，cmc可用在多种热端静子部件上，例如火焰筒、涡轮导叶、涡轮外环、尾喷管等。cmc的应用前景非常广泛，但是要将其应用在航空发动机上，还必须对其进行深入研究，尤其是对cmc材料进行航空发动机部件同等使用环境或近似同等环境的试验，这其中就包括cmc燃气环境疲劳试验。

目前针对cmc开展的疲劳试验，主要包括对cmc的加热方法以及气体环境施加。

(1)加热方法

目前试验研究中主流的加热方法包括以下几种：

a.高温箱式电阻炉加热：该设备可以在一个封闭的空间内提供高温。但是，高温箱式电阻炉只能提供均匀的温度场，而且高温电炉的炉膛是封闭的，无法通冷气对试验件进行局部降温冷却，不方便温度测量以及实时观测试验过程，且在炉内难以进行载荷和气体环境施加。

b.电磁感应加热：电磁感应加热一般是针对金属材料的加热方式，通过高频变化的磁场产生涡电流加热试验件。而高频感应加热只适用于为导电性材料加热，可通过设计耐高温的金属夹具，利用热辐射加热不导电的cmc试验件。

显然以上加热方法均只能提供高温，而不能提供如燃气流速等其他附加影响，即均无法模拟航空发动机部件的使用环境。

(2)气体环境施加

目前主要气体环境施加方法为预先准备气体并通入。半密封试验件，预留进气通道和排气通道，通过准备所需要环境的各种气体成分气罐，经一定比例混合和预热后通到试验段，营造需要的气体环境，缺点是难以模拟所需要的气体流速，且预热不完全的气体会对试验件表面温度产生影响。

因此，亟需开发一种可模拟航空发动机零件的真实工作环境，进行高温高压高气体流速和燃气环境的试验系统。

技术实现要素：

针对上述现有技术的缺陷，本发明构建了一种陶瓷基复合材料燃气环境疲劳试验方法，该方法采用燃料化学反应的方式，将燃料和压缩空气在燃烧器内进行化学反应，燃烧室出口对在试验件上，可以获得所需要的温度、气体成分和流速以及火焰等情况，从而较为真实地模拟航空发动机涡轮导叶的真实使用环境，同时对试验件施加机械载荷，进行高温高压高气体流速和燃气环境疲劳试验，并可在试验过程中随时监控调整试验件表面温度、应变场情况。

因此，本发明公开了一种陶瓷基复合材料燃气环境疲劳试验系统，包括燃烧部分、试验部分、冷却排气部分以及plc控制器，所述燃烧部分布置在所述试验部分的上游，所述冷却排气部分布置在所述试验部分的下游；

所述燃烧部分包括空气压缩机、预热装置、燃料储罐、喷嘴、燃烧室、水冷仪器环以及火焰喷口；所述空气压缩机提供高压空气，所述高压空气经所述预热装置预热后进入所述燃烧室，所述燃料储罐中的燃料经所述喷嘴雾化后进入所述燃烧室，与预热后的高压空气混合燃烧产生燃气，所产生的燃气依次经过水冷仪器环和火焰喷口进入所述试验部分；所述水冷仪器环包括一圈冷却气孔以及沿周向和径向等距间隔开的多个端口，所述冷却气孔用于调节进入所述试验部分的燃气温度，所述多个端口用于提供温度和压力测量通道以及燃气取样通道；

所述试验部分包括收敛段和试验段，所述收敛段用于提高从所述火焰喷口喷出的燃气的流速并将燃气从燃烧室引入试验段；所述试验段包括热疲劳加载装置和设置有观察窗口的箱体，所述箱体上设置有安装孔以用于安装温度压力测量仪器；

所述plc控制器用于通过控制高压空气和燃料流量来控制箱体内的温度，以便进行热疲劳试验。

优选地，所述预热装置为加热衬套。

优选地，所述水冷仪器环包括沿周向和径向等距间隔开的四个端口，其中一个端口插入取样耙进行燃气取样，另外三个端口可各插入热电偶或压力探针，以监测各端口位置的温度或压力。

优选地，所述箱体上的观察窗口为使用冷氮清洗后的石英窗。

优选地，所述温度压力测量仪器包括热电偶、红外测温仪和全场应变仪，热电偶探头布置在陶瓷基复合材料试样件附件2～3cm处以测量箱体内燃气的温度，红外测温仪用于测量陶瓷基复合材料试样件的温度，全场应变仪用于测量陶瓷基复合材料试样件的应变。

优选地，所述热疲劳加载装置包括拉杆和试样件安装平台，陶瓷基复合材料试验件通过夹具安装于所述试验件安装平台上，所述拉杆从相对两侧对陶瓷基复合材料试样件进行机械加载，所述试样件安装平台设置于所述箱体内，所述拉杆延伸穿过所述箱体。

优选地，所述拉杆与所述箱体之间设置有滑动硬密封以保证箱体的密封。

优选地，所述燃料为航空煤油。

优选地，所述燃烧室包括不锈钢外壳和高温合金内衬。

优选地，所述试验部分还包括过渡段，所述过渡段位于所述试验段的下游以及冷却排气部分的上游，用于缓解排气管道受到的热冲击。

本发明的有益效果：

1)本发明采用火焰加热，燃料为航空煤油，可以更准确还原航空发动机涡轮导叶等部件的气体环境；

2)本发明采用高压空气与雾化航空煤油混合燃烧，可以提高试验温度，最高可达1650℃；

3)本发明采用高压空气与雾化航空煤油混合燃烧，可以提高气体流速，最高可达60m/s，能真实反映燃气带来的冲刷效果；

4)本发明在火焰喷口前设置冷却气孔(水冷仪器环上的一圈冷却气孔)，可控制试验段的燃气温度，开展热疲劳试验；

5)本发明在试验段集成了疲劳机，可对试验件进行机械载荷施加，从而开展燃气环境下的机械疲劳试验。

附图说明

图1为本发明实施例的陶瓷基复合材料燃气环境疲劳试验系统结构框图；

图2为本发明实施例的燃烧部分和试验部分的连接框图。

具体实施方式

为了能够更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施例对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是，本发明还可以采用其他不同于在此描述的其他方式来实施，因此，本发明的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。

如图1和2所示，本实施提供的陶瓷基复合材料燃气环境疲劳试验系统包括空气压缩机、加热衬套、煤油储罐、喷嘴、燃烧室、水冷仪器环(见图2)、火焰喷口(未示出)、收敛段、试验段、冷却排气部分、plc控制器以及多个温度压力测量仪器。

如图所示，空气压缩机提供高压空气，高压空气经加热衬套预热后进入燃烧室，煤油储罐中的煤油经喷嘴雾化后进入燃烧室，与预热后的高压空气在燃烧室混合进行燃烧，产生包括水蒸气、氧气、二氧化碳等气体成分的燃气。所产生的燃气依次经过水冷仪器环和火焰喷口后进入收敛段，在收敛段燃气的流速得到提高，最高可达60m/s，从而能够更真实地反映燃气带来的冲刷效果。之后燃气被收敛段引入试验段，冲刷试验件进行高温燃气试验，然后经过冷却排气部分先冷却后排放。优选地，试验段的下游以及冷却排气部分的上游还设置有过渡段，以用于缓解排气管道受到的热冲击。

在本发明中，可以通过同时控制高压空气和航空煤油的流量对试验段的燃气温度进行控制，燃气最高温度可达1650℃。此外，加热衬套的温度取决于空气需预热的温度和空气质量流量。

本实施例中，水冷仪器环包括一圈冷却气孔以及四个沿周向和径向等距间隔开的端口，其中通过改变冷却气孔的常温空气进气量可以控制试验段的燃气温度，另外四个端口可以提供热电偶和压力探头的通道，使得上下各开有检测接口，以便进行试验段前段的温度和压力测量。同时，四个端口还可以提供取样通道，可将取样耙直接插入端口中进行试验前燃气取样，如图2所示。

本发明的试验段包括热疲劳加载装置和预留有观察窗口的箱体，在本实施例中，热疲劳加载装置包括延伸穿过箱体的拉杆和设置于箱体内的试样件安装平台，试验件通过夹具安装于试验件安装平台上，拉杆从相对两侧对试样件进行机械加载，以在高温测试的同时对试样件施加应力。特别地，在箱体的顶部或侧方不影响试验件的地方设有安装孔用于温度压力测量仪器的安装。优选地，在试样件附近2～3cm的位置安装热电偶探头，以测量进入试验段的燃气温度；使用光学高温仪器例如红外测温仪测量试验件的温度；使用dic法例如全场应变仪非接触式测量试验件的应变。

特别地，箱体上预留的观察窗口设置在箱体的正面并且为石英窗。有利地，用冷氮清洗该石英窗，以防止开裂和烟尘沉积。优选地，热疲劳加载装置的拉杆与箱体之间采用滑动硬密封来保证箱体密封。

本发明的冷却排气部分连接在试验部分的下游，例如可以通过循环水冷换热系统将高温高压燃气进行降温处理，然后再进行排放。

本发明采用热电偶和红外测温仪对试验件及周围气体进行温度测量，通过plc控制器反馈，调节高压空气和燃料流量来控制试验件的温度，并按照温度载荷谱循环，以便进行热疲劳试验。

下面通过具体的燃气环境疲劳试验系统来进一步说明本发明，具体包括如下步骤：

(1)根据标准件或涡轮叶片的几何特征及载荷谱特征进行夹具的设计；

(2)根据加载夹具的几何特征和载荷谱特征，确定标准件或涡轮叶片承受的燃气范围，确定试验段的温度和燃气流速，进一步确定航空煤油与压缩空气的用量；

(3)调试试验系统，将标准件或涡轮叶片安装并将调试好的水冷仪器环放置在试验段之前；

(4)开启循环水冷换热系统并保持一段时间，以排出冷却水路中的气泡；

(5)打开空气压缩机后的衬套预热，并在温度稳定后通入空气；

(6)通入航空煤油进行雾化混合点火，测量燃气段内的燃气温度和试验件表面温度，在测量温度场和所需温度场有偏差的情况下调整水冷仪器环冷却气孔或燃气流量等，使测量温度达到要求；

(7)开展机械疲劳试验，并用红外测温仪和全场应变仪对标准件或涡轮叶片进行实时监测；

(8)进行热循环调试，通过改变水冷仪器环的冷却气孔进气量和燃气流量控制试验件的冷却时间，直到调整到所需要的冷却时间；

(9)重复步骤(7)和(8)。

综上可见，本发明可以模拟航空发动机涡轮叶片的真实工作环境，进行高温高压高气体流速和燃气环境试验，并可在试验过程中随时调整监控试验件表面温度、应变场情况。

对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明创造构思的前提下，还可以对本发明的实施例做出若干变型和改进，这些都属于本发明的保护范围。