一种用于航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命试验加热装置的制作方法

本发明涉及航空发动机试验技术，具体为一种用于航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命试验加热装置。

背景技术：

航空发动机涡轮盘通过主轴联结到压气机并带动压气机旋转，涡轮盘破坏会危及飞行安全，造成极其严重的后果，因此要求涡轮盘具有很高的可靠性。发动机工作时，涡轮盘承受着较大的扭矩、轴向力、陀螺力矩、离心力及振动等负荷，在发动机高温区工作的涡轮盘，除受到离心力及振动负荷外，热负荷是涡轮盘受到主要载荷之一，这些对发动机涡轮盘疲劳寿命影响较大。仅靠应力分析和材料试验，还不能准确地预计涡轮盘的疲劳寿命。涡轮盘试验是通过旋转试验器将要求的载荷施加到涡轮盘的考核部位，真实地模拟涡轮盘考核部位的工作载荷和温度状态，保证涡轮盘具有发动机飞行状态的边界条件和温度环境。通过热态环境下对涡轮盘进行静强度考核或疲劳寿命试验验证，验证其静强度或给出预定安全循环寿命。

由于发动机结构上的需要，涡轮盘往往设计成不同的几何形状，在其上加工有台阶、孔、榫槽、花键等几何形状，这些部位都是涡轮盘应力集中的部位，也是涡轮盘的关键部位，通常局部应力很高，涡轮盘的寿命一般都是由这些局部应力很高的危险截面决定。另外，温度对试验件疲劳寿命的影响有两个方面，一是引起材料力学性能下降，导致试验件疲劳寿命减小；二是不均匀的温度分布在试验件中产生热应力与机械应力一起随发动机的使用循环而变化，造成试验件的疲劳破坏。

以往在“立式旋转试验器”上进行发动机涡轮盘热态试验时，为了达到温度场要求，只能针对某一型号的涡轮盘进行试验。原设备加热系统是框架式结构，用石棉布包裹隔热，即在试验件外面用中间夹有隔热石棉布的双层不锈钢将试验件和加热器包围住，以防止热量散发。加热器是由电阻丝和瓷棒组成，如图2所示，不仅安装繁锁且容易损坏，每个支架固定4个1kw的加热器，分别安装在顶部隔板、底部隔板、测面隔板上，占用了内部大量空间。特别是安装在试验器顶部的加热器，当涡轮盘高速旋转时瓷棒因振动破损会砸坏试验件，造成试验件无故损伤及破裂。同时还要通入适量空气，空气进口，以防止因真空度过高，造成加热器的电阻丝因电离而损坏，如图1所示。

因此，必须对以前的加热方法进行改进。使该装置能适应多种型号发动机涡轮盘的热态试验，并提高试验的安全性。

技术实现要素：

针对现有技术中存在的问题，本发明提供一种用于航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命试验加热装置，能够适应多种型号发动机涡轮盘的热态试验要求，并增大了加热装置内部使用空间，为其他试验设备的安装提供条件。

本发明是通过以下技术方案来实现：

一种用于航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命试验加热装置，包括炉体、加热元件和电热偶；

其中，炉体包炉罩以及分别设置在其顶部和底部的炉顶和炉底，炉罩、炉顶和炉底的结构相同，均由外壳和内衬板组成，外壳和内衬板之间填充有保温材料和加热元件，加热元件与温控装置连接，加热元件通过热辐射对涡轮盘试验组件进行加热；

炉顶的中心设置有连接轴，连接轴的下端位于炉体中，用于连接涡轮盘试验组件，连接轴的上端穿过炉顶与试验器的旋转轴连接；

炉顶的底部和炉底的顶部均设置有电热偶，电热偶与检测系统连接，电热偶分别用于测量涡轮盘试验组件顶部和底部的温度。

优选的，所述外壳和保温材料之间设置冷却风道，用于降低外壳的温度。

优选的，所述保温材料为硅酸铝纤维。

优选的，所述加热元件的材料为cr20ni80的加热带。

优选的，所述炉顶的顶部设置有连接支架，用于将炉顶与试验器顶盖连接。

优选的，所述炉顶和炉底上均圆周均布有多个电热偶安装孔，电热偶安装孔为条形孔，条形孔的长度方向为炉顶的径向。

优选的，所述炉顶和炉底中分别均布三组加热元件，炉罩中圆周均布有六组加热元件。

优选的，所述炉底的中心设置有进气孔。

优选的，所述炉罩的侧壁上设置有伸缩支架，伸缩支架上设置热电偶测温组件，炉罩的侧壁还设置有测温孔，伸缩支架能够使热电偶测温组件通过测温孔对炉体的涡轮盘试验组件进行测温。

优选的，所述炉顶、炉罩和炉底通过定位导向杆连接。

与现有技术相比，本发明具有以下有益的技术效果：

本申请提供的一种用于航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命试验加热装置，将加热元件分别设置在炉底、炉罩和炉顶的夹层中，采用热辐射的方式对涡轮盘试验组件进行加热，热辐射加热使涡轮盘试验组件受热更加均匀，且更加节约能源。同时，加热元件预埋在夹层中，避免加热元件占用炉体的空间，间接增大了炉体的内部工作空间，使炉体适用于任何型号的涡轮盘试验组件的热态试验。另外，在试验过程中，涡轮盘试验组件高速旋转，由于加热元件预埋在夹层中，因此解决现有技术中涡轮盘试验组件高速旋转，导致加热棒因震动会砸坏试验件，造成试验件无故损伤及破裂的问题，避免发生实验事故，提高试验的安全性能。

采用硅酸铝纤维保温材料有利于环境，同时避免了对操作人员的危害，使用寿命长，降低了成本。

加热元件采用cr20ni80材料，满足试验件最高至700℃试验温度的加温和测温要求，提高了设备的试验温度区间。进一步将原设备的手动温度调节控制，改进为pid闭环自动控制，使温度控制误差从3％提高到1％，提高试验精度。

附图说明

图1为现有加热器结构示意图；

图2为原加热器加热棒结构示意图；

图3为本发明加热装置的结构示意图；

图4是本发明加热装置的俯视图；

图5是本发明加热元件的示意图。

图中：1、试验器顶盖；2、连接支架；3、旋转轴；4、转接轴；5、炉顶；7、伸缩支架；8、热电偶测温组件；9、炉罩；10、涡轮盘试验组件；11、进气孔；12、炉底；13、电热偶；13、定位导向杆。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，所述是对本发明的解释而不是限定。

图3和图4所示，一种用于航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命试验加热装置，包括炉体、加热组件和测温组件。

其中，炉体包括炉顶5、炉罩9和炉底12；该炉罩9为圆筒形结构，炉顶5设置在炉罩9的顶部，炉底12设置在炉罩9的底部。

炉顶5的中心设置有中轴孔，中轴孔中设置有连接轴4，连接轴4的下端位于炉体中，连接轴4的下端用于连接涡轮盘试验组件10，连接轴的上端穿过炉顶5与试验器的旋转轴3连接，炉顶5的顶部圆周均布有多个连接支架2，炉顶5通过连接支架2与试验器顶盖1连接。连接支架2为c型结构的槽钢，槽钢的顶部和底部均设置有用于安装螺栓的条形孔，连接支架2的承重大于600kg。

炉顶5为圆盘形，包括由不锈钢板制成的外壳和内衬板，外壳厚度4mm，内衬厚度1.5mm,外壳和内衬板之间填充保温材料以及安装加热元件，保温材料和外壳之间设置风道，用于给外壳降温，风道的两端设置有接头，用于连接冷气管道。

炉顶5上圆周均布有开三个电偶安装孔，每个间隔120度，电偶安装孔为条形孔，条形孔的轴向为炉顶的直径方向，使安装在其中的电热偶13能够沿条形孔调整安装位置，电热偶13与电偶安装孔密封安装，使其具备密封隔热功能，防止炉体中的热量散失，电热偶13的下端穿过电偶安装孔且位于涡轮盘试验组件的上方，用于测量涡轮盘试验组件10底部的温度。

炉罩9为圆筒形结构，包括由不锈钢板制成的外壳和内衬板，外壳厚度4mm，内衬厚度1.5mm，炉罩9的内腔尺寸φ1200×800mm，外壳和内衬板之间填充保温材料以及安装加热元件，保温材料和外壳之间设置风道，用于给外壳降温，风道的两端设置有接头，用于连接冷气管道。炉罩9的侧壁上开设有方形孔，尺寸为80×715mm，炉罩9的外壁上连接伸缩支架7，伸缩支架7上设置热电偶测温组件8，伸缩支架7能够使热电偶测温组件8通过方形孔进入炉体中对涡轮盘试验组件进行测温。

炉底12为圆盘形，包括由不锈钢板制成的外壳和内衬板，外壳厚度4mm，内衬厚度1.5mm,外壳和内衬板之间填充保温材料以及安装加热元件，保温材料和外壳之间设置风道，用于给外壳降温，风道的两端设置有接头，用于连接冷气管道。

炉底12上圆周均布有开三个电偶安装孔，每个间隔120度，电偶安装孔为条形孔，条形孔的轴向为炉顶的直径方向，使安装在其中的电热偶13能够沿条形孔调整安装位置，电热偶13与电偶安装孔密封安装，使其具备密封隔热功能，防止炉体中的热量散失，电热偶13的下端穿过电偶安装孔且位于涡轮盘试验组件的下方，用于测量涡轮盘试验组件10底部的温度。炉底12的中心还设置有进气孔11，以防止真空度过高。

由于炉顶5、炉底12和炉罩9分件独立制作，在安装时采用多个定位导向杆14组合连接，多个定位导向杆14圆周均布在炉罩9侧壁上，便于频繁拆装，且安装便捷。定位导向杆包括定位板和导向杆，定位杆通过连接板垂直安装在炉顶5的侧壁上，定位杆的下端为锥型结构，定位板水平安装在炉罩9的壳体上，定位板上设置有定位孔，定位杆能够插入定位孔中对炉顶5和炉罩9进行定位连接。

炉顶5、炉底12和炉罩9均采用相同的加热元件，加热元件为cr20ni80，工作温度600℃，加热元件要求固定安装牢靠，在试验条件下不得脱落。加热元件采用pid闭环自动控制，采购西安恒安电加热器控制柜。

炉顶5和炉底12中分别设置三组加热元件，炉罩9中设置六组加热元件分，每组独立引出接线，炉罩9中的六组加热元件分圆周均布，加热元件的接线端子分别对应固定安装在炉顶5、炉底12、炉罩9上，接线端子要求与对应的外壳绝缘，且方便频繁接线。

加热元件包括cr20ni80的加热带、固定柱和连接端子，固定柱固定在保温材料上，多个固定柱均匀分布，加热带与固定柱连接，加热带的两端与接线柱连接。炉罩上的加热元件为环形结构，六组加热元件自上而下均布。

热电偶同步检测，温度均匀性±15℃，检测温度点为700℃。测温范围φ1200×800mm。

保温材料采用硅酸铝纤维真空成型件，耐高温1200℃。硅酸铝纤维成型烧结件后结构坚固，保温效果好，不粉化不掉渣，能够满足在真空状态下工作要求。成型烧结件要求便于加热元件的固定和安装。加热元件和热电偶引出孔有保温隔热防护。炉壳外表面温度小于80℃。

本申请提供的一种用于航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命试验加热装置，将加热元件分别设置在炉底、炉罩和炉顶的夹层中，采用热辐射的方式对涡轮盘试验组件进行加热，与现有的采用加热棒进行直接加热方式相比较，热辐射加热使涡轮盘试验组件受热更加均匀，且更加节约能源。

其次，现有的加热器是由电阻丝和瓷棒组成，不仅安装繁锁且容易损坏，每个支架固定4个1kw的加热器，大量占用了加热器的内部孔，缩小了加热器的适用范围；本申请的加热元件预埋在夹层中，避免加热元件占用炉体的空间，间接增大了炉体的内部工作空间，同时采用热辐射加热，使炉体适用于任何型号的涡轮盘试验组件的热态试验。

另外，在试验过程中，涡轮盘试验组件高速旋转，由于加热元件预埋在夹层中，因此解决现有技术中涡轮盘试验组件高速旋转，导致加热棒因震动会砸坏试验件，造成试验件无故损伤及破裂的问题，避免发生实验事故，提高试验的安全性能。

在炉底、炉罩和炉顶中分别设置硅酸铝纤维保温材料，大大减少了热对流造成的温度损失，保正了涡轮盘试验件上、下表面温差符合试验要求。试验证明，采用本发明后涡轮盘试验件上、下表面温差≦15℃以内。

现有的采用石棉布会对人员造成危害；部分石棉纤维通过真空泵排放到试验间造成环境污染；石棉往往只能一次性使用，会带来石棉危废排放量增加。相比较，采用硅酸铝纤维保温材料有利于环境，同时避免了对操作人员的危害，使用寿命长，降低了成本。

加热元件采用cr20ni80材料，满足试验件最高至700℃试验温度的加温和测温要求，加热总功率≧48kw。将原设备的手动温度调节控制，误差大且涡轮盘试验组件10上、下表面的温度差值较大，难以满足涡轮盘试验的需要，改进为pid闭环自动控制，使温度控制误差从3％提高到1％。

以上内容仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明权利要求书的保护范围之内。