模拟涡轮叶片气膜孔的薄壁管件近服役环境性能测试装置的制作方法

本发明是一种模拟涡轮叶片气膜孔的薄壁管件近服役环境性能测试装置，属于测试技术领域。

背景技术：

航空发动机是一种将燃油燃烧释放出热能转变为机械能的动力装置，它既是热机又是推进器。涡轮部件是航空发动机核心机的重要组成部分，安装在燃烧室之后，且是在高温燃气作用下旋转做功的承载部件。众所周知，提高涡轮前燃气温度是提高发动机性能的有效措施，然而提高涡轮前燃气温度又受到涡轮部件材料性能和结构强度的限制。为了解决这个问题，必须对涡轮叶片进行有效冷却，具有复杂型腔的气冷空心涡轮叶片应运而生了。气冷空心涡轮叶片经过几十年的结构设计和改型改良，现已形成了具有较高冷却效率和优异综合强度的结构优化设计体系，满足了当前及未来更高推重比先进航空发动机的技术需求。

气冷空心涡轮叶片在航空发动机服役过程中不但要承受自身质量旋转产生的离心载荷及其他附加载荷，而且还要在燃烧室喷射出的高温燃气环境下工作。另外，冷却空气从压气机出口通过管道引入并流经空心涡轮叶片。可以看出，气冷空心涡轮叶片的强度和寿命受到外部载荷、高温燃气和内部空气冷却三方面的联合制约。因此，利用常规简单高温条件下的材料力学性能测试还不能准确反映涡轮叶片材料的真实强度和寿命。因为现有常规试验设备只能在高温条件下模拟涡轮叶片材料的均匀温度条件，不能提供实际涡轮叶片材料外部承受高温燃气和内部的冷却空气，更不能模拟呈温度梯度的近服役工况环境，直接且可靠的做法是根据涡轮叶片的典型服役工况环境，设计并研发出能够模拟其内部空气冷却、外部高温燃气和载荷共同作用的测试设备，针对能够代表涡轮叶片关键结构特征的气膜孔薄壁管件开展近服役环境下的力学性能测试，对航空发动机气冷空心涡轮叶片的强度计算、寿命预测和可靠性评定有着非常重要的科学研究和工程应用意义。

技术实现要素：

本发明正是针对上述现有技术中存在的不足而设计提供了一种模拟涡轮叶片气膜孔的薄壁管件近服役环境性能测试装置，其目的是利用模拟气冷空心涡轮叶片的气膜孔薄壁管件试样为对象，气膜孔薄壁管件试样内部通冷却空气，外部配置燃气环境箱和力学性能测试装置，通过空气冷却和高温燃气控制系统共同作用来模拟航空发动机空心涡轮叶片的近服役环境，并与力学性能测试系统连接，进行气膜孔薄壁管件试样在近服役环境下诸如拉伸、疲劳和持久/蠕变等各类力学性能测试。

本发明的目的是通过以下技术方案来实现的：

该种模拟涡轮叶片气膜孔的薄壁管件近服役环境性能测试装置，其特征在于：所述薄壁管件1是一个呈“哑铃”状的试样，沿薄壁管件1中轴线加工有用于通入冷却气体的通孔2的圆柱，在薄壁管件1的标距段上加工有模拟涡轮叶片气膜孔的模拟孔3，薄壁管件1的两端安装在试验机4上、下两端的夹具5上，沿夹具5的中轴线加工有与通孔2对应相通的通气孔6，通气孔6的外端通过进气阀门7连接空气压缩机，在薄壁管件1的周围安装一个高温燃气环境箱8，使薄壁管件1位于高温燃气环境箱8中心，在高温燃气环境箱8的四周各设置一个油气喷嘴9，四个油气喷嘴9位于同一水平面上且之间中心线的夹角为90度，四个油气喷嘴9的中心线与薄壁管件1的中心线垂直相交，四个油气喷嘴9前端各安装一个在竖直方向上呈“喇叭”状燃气导流器10，四个油气喷嘴9各配置一个用于点火的电热塞11，在高温燃气环境箱8的上部的四周各设置一个用于排出高温燃气的出气阀门12。

在薄壁管件1的标距段上加工的模拟涡轮叶片气膜孔的模拟孔3的外形呈圆形、椭圆形或跑道形，模拟孔3的中心线与薄壁管件1中轴线正交或斜交，模拟孔3在薄壁管件标距段上沿水平面均匀分布，模拟孔3沿薄壁管件中轴线方向成行排列。

所述高温燃气环境箱8采用对开方式，该高温燃气环境箱8由内到外的三层结构分别为：耐火层13、保温层14、不锈钢层15。

高温燃气环境箱8上部的四个出气阀门12位于同一水平面上且之间中心线的夹角为90度，出气阀门12的中心线与薄壁管件1的中心线垂直相交。

在薄壁管件1的周围安装的高温燃气环境箱8与试验机4上、下两端的夹具5之间的接触面上采用柔性材料层16进行密封。

本发明技术方案的特点及有益效果是：

1.本发明提出的一种模拟气冷空心涡轮叶片的气膜孔薄壁管件近服役环境力学性能测试装置，具有结构设计紧凑、工作原理简明、操作流程简洁、测试功能多样、环境实现稳定等优点。

2.与常规力学性能测试设备相比，本发明通过高温燃气环境箱、空气冷却、排气以及相关控制的有效协调配合，可实现模拟航空发动机气冷空心涡轮叶片的气膜孔薄壁管件外部承受高温燃气、内部直通冷却空气的近服役环境的模拟，并与力学性能测试系统加载主机连接，完成气膜孔薄壁管件或者通过改型工装卡具实现气冷空心涡轮叶片的近服役环境下的各种力学性能测试，以及受力状态下高温燃气腐蚀、冲击及管件结构失效等性能测试分析等。

3.本发明具有良好的应用前景和社会效益，可进行航空发动机近服役环境下气膜孔薄壁管件的力学性能测试分析，与常规力学性能测试设备相比，本发明获得的材料试验数据和结果更加与其实际工作情况一致，对航空发动机高温结构材料研制、应用研究和考核验证及结构完整性评估具有重要的科研价值和工程应用意义。

附图说明

图1本发明装置中的薄壁管件的结构示意图。

图2为本发明装置的结构示意图。

图3为图2的俯视图

具体实施方式

以下将结合附图和实施例对本发明技术方案作进一步地详述：

参见附图1～3所示，该种模拟涡轮叶片气膜孔的薄壁管件近服役环境性能测试装置，其特征在于：所述薄壁管件1是一个呈“哑铃”状的试样，沿薄壁管件1中轴线加工有用于通入冷却气体的通孔2的圆柱，在薄壁管件1的标距段上加工有模拟涡轮叶片气膜孔的模拟孔3，薄壁管件1的两端安装在试验机4上、下两端的夹具5上，完成载荷的传递，沿夹具5的中轴线加工有与通孔2对应相通的通气孔6，通气孔6的外端通过进气阀门7连接空气压缩机，当需要冷却气体时，启动空气压缩机提供相应的冷却气体，冷却气体通过所述进气阀门7，可调节所述进气阀门7的开合角度，从而提供压力和流量合适的冷却气体。在薄壁管件1的周围安装一个高温燃气环境箱8，使薄壁管件1位于高温燃气环境箱8中心，在高温燃气环境箱8的四周各设置一个油气喷嘴9，四个油气喷嘴9位于同一水平面上且之间中心线的夹角为90度，四个油气喷嘴9的中心线与薄壁管件1的中心线垂直相交，四个油气喷嘴9前端各安装一个在竖直方向上呈“喇叭”状燃气导流器10，四个油气喷嘴9各配置一个用于点火的电热塞11，所述燃气导流器10由基体材料层和热障涂层组成，所述基体材料层由镍基高温合金制造加工而成，所述基热障涂层由陶瓷基复合材料制造加工而成，所述柔性材料层16由高品质金属橡胶制造加工而成，所述油气喷嘴9向所述燃气导流器10喷射高压雾状油气，高压雾状油气经过所述电热塞11供电发热瞬间燃烧，从而在所述燃气导流器10产生高温燃气，从而模拟航空发动机燃烧室喷射出的高温燃气环境。在高温燃气环境箱8的上部的四周各设置一个用于排出高温燃气的出气阀门12。当需要排放高温燃气时，打开出气阀门12，高温燃气通过所述出气阀门12后排放到大气环境中，当高温燃气通过所述出气阀门12时，可调节所述出气阀门12的开合角度，从而控制所述高温燃气环境箱8中试验区域高温燃气的温度。在薄壁管件1的标距段上加工的模拟涡轮叶片气膜孔的模拟孔3的外形呈圆形、椭圆形或跑道形，模拟孔3的中心线与薄壁管件1中轴线正交或斜交，模拟孔3在薄壁管件标距段上沿水平面均匀分布，模拟孔3沿薄壁管件中轴线方向成行排列。

所述高温燃气环境箱8采用对开方式，该高温燃气环境箱8由内到外的三层结构分别为：耐火层13、保温层14、不锈钢层15。

高温燃气环境箱8上部的四个出气阀门12位于同一水平面上且之间中心线的夹角为90度，出气阀门12的中心线与薄壁管件1的中心线垂直相交。

在薄壁管件1的周围安装的高温燃气环境箱8与试验机4上、下两端的夹具5之间的接触面上采用柔性材料层16进行密封。

使用时，首先将薄壁管件1安装在试验机4的上、下两端的夹具5上，以保证载荷的准确传递。然后安装高温燃气环境箱8，并连接好进气阀门7和出气阀门12。试验设备及作为试样的薄壁管件1安装完成后，接通电源并启动电热塞11，之后旋开油气喷嘴9提供高压雾状油气，雾状油气在燃气导流器10中遇热剧烈燃烧，高温燃气随即向薄壁管件1表面喷射，接着打开空气压缩机，通过进气阀门7向薄壁管件1的通孔6输送冷却气体，并经模拟孔3排出，排出的气体通过出气阀门12流入大气环境中，通过调节油气喷嘴9的喷射量和出气阀门12开合角度控制薄壁管件1表面的温度，通过调节进气阀门7开合角度控制薄壁管件1通孔6里面的温度，经过不断地调整并采用测温元件进行温度实时跟踪监控，当薄壁管件1表面的温度、通孔里面的温度以及相应的温度梯度达到目标值并稳定后，启动试验机的力学性能测试系统即可进行薄壁管件1内部通冷却空气、外部承受高温燃气的力学性能测试。