本发明涉及性能测试技术领域，特别是涉及一种涡轮叶片耐高湿热海洋大气性能的试验方法。
背景技术：
航空发动机的服役环境跨度大、飞机服役范围广，飞机投产后服役环境严酷程度远超原设计、试验指标要求，发动机环境适应性问题显著。在试验与评价方面，我国航空发动机环境试验体系主要包括gjb-101《航空发动机结构完整性指南》、gjb-241a《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》、gjb-242《航空涡轮螺浆和涡轮轴发动机通用规范》、ccar-33部《航空发动机适航规定》等相关标准。其中，gjb-241a、gjb-242(两标准为mil-e-5007d、mil-e-8593a对应翻译标准)中规定“发动机在盐雾空气条件下工作或在盐雾空气中暴露后，应能满意地工作，并不损害其耐久性和使用寿命，所选用材料和涂料都应经过腐蚀试验，并要求通过抗腐蚀试验予以验证，试验应在模拟发动机工作、运输和贮存期间的环境条件下进行”，并提出采用“采用盐雾喷射循环试验的方式开展试验验证工作”。但是经项目组前期调研、沟通，发现在实际实施过程中，国内航空发动机研制、生产单位在开展发动机结构环境试验考核时，主要是依据gjb-150.11a《装备实验室环境试验方法第11部分：盐雾试验》、hb-5830.12《机载设备环境试验条件及试验方法盐雾》等盐雾试验标准及gb-13303《钢的抗氧化性能测定方法》、hb-5258《钢及高温合金的抗氧化性测定试验方法》、hb-7740《燃气热腐蚀试验方法》等热试验标准开展相关工作。因此目前对于发动机结构的环境试验考核，不能满足发动机中的涡轮叶片对于南海海洋大气等高湿热海洋大气环境下的测试需求，无法准确地评价发动机中的涡轮叶片在南海海洋大气等高湿热海洋大气环境下的性能。
技术实现要素：
基于此，有必要提供一种涡轮叶片用合金材料耐高湿热海洋大气性能的试验方法，能够提高涡轮叶片耐高湿热海洋大气性能评价的准确性。
一种涡轮叶片用合金材料耐高湿热海洋大气性能的试验方法，包括以下步骤：
将涡轮叶片用合金材料样品在高湿热海洋大气环境中进行棚下环境试验；
将结束所述棚下环境试验后的合金材料样品进行燃烧室排放物模拟介质涂覆后，于氧化性氛围中煅烧，进行热氧化试验；及
将结束所述热氧化试验的合金材料重复且交替进行所述棚下环境试验和所述热氧化试验。
上述试验方法，可以航空发动机的涡轮叶片合金材料作为试验对象，并将其先在南海大气等高湿热海洋大气环境中进行棚下环境试验，使海洋环境中的高温、高湿、高盐雾、强太阳辐射等因素对合金材料的表面氧化膜例如cr2o3和al2o3造成损伤，且海洋环境中的氯离子会促进氧化膜的开裂和剥落，从而加速涡轮叶片的腐蚀失效。同时，氯离子浓度过高还会引起m-cr-al-y梯度涂层中铬元素和铝元素的快速消耗，导致合金材料的保护性氧化膜的快速剥落，致使发动机在海洋大气中短时间工作后就进入到了热腐蚀阶段，模拟了发动机的涡轮在复杂南海大气环境等高湿热海洋大气环境中的实际服役情况，通过棚下环境试验显著缩减使用寿命。在此基础上将结束棚下环境试验后的合金材料进行燃烧室排放物模拟介质涂覆后，于氧化性氛围中煅烧进行热氧化试验，以使在热氧化试验中同时伴随有热腐蚀现象，以模拟涡轮叶片合金材料在工作过程中所经受的热氧化损伤，再开展循环试验。如此该试验方法，以涡轮叶片为试验对象，避免了以发动机整机状态进行试验对发动机造成不可恢复性损坏，且综合考虑了复杂南海大气环境的高温、高湿、高盐雾、强太阳辐射等因素及涡轮叶片本身在工作过程中所处的热因素，能够满足发动机的涡轮的叶片对于南海海洋大气等高湿热海洋大气环境下的测试需求，可较准确考核航空发动机结构在实际服役状态的损伤情况，进而能够较准确地评价发动机的涡轮的叶片耐高湿热海洋大气环境性能，从而可为航空发动机涡轮叶片的研制和设计提供有利的技术支撑。
在其中一个实施例中，单次所述棚下环境试验的暴露时间为6个月～12个月；单次所述热氧化试验的煅烧保温时间为150h～200h；所述棚下环境试验的暴露时间和所述热氧化试验的煅烧保温时间的总时长不小于3年。
在其中一个实施例中，所述燃烧室排放物模拟介质涂覆的介质为混合盐溶液，所述混合盐溶液为质量比3:1的无水硫酸钠和无水氯化钠的饱和水溶液。
在其中一个实施例中，所述燃烧室排放物模拟介质在所述合金材料样品上的涂覆量为3mg/cm2～5mg/cm2。
在其中一个实施例中，当所述涡轮叶片用合金材料样品为高压涡轮叶片所用的高温合金材料时，所述热氧化试验的煅烧温度为1500℃～1700℃；
当所述涡轮叶片用合金材料样品为低压涡轮叶片所用的高温合金材料时，所述热氧化试验的煅烧温度为1000℃～1200℃。
在其中一个实施例中，还包括对所述棚下环境试验中的合金材料样品每个月至少拍照一次的步骤。
在其中一个实施例中，还包括对所述棚下环境试验中的合金材料样品进行腐蚀电化学测试的步骤。
在其中一个实施例中，所述腐蚀性电化学测试的取样时间的间隔随着所述棚下环境试验的进行越来越大。
在其中一个实施例中，还包括在所述热氧化试验之前和之后，以及在所述热氧化试验的过程中对所述合金材料样品进行称重的步骤。
在其中一个实施例中，所述热氧化试验是将所述合金材料置于坩埚中，再放置于煅烧炉中煅烧；所述坩埚在使用之前于高于所述热氧化试验的煅烧温度50℃以上的温度焙烧。
具体实施方式
为了便于理解本发明，下面将对本发明进行更全面的描述，并给出了本发明的较佳实施例。但是，本发明可以以许多不同的形式来实现，并不限于本文所描述的实施例。相反地，提供这些实施例的目的是使对本发明的公开内容的理解更加透彻全面。
除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本发明的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本发明。本文所使用的术语“和/或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的和所有的组合。
目前对于发动机结构的环境试验考核，有采用gjb-150.11a《装备实验室环境试验方法第11部分：盐雾试验》、hb-5830.12《机载设备环境试验条件及试验方法盐雾》中规定的盐雾试验方法来评价，或采用gb-13303《钢的抗氧化性能测定方法》、hb-5258《钢及高温合金的抗氧化性测定试验方法》规定的热氧化试验与评价方法来评价。然而本研发人员发现，前者方法仅使用48h或96小时盐雾试验方法作为单一手段，后者仅使用抗氧化性能测定方法作为单一手段，这些方法一方面缺乏对复杂南海大气环境的高温、高湿、高盐雾、强太阳辐射等因素的考虑，另一方面缺乏对复杂南海大气环境的高温、高湿、高盐雾、强太阳辐射等因素及涡轮叶片本身在工作过程中所处的热因素的综合考虑，故而不能满足发动机的涡轮的叶片对于南海海洋大气等高湿热海洋大气环境下的测试需求，无法准确考核航空发动机结构在实际服役状态的损伤情况，无法准确地评价发动机的涡轮的叶片耐高湿热海洋大气环境性能，不利于航空发动机涡轮叶片的研制和设计。
另外，也有针对发动机整机在盐雾腐蚀环境进行耐久性循环测试，例如mil-e-5007d与mil-e-8593a中规定发动机应按相关要求，经受每次48小时的25次循环盐雾腐蚀试验，并规定了航空发动机的盐雾喷射耐久性循环程序。这种方法虽然考虑到了盐雾与热因素对发动机的综合影响，但是同样缺乏对复杂南海大气环境的高温、高湿、高盐雾、强太阳辐射等因素及涡轮叶片本身在工作过程中所处的热因素的综合考虑，且该方法的程序复杂，并以整机状态进行试验将对发动机造成不可恢复性损坏，因此目前国内均未采用该种方法。
基于此，本研发人员首先对航空发动机的涡轮叶片在南海海洋大气这类耐高湿热海洋大气环境下的服役状态进行分析。具体地，涡轮叶片位于发动机内部，处于燃烧室后侧，与压气机叶片相比，其承受外界大气环境的影响相对较少，但工作温度更高且需承受燃烧室排出的高温高压燃气(约1000℃、1mpa以上)热腐蚀作用，叶片材料经受的热氧化、热腐蚀更为严重。也就说，航空发动机的涡轮叶片在南海海洋大气这类耐高湿热海洋大气环境下的服役状态，既会受到复杂南海大气环境的高温、高湿、高盐雾、强太阳辐射等因素的影响，又会受到发动机工作过程中的热环境的影响。因此本发明根据涡轮叶片高温合金材料单位时间内承受的南海环境损伤、热损伤量值，制定本发明棚下环境试验和热氧化试验的组合试验剖面。
进一步地，对于涡轮叶片用合金材料，利用棚下试验代表航空发动机涡轮叶片在地面停放过程中所经受了海洋环境损伤；利用高热环境试验+燃烧室排放物模拟介质涂覆的方式代表叶片在工作过程中所经受的热氧化及热腐蚀损伤过程，将模拟部位单位时间内可能承受的热损伤量值等效加载，并开展循环试验。
基于此，本发明提供了一实施方式的涡轮叶片用合金材料耐高湿热海洋大气性能的试验方法，包括以下步骤。
步骤s1、将涡轮叶片用合金材料样品在高湿热海洋大气环境中进行棚下环境试验。
步骤s2、将结束棚下环境试验后的合金材料进行燃烧室排放物模拟介质涂覆后，于氧化性氛围中煅烧，进行热氧化试验。
步骤s3、将结束热氧化试验的合金材料重复且交替进行棚下环境试验和热氧化试验。
上述试验方法，以涡轮叶片合金材料作为试验对象，并将其先在南海大气等高湿热海洋大气环境中进行棚下环境试验，使海洋环境中的高温、高湿、高盐雾、强太阳辐射等因素对合金材料的表面氧化膜例如cr2o3和al2o3造成损伤，且海洋环境中的氯离子会促进氧化膜的开裂和剥落，从而加速涡轮叶片的腐蚀失效。同时，氯离子浓度过高还会引起m-cr-al-y梯度涂层中铬元素和铝元素的快速消耗，导致合金材料的保护性氧化膜的快速剥落，致使发动机在海洋大气中短时间工作后就进入到了热腐蚀阶段，模拟了发动机的涡轮在复杂南海大气环境等高湿热海洋大气环境中的实际服役情况，通过棚下环境试验显著缩减使用寿命。在此基础上将结束棚下环境试验后的合金材料进行燃烧室排放物模拟介质涂覆后，于氧化性氛围中煅烧进行热氧化试验，以使在热氧化试验中同时伴随有热腐蚀现象，以模拟涡轮叶片合金材料在工作过程中所经受的热氧化损伤，再开展循环试验。如此该试验方法，以涡轮叶片为试验对象，避免了以发动机整机状态进行试验对发动机造成不可恢复性损坏，且综合考虑了复杂南海大气环境的高温、高湿、高盐雾、强太阳辐射等因素及涡轮叶片本身在工作过程中所处的热因素，能够满足发动机的涡轮的叶片对于南海海洋大气等高湿热海洋大气环境下的测试需求，可较准确考核航空发动机结构在实际服役状态的损伤情况，进而能够较准确地评价发动机的涡轮的叶片耐高湿热海洋大气环境性能，从而可为航空发动机涡轮叶片的研制和设计提供有利的技术支撑。
可理解，步骤s1中高湿热海洋大气环境应为能代表典型南海热带区域气候条件。优选地，步骤s1中高湿热海洋大气环境可为0°到南北纬23.5°的海洋性大气区域，指年太阳辐照量5400～5800mj/m2，年积温大于8000℃，年降雨量大于1500mm的气候炎热、湿度大的海洋性大气区域。步骤s1中棚下环境试验可在腐蚀性最高的季节开始试验，例如每年的4月～5月或9月～10月。
具体地，步骤s1棚下环境试验所用的试验棚，该试验棚为相对封闭的水泥墙壁砌成的棚子。墙壁的外侧均匀涂覆白色油漆。墙壁相对的两面外墙上相对的位置设有百叶窗，以使棚内与棚外大气保持相通。百叶窗上格栅在外侧至内侧的方向上向上倾斜设置，以避免直接形成强对流。墙壁上还设有门，门上也可设有百叶窗。
优选地，气候环境条件等级相当于gjb2770规定的k4级(k4级包括部分直接与户外大气相通的场所，一般规定高温为40℃，低温为-25℃，相对湿度为10％～80％)。试验棚设置在暴露场内或紧靠暴露场地的同一平面，周围应空旷，10m之内不应有障碍物。环境因素监测场(点)应设在试验棚内紧靠试验区的地方
优选地，由于发动机的涡轮的叶片高温合金材料的特殊性和经济性，选用样品尺寸不易过大，对于发动机的涡轮叶片为裸材试样，试验样品表面面积不应小于2500mm2，各边长应为50mm的整数倍，要求长宽比例应在(2～1):1范围内。对于发动机的涡轮叶片为含涂层试样，规格宜为40mm×20mm。更优选地，对于发动机涡轮叶片试验样品，可在上述尺寸和面积适当向下调整。
在其中一个实施例中，单次棚下环境试验的暴露时间为6个月～12个月；单次热氧化试验的煅烧保温时间为150h～200h；棚下环境试验的暴露时间和热氧化试验的煅烧保温时间的总时长不小于3年。如此进一步通过控制单次棚下环境试验和热氧化试验的时间及总试验时长，可提高试验考核航空发动机结构在实际服役状态的损伤情况的准确性，进而提高评价发动机的涡轮的叶片耐高湿热海洋大气环境性能的准确性。
在其中一个实施例中，涡轮叶片用合金材料样品竖直放置。试验样品之间或试验样品与可能影响其腐蚀性能的任何材料之间不能直接接触，采用绝缘材料制作的夹具、钩子将其隔开。
在其中一个实施例中，燃烧室排放物模拟介质涂覆的介质为混合盐溶液，混合盐溶液为质量比3:1的无水硫酸钠和无水氯化钠的饱和水溶液。具体地，燃烧室排放物模拟介质在合金材料样品上的涂覆量为3mg/cm2～5mg/cm2。在置于煅烧炉中之前，采用上述涂覆量进行燃烧室排放物模拟介质涂覆，可进一步保证热氧化试验中热腐蚀现象的发生。
评价指标体系是涡轮叶片高温合金材料南海大气-热环境组合试验的重要组成部分，但涡轮叶片高温合金材料的损伤表现形式却有多种，有耐蚀性、表面形貌、附着力、孔隙率、硬度、厚度、光泽度、色差等多种性能指标，如何选取合适的性能指标来对涡轮叶片高温合金材料的损伤程度进行准确评价是一个关键问题。具体地，本发明采用如下性能指标来对涡轮叶片高温合金材料的损伤程度进行准确评价。
上述试验方法还包括在步骤s1的过程中，对棚下环境试验中的合金材料样品每个月至少拍照一次的步骤。可理解，此处的拍照可为普通的宏观形貌拍照也可为微观观察所需的拍照，例如普通相机拍照或扫描电镜拍照或透射电镜拍照等等，以此来表征棚下环境试验合金材料的外观形貌变化。具体地例如，通过扫描电镜观察高温合金截面晶界和晶内微观腐蚀形貌，利用edx/epma等表征晶界和晶内的产物成分元素分布和元素富集状况。
上述试验方法还包括在步骤s1的过程中，还包括对棚下环境试验中的合金材料进行腐蚀电化学测试的步骤。其中，腐蚀电化学测试可包括腐蚀产物分析，涂层综合评级等方法，其中腐蚀电化学测试所用的腐蚀液为西沙大气腐蚀模拟液，其含有0.1wt％nacl、0.05wt％cacl2及0.05wt％na2so4。
具体地，腐蚀性电化学测试的取样时间的间隔随着棚下环境试验的进行越来越大，即取样间隔按照前密后疏的方式，例如可在大气环境测试的总时长的第1月、第3月、第6月、第12月、第18月、第24月、第36月等进行测试。
具体地，在步骤s1中，对合金材料的测试，在静强度指标上，根据样品关键性能指标要求，选择拉伸强度、延伸率等静强度指标进行评价。在功能性指标上，根据样件热性能指标要求，采用增重法及表面、截面观察法(宏观形貌、微观观察)进行测试，对典型体系进行腐蚀-氧化动力学曲线表征。
上述试验方法还包括在每次热氧化试验之前和热氧化试验之后进行学、涂层性能、显微分析等测试的步骤，以进一步完善评价指标体系，提高该试验方法评价准确性。
可理解，热氧化试验的设备试验区域内各点温度应均匀，与规定温度的偏差不得超过±5℃。试验设备使用的温度调节装置及测温仪表应精确，测温精度不高于±1℃。试样在空气介质中进行试验，试验设备应设有专门空气流通结构或组件，以便空气自由进入；在特殊气体介质中试验时，应保证通往各试样气体的速度不变。根据试验温度不同，应分别采用高质量且具有足够容积的瓷坩埚、高铝坩埚、石英坩埚或铂金坩埚，以便试样完全装入而防止在试验过程中腐蚀产物落于坩埚外面。
航空发动机涡轮叶片主要是将燃烧的高温高能气体能量转换成涡轮转子的动能，带动压气机持续工作；不同部位/状态涡轮叶片所对应的环境条件各不相同，在开展南海大气-热环境组合试验时，需要针对不同部位/状态叶片的环境条件特点，设计贴近发动机叶片大气、热环境实际损伤特点的组合试验剖面，确定试验关键参数及流程。在其中一个实施例中，当涡轮叶片用合金材料样品为高压涡轮叶片所用的高温合金材料时，热氧化试验的煅烧温度为1500℃～1700℃；
当涡轮叶片用合金材料样品为低压涡轮叶片所用的高温合金材料，热氧化试验的煅烧温度为1000℃～1200℃。
其中高温合金材料，是指以铁、镍、钴为基，能在600℃以上的高温及一定应力作用下长期工作的一类金属材料，具有优异的高温强度，良好的抗氧化和抗热腐蚀性能，良好的疲劳性能、断裂韧性等综合性能，又被称为“超合金，”主要应用于航空航天领域和能源领域。
在其中一个实施例中，还包括在热氧化试验之前和之后，以及在热氧化试验的过程中对合金材料进行称重的步骤。具体地，采用间断称量法，测定样品在高温氧化条件下的增重与时间的关系。例如称重时间分别在热氧化测试的总煅烧时长的第100h、第200h、第300h、第400h、第500h时及每次热氧化试验之前和之后的时间点，称重时间点如有需要可增加到更多。
优选地，步骤s2进行热氧化试验时，将合金材料置于坩埚中，再放置于煅烧炉中，以进行热氧化试验；坩埚在使用之前在高于热氧化试验的煅烧温度50℃以上的温度焙烧，以去除其中的水分及杂质。具体地，合金材料试样放置在坩埚内并尽量少接触坩埚壁，避免面接触；试验时将坩埚放于耐火砖上准备装炉；炉温升至预定温度后，进行装炉，当炉温再次达到预定温度后开始计算保温时间。
以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。