一种工作叶片热障涂层服役载荷的等效加载装置及方法与流程

本发明涉及航空发动机涡轮工作叶片热障涂层的测试领域，特别涉及一种工作叶片热障涂层服役载荷的等效加载装置及方法。

背景技术：

热障涂层作为提升航空发动机服役温度最切实可行的办法，已成为航空发动机与燃气轮机不可缺少的热防护材料。热障涂层的主要应用对象是涡轮导向叶片、工作叶片、燃烧室等高温部件，对导向叶片、燃烧室等静止件热障涂层而言，主要面临带颗粒、腐蚀介质的高温燃气热冲击载荷作用，而对工作叶片热障涂层而言，除了面临与静止件相似的高温燃气冲击，还需要受到叶片高速旋转与燃气交互作用后形成的湍流、尾迹、热斑等载荷。这些载荷对涂层变形、失效的影响，对热障涂层破坏机制的研究与优化设计十分关键。因此，对其服役载荷的模拟是这一研究领域的关注重点。

目前，国内外针对热障涂层高温燃气冲击的服役环境，建设有相应的模拟加载技术与装置，如美国nasa研制的马赫数为0.3-1的高速燃气模拟装置、德国国家能源研究中心研制的带颗粒冲蚀的燃气热冲击装置、湘潭大学研制的带颗粒冲蚀、腐蚀介质的导向叶片热障涂层模拟与测试装置等，均已实现了高温燃气热冲击、甚至颗粒冲蚀以及腐蚀的模拟。但这些装置中，均没有实现对高温旋转与高温交互作用后尾迹、湍流、热斑等载荷的模拟。

技术实现要素：

本发明实施例的目的是提供一种工作叶片热障涂层服役载荷的等效加载装置，通过采用沿燃气通道周向设置的多个喷枪，模拟了航空发动机的真实工作环境，喷枪产生的高温高速气体在喷至工作叶片的过程中与导向叶片互相作用，产生尾流、湍流和热斑，同时通过拉力加载机构对工作叶片进行拉伸，实现了工作叶片热障涂层离心力、高温燃气冲击、热斑、尾迹、湍流等载荷的模拟，提高了模拟航空发动机真实工作环境对工作叶片的仿真程度，对航空发动机叶片的生产和安全检测具有极高的价值。

为解决上述技术问题，本发明实施例的第一方面提供了一种工作叶片热障涂层服役载荷的等效加载装置，包括：涡轮模型、拉力加载机构、喷枪、燃气通道、驱动机构和控制模块；所述燃气通道为环形筒状结构；所述喷枪为多个，沿圆周方向均匀分布在所述燃气通道的一端；所述涡轮模型包括：导向叶片组件和工作叶片组件，所述导向叶片组件与所述燃气通道的另一端密封连接，且与所述驱动机构动力连接；所述工作组件设置于所述导向叶片组件远离所述燃气通道的一侧，且套设于所述驱动机构的输出轴上，所述工作叶片组件与所述驱动机构的输出轴沿径向间隙配合；所述导向叶片组件包括：多个沿圆周方向分布的导向叶片，其位置与所述燃气通道出气口位置相对应；所述工作叶片组件包括一个工作叶片，所述工作叶片的位置与所述燃气通道出气口的位置相对应；所述导向叶片和工作叶片上涂覆有热障涂层；所述拉力加载机构与所述工作叶片连接，用于对所述工作叶片施加沿径向的预设拉力；所述控制模块分别与所述喷枪和所述驱动机构电连接，用于控制所述喷枪产生的气流的温度和速度，以及控制所述驱动机构的输出轴的转速。

进一步地，所述控制模块还用于控制所述喷枪沿所述燃气通道的切向转动，所述喷枪与所述燃气通道轴向的夹角为预设角度。

进一步地，所述预设角度的范围为0°-45°。

进一步地，所述燃气通道内设置有多个隔板，所述隔板位于相邻两个所述喷枪之间，沿所述燃气通道的轴向延伸。

进一步地，所述导向叶片为圆柱状结构，其沿所述驱动机构的输出轴的径向延伸。

进一步地，所述导向叶片组件还包括：导向叶片涡轮盘和机匣；所述导向叶片涡轮盘固定套设于所述驱动机构的输出轴上；所述机匣套设在所述导向叶片涡轮盘的圆周上，其与所述导向叶片涡轮盘之间形成环形的通道，所述通道的位置与所述燃气通道的位置相对应；所述导向叶片位于所述环形通道内，其一端与所述导向叶片涡轮盘连接，另一端与所述机匣保持预设距离。

进一步地，所述工作叶片组件还包括：工作叶片涡轮盘，套设于所述驱动机构的输出轴上，其与所述驱动机构的输出轴沿径向间隙配合；所述工作叶片位于所述工作叶片涡轮盘的圆周上。

进一步地，所述工作叶片组件还包括：固定件，所述固定件与所述工作叶片涡轮盘固定连接，用于将所述工作叶片涡轮盘固定到预设位置。

进一步地，所述固定件位于所述工作叶片与所述工作叶片涡轮盘中心连线的延长线上。

进一步地，所述驱动机构的输出轴与所述导向叶片组件通过减速器同轴连接。

本发明实施例的第二方面提供了一种工作叶片热障涂层服役载荷的等效加载方法，包括如下步骤：

s100，驱动机构获取控制模块中预先设置的预设转速，使得所述驱动机构的输出轴基于所述预设转速进行相应转动，并通过工作叶片涡轮盘带动所述工作叶片转动；

s200，喷枪获取所述控制模块预设温度和预设速度，并基于所述预设温度和预设速度产生相应的气流；

s300，拉力加载机构获取所述控制模块预设拉力，并基于所述预设拉力对工作叶片进行拉伸。

进一步地，所述等效加载方法还包括：

s210，所述喷枪获取所述控制模块预设转动角度，并基于预设转动角度沿燃气通道的切向转动。

进一步地，所述预设转速的数值范围为0r/min-30000r/min。。

进一步地，所述预设温度的数值范围为900℃-1500℃；和/或所述预设速度的数值范围为0ma-2ma。

进一步地，所述预设拉力的数值范围为0mpa-300mpa。

本发明实施例的上述技术方案具有如下有益的技术效果：

通过采用沿燃气通道周向设置的多个喷枪，模拟了航空发动机的真实工作环境，喷枪产生的高温高速气体在喷至工作叶片的过程中与导向叶片互相作用，产生尾流、湍流和热斑，同时通过拉力加载机构对工作叶片进行拉伸，实现了工作叶片热障涂层离心力、高温燃气冲击、热斑、尾迹、湍流等载荷的模拟，提高了模拟航空发动机真实工作环境对工作叶片的仿真程度，对航空发动机叶片的生产和安全检测具有极高的价值。

附图说明

图1是本发明实施例提供的等效加载装置的原理图；

图2是本发明实施例提供的涡轮模型的主视图；

图3是本发明实施例提供的涡轮模型的侧视图；

图4是本发明实施例提供的等效加载方法的流程图。

附图标记：

1、涡轮模型，11、导向叶片组件，111、导向叶片，112、导向叶片涡轮盘，113、机匣，114、通道，12、工作叶片组件，121、工作叶片，122、工作叶片涡轮盘，123、固定件，2、喷枪，3、燃气通道，31、隔板、4、驱动机构。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面结合具体实施方式并参照附图，对本发明进一步详细说明。应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本发明的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。

图1是本发明实施例提供的等效加载装置的原理图。

图2是本发明实施例提供的涡轮模型的结构示意图。

图3是本发明实施例提供的涡轮模型的侧视图。

请参照图1、图2和图3，本发明实施例的第一方面提供一种工作叶片热障涂层服役载荷的等效加载装置，包括：涡轮模型1、拉力加载机构、喷枪2、燃气通道3、驱动机构4和控制模块；燃气通道3为环形筒状结构；喷枪2为多个，沿圆周方向均匀分布在燃气通道3的一端；涡轮模型1包括：导向叶片组件11和工作叶片组件12，导向叶片组件11与燃气通道3的另一端密封连接，且与驱动机构4动力连接；工作叶片组件12设置于导向叶片组件11远离燃气通道3的一侧，且套设于驱动机构4的输出轴上，工作叶片组件12与驱动机构4的输出轴沿径向间隙配合；导向叶片组件11包括：多个沿周向均匀分布的导向叶片111，其位置与燃气通道3出气口位置相对应；工作叶片组件12包括一个工作叶片121，工作叶片121的位置与燃气通道3出气口的位置相对应；导向叶片111和工作叶片121上涂覆有热障涂层；拉力加载机构与工作叶片121连接，用于对工作叶片121施加沿径向的预设拉力；控制模块分别与喷枪2和所述驱动机构4电连接，用于控制所述喷枪2产生的气流的温度和速度，以及控制所述驱动机构4的输出轴的转速。本发明通过采用沿燃气通道周向设置的多个喷枪，模拟了航空发动机的真实工作环境，喷枪产生的高温高速气体在喷至工作叶片的过程中与导向叶片互相作用，产生尾流、湍流和热斑，同时通过拉力加载机构对工作叶片进行拉伸，实现了工作叶片热障涂层离心力、高温燃气冲击、热斑、尾迹、湍流等载荷的模拟，提高了模拟航空发动机真实工作环境对工作叶片的仿真程度，对航空发动机叶片的生产和安全检测具有极高的价值。

控制模块通过控制喷枪2产生预设温度和预设速度的气流，可对燃气通道3内高温高速气流的物性参数及马赫数进行精确调整，从而满足不同型号燃气涡轮发动机涡轮叶片lto循环典型工况的性能测试实验要求。具体地，燃气膨胀产生的汽流速度取决于喷枪2中燃料气的质量流量和压力，这两个参数又进一步决定了火焰的燃烧温度，因此，控制模块通过控制喷枪2中燃料气的质量流量和压力，以产生预设温度和预设速度的气流。

在本发明实施例的一个实施方式中，控制模块还用于控制喷枪2沿燃气通道3的切向转动，其与燃气通道3轴向的夹角为预设角度。

可选的，相对燃气通道3的轴向，喷枪2沿燃气通道3切向转动角度的数值范围为-45°～45°，此范围可以模拟在航空发动机在真实工作环境中各个方向的高温气流，提高了测试的准确性和有效性。

在本发明实施例的一个实施方式中，燃气通道3内设置有多个隔板41，隔板41位于相邻两个喷枪2之间，沿燃气通道3的轴向延伸。隔板41可以将相邻的两个喷枪2的喷射气流隔开，防止了相邻的喷枪2的高温高速气流互相干扰，提高了模拟环境与航空发动机真实工作环境的一致性，提高了测试的准确性。

在本发明实施例的一个实施方式中，导向叶片111为圆柱状结构，其沿驱动机构4的输出轴的径向延伸。可以通过调整圆柱状导向叶片11的形状和间距，产生和翼型体一样的剪切力，从而达到靠近工作叶片12侧的尾迹结构相同，来模拟不同型号涡轮叶片所产生的尾迹。

可选的，导向叶片组件11还包括：导向叶片涡轮盘112和机匣113；导向叶片涡轮盘11固定套设于驱动机构4的输出轴上；机匣113套设在导向叶片涡轮盘112的圆周上，其与导向叶片涡轮盘112之间形成环形的通道114，通道114的位置与燃气通道3的位置相对应；导向叶片111位于通道114内，其一端与导向叶片涡轮盘112连接，其另一端与机匣113保持预设距离。

在本发明实施例的一个实施方式中，预设距离为1mm。

可选的，工作叶片组件12还包括：工作叶片涡轮盘122，套设于驱动机构4的输出轴上，其与驱动机构4的输出轴沿径向间隙配合；工作叶片121位于工作叶片涡轮盘122的圆周上。工作叶片涡轮盘122与导向叶片涡轮盘112平行且同轴。

工作叶片组件12还包括：固定件123，固定件123与工作叶片涡轮盘122固定连接，用于将工作叶片涡轮盘122固定到预设位置。拉力加载机构给工作叶片121施加一个径向的拉力，模拟航空发动机工作过程中，工作叶片高速旋转产生的离心力。为模拟出工作叶片121高速旋转的离心力，工作叶片121一端通过工作叶片涡轮盘122与固定件123连接，另一端与拉力加载机构连接。可选的，固定件123与试验装置的基座连接，保证工作叶片121通过拉力加载机构准确地模拟出高速旋转的离心力；同时，固定件123给涡轮模型1的工作叶片组件12提供一个支撑力，使工作叶片组件12相对于其他装置保持稳定。

可选的，固定件123位于工作叶片121与工作叶片涡轮盘122中心连线的延长线上。

可选的，喷枪2为超音速喷枪。超音速喷枪一般由燃烧室、喷嘴和等截面长喷管三部分组成，利用丙烷、丙烯等碳氢系或氢气和高压氧气在燃烧室中燃烧，产生高温、高速的燃烧焰流，焰流速度可达五马赫以上，可以模拟出航空发动机在亚音速或超音速工作状态时的各种真实环境。

在本发明实施例的一个实施方式中，驱动机构4的输出轴与涡轮模型1之间还串联有减速器。减速器的一端与驱动机构4的输出轴连接，另一端与涡轮模型1连接。可选的，减速器为减速齿轮组。

可选的，喷枪2包括但不限于超音速燃气喷枪，还可以为燃油喷枪。

可选的，喷枪2的喷嘴直径范围为φ5mm-φ60mm。

优选的，喷枪2的喷嘴直径为φ10mm、φ20mm、φ30mm、φ40mm或者φ50mm中的一种。

图4是本发明实施例提供的等效加载方法的流程图。

请参照图4，本发明实施例的第二方面提供了一种工作叶片热障涂层服役载荷的等效加载方法，包括如下步骤：

s100，驱动机构4获取控制模块中预先设置的预设转速，使得驱动机构4的输出轴基于预设转速进行相应转动，并通过工作叶片涡轮盘122带动工作叶片转动。

s200，喷枪2获取控制模块预设温度和/或预设速度，并基于预设温度和/或预设速度产生相应的气流。

s210，喷枪2获取控制模块预设转动角度，并基于预设转动角度沿燃气通道3的切向转动。

s300，拉力加载机构获取控制模块预设拉力，并基于预设拉力对工作叶片121进行拉伸。

可选的，在执行步骤s100之前，预先设定控制模块中的各个参数，包括：驱动机构4的输出轴的转速、和/或喷枪2喷射气流的温度与速度、和/或拉力加载机构的拉力值、和/或喷枪2沿燃气通道3的切向的转动角度。

可选的，喷枪2沿燃气通道3的切向转动角度的数值范围为-45°～45°。此范围可以模拟在航空发动机在真实工作环境中各个方向的高温气流，提高了测试的准确性和有效性。

可选的，预设转速的数值范围为0r/min-30000r/min。由于该等效加载装置，是通过涡轮模型中的导向叶片111旋转，工作叶片121与拉力加载机构连接，模拟航空发动机的工作叶片实际运行时所受到的拉伸力，由于涡轮模型中导向叶片111为模拟出与工作叶片121相对的转速，需要较高的转速，但转速越大，离心力越大，危险性就越大。因此，本实施例的预设转速取0r/min-30000r/min，该转速范围既满足了导向叶片111相对于工作叶片121的转速要求，能够适用不同的涡轮模型，又能保证该等效加载装置的安全性。

可选的，预设温度的数值范围为900℃-1500℃。

可选的，预设速度的数值范围为0ma-2ma。

可选的，预设拉力的数值范围为0mpa-300mpa。

本发明实施例的第一方面旨在保护一种工作叶片热障涂层服役载荷的等效加载装置，包括：涡轮模型、拉力加载机构、喷枪、燃气通道、驱动机构和控制模块；燃气通道为环形筒状结构；喷枪为多个，沿圆周方向均匀分布在燃气通道的一端；涡轮模型包括：导向叶片组件和工作叶片组件，导向叶片组件与燃气通道的另一端密封连接，且与驱动机构动力连接；工作组件设置于导向叶片组件远离燃气通道的一侧，且套设于驱动机构的输出轴上，工作叶片组件与驱动机构的输出轴沿径向间隙配合；导向叶片组件包括：多个沿圆周方向均匀分布的导向叶片，其位置与燃气通道出气口位置相对应；工作叶片组件包括一个工作叶片，工作叶片的位置与燃气通道出气口的位置相对应；导向叶片和工作叶片上涂覆有热障涂层；拉力加载机构与工作叶片连接，用于对工作叶片施加沿径向的预设拉力；控制模块分别与喷枪和驱动机构电连接，用于控制喷枪产生的气流的温度和速度，以及控制驱动机构的输出轴的转速。。本发明实施例的第二方面旨在保护一种工作叶片热障涂层服役载荷的等效加载，包括如下步骤：利用控制模块控制驱动机构的输出轴以预设转速转动，并通过导向叶片涡轮盘带动导向叶片转动；利用控制模块控制喷枪产生预设温度和预设速度的气流；利用控制模块控制拉力加载机构对工作叶片施加沿径向的预设拉力。上述技术方案具备如下效果：

通过采用沿燃气通道周向设置的多个喷枪，模拟了航空发动机的真实工作环境，喷枪产生的高温高速气体在喷至工作叶片的过程中与导向叶片互相作用，产生尾流、湍流和热斑，同时通过拉力加载机构对工作叶片进行拉伸，实现了工作叶片热障涂层离心力、高温燃气冲击、热斑、尾迹、湍流等载荷的模拟，提高了模拟航空发动机真实工作环境对工作叶片的仿真程度，对航空发动机叶片的生产和安全检测具有极高的价值。

应当理解的是，本发明的上述具体实施方式仅仅用于示例性说明或解释本发明的原理，而不构成对本发明的限制。因此，在不偏离本发明的精神和范围的情况下所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。此外，本发明所附权利要求旨在涵盖落入所附权利要求范围和边界、或者这种范围和边界的等同形式内的全部变化和修改例。