本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种热障涂层高温冲蚀的检测方法。
背景技术：
热障涂层是一层陶瓷涂层,它沉积在高温金属或超合金的表面,由承受机械载荷的镍基高温合金基底、增强结合力且抗氧化的中间过渡层、隔热的陶瓷涂层以及制备或服役时形成的界面氧化层组成，用于保护基底材料,使得用其制成的发动机涡轮叶片能在1600℃的高温下运行。热障涂层的应用不仅可以提高基体抗高温腐蚀能力,进一步提高发动机工作温度,而且可以减少燃油消耗、提高效率、延长热端部件的使用寿命。据统计，全球热障涂层市场在2016年的估值为12.86亿美元，预计至2024年将达到22.3亿美元，在预测期内达到6.7％的cagr(复合年均增长率)，市场需求巨大。
热障涂层各层成分、界面微观结构极为复杂，各层之间热力学性能差异较大，且应用有热障涂层的热端部件服役环境极其恶劣，造成涂层在无法预知的情况下发生开裂、剥落而失效。造成热障涂层剥落失效的关键环境因素之一是高温气流冲刷和飞行过程中硬质颗粒碰撞的耦合作用，即高温冲蚀。高温冲蚀会造成涂层发生减薄、密实、脱落等失效，为研究热障涂层冲蚀的破坏机制，评估涂层寿命，需要模拟粒子在高温下的冲蚀环境，但传统的发动机试车方法耗资巨大，效率低，检测困难，还存在如下缺陷：
1、不是针对热障涂层而进行的检测，没有针对性，不能模拟或准确模拟航空发动机服役时热障涂层经受高温冲蚀的工况，如温度，冲蚀颗粒大小、角度和流量等。
2.没有针对样品实时检测，不能实时监控模拟环境下样品温度与形貌。
3.没有样品评价手段，不能确定样品失效程度。
技术实现要素：
(一)发明目的
本发明的目的是提供一种热障涂层高温冲蚀的检测方法，通过模拟航空发动机工作状态下的高温冲蚀环境，对热障涂层进行高温冲蚀检测，并根据冲蚀前后样品的质量变化计算出热障涂层的冲蚀速率，或者根据冲蚀前后热障涂层的面积变化计算热障涂层剩余面积与热障涂层初始面积的比值，该比值用于评价热障涂层的失效程度，进而评估热障涂层的寿命，为热障涂层材料的研究提供了可靠的依据，提高了热障涂层受高温冲蚀影响的检测效率，节约了检测成本，解决了传统的发动机试车方法耗资巨大，效率低，检测困难的技术问题。
(二)技术方案
为解决上述问题，本发明提供了一种热障涂层高温冲蚀的检测方法，包括：获取样品的初始质量或样品表面的热障涂层初始面积，所述样品表面涂覆有所述热障涂层；向固定在预设位置的所述样品的表面喷射高温焰流；在所述样品表面温度达到第一预设温度，且所述高温焰流与所述样品表面之间的夹角为预设角度时，向所述高温焰流中掺杂冲蚀颗粒，对所述样品表面的热障涂层进行高温冲蚀；获取高温冲蚀后的所述样品的剩余质量或所述样品表面的热障涂层剩余面积；基于所述样品的初始质量和剩余质量计算所述样品表面的热障涂层的冲蚀速率，或者基于所述样品表面的热障涂层初始面积和热障涂层剩余面积，计算所述热障涂层剩余面积与热障涂层初始面积的比值。
进一步，在对所述样品表面的热障涂层进行高温冲蚀的同时或者之后，还包括：通过冷却气源对所述样品进行冷却。
进一步，所述样品包括试片级样品和叶片级样品；其中，所述样品为试片级样品时，所述通过冷却气源对所述样品进行冷却的步骤包括：将所述冷却气源通过冷却通道垂直吹向所述试片级样品的背面；所述样品为叶片级样品时，所述通过冷却气源对所述样品进行冷却的步骤包括：将所述冷却气源垂直吹入所述叶片级样品的冷却通道中。
进一步，所述冷却气源为压缩空气，所述冷却气源的压力范围为0.1-1mpa，所述冷却气源的流量范围为0-100l/min。
进一步，所述高温焰流的生成步骤包括：将煤油增压至预设压力，并进行雾化，得到雾化煤油；将所述雾化煤油与氧气混合，得到燃料气源；将所述燃料气源在超音速喷枪内点燃，生成所述高温焰流。
进一步，所述雾化煤油的流量范围为3-6l/h；所述氧气的流量范围为130-250l/min；和/或，所述氧气的压力范围为0.8-2.4mpa，所述氧气的压力比所述雾化煤油的压力高0.2mpa。
进一步，所述第一预设温度的范围为900-1500℃；和/或所述预设角度的范围为0-90°。
进一步，所述冲蚀颗粒为硬质颗粒，其直径范围为2-400μm。
进一步，所述冲蚀颗粒的输送速率的范围为0-10g/min。
进一步，所述计算所述样品表面的热障涂层的冲蚀速率的方法按每单位冲蚀颗粒所导致的样品损失的质量计算，所述冲蚀速率的计算公式为：
式中，r表示冲蚀速率，单位无量纲；m表示样品的初始质量，单位为克(g)；m表示高温冲蚀后样品的剩余质量，单位为克(g)；a表示冲蚀颗粒的输送速率，单位为克每分钟(g/min)；h表示冲蚀时间，单位为分钟(min)。
进一步，所述热障涂层高温冲蚀的检测方法还包括：基于所述样品表面的热障涂层的冲蚀速率和冲蚀时间作二维数据点图，其中，横坐标为冲蚀时间，纵坐标为冲蚀速率。
(三)有益效果
本发明的上述技术方案具有如下有益的技术效果：
本发明提供的热障涂层高温冲蚀的检测方法，可准确模拟航空发动机工作状态下的高温冲蚀环境，对热障涂层进行高温冲蚀检测，并根据冲蚀前后样品的质量变化计算样品表面的热障涂层的冲蚀速率，该热障涂层的冲蚀速率用于评价热障涂层抵抗高温冲蚀的能力；同时通过二维数据点图综合了冲蚀颗粒的粒径、冲蚀颗粒的输送速率、冲蚀时间和冲蚀角度对热障涂层的冲蚀速率的影响，使得对热障涂层的冲蚀速率的评价更为科学合理；还可以根据样品表面的热障涂层面积变化，计算热障涂层剩余面积与热障涂层初始面积的比值，该比值用于评价热障涂层的失效程度，进而评估热障涂层的寿命。本发明提供的热障涂层高温冲蚀的检测方法，为热障涂层材料的研究提供了可靠的依据，提高了热障涂层受高温冲蚀影响的检测效率，节约了检测成本，解决了传统的发动机试车方法耗资巨大，效率低，检测困难的技术问题。
附图说明
图1是本发明实施例提供的热障涂层高温冲蚀的检测装置的组成示意图；
图2是本发明实施例提供的热障涂层高温冲蚀的检测方法的流程图；
图3是本发明实施例1提供的试片级样品的表面形貌随冲蚀时间的变化情况示意图；
图4是本发明实施例2提供的试片级样品在不同冲蚀角度时表面的热障涂层的冲蚀速率随冲蚀时间的变化曲线示意图；
图5是本发明实施例3提供的高温冲蚀检测过程中叶片级样品表面的热障涂层的涂层状态示意图。
附图标记：
1、夹具，2、超音速喷枪，3、煤油容器，4、氧化剂容器，5、送粉器，6、冲蚀颗粒容器，7、冷却通道，8、ccd工业相机，9、红外测温仪，10、热电偶，11、数据采集和控制模块，12、样品。
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。
在介绍本发明的热障涂层高温冲蚀的检测方法之前，首先对本发明实施例提供的热障涂层高温冲蚀的检测装置的组成进行简单介绍。
图1是本发明实施例提供的热障涂层高温冲蚀的检测装置的组成示意图。
请参照图1，本发明实施例提供的热障涂层高温冲蚀的检测装置，包括：夹具1、超音速喷枪2、煤油容器3、氧化剂容器4、送粉器5、冲蚀颗粒容器6、冷却通道7、ccd工业相机8、红外测温仪9、热电偶10、数据采集和控制模块11、样品12。
夹具1用于夹持样品12，以将样品12固定在预设位置。
超音速喷枪2用于产生高温焰流，其位于夹具1的一侧，与样品12的位置相对应。
本实施例中，超音速喷枪2与样品表面之间的夹角设置为能够调整，使得高温焰流与样品表面之间的夹角为预设角度。具体地，可通过超音速喷枪2转动或者样品12转动实现高温焰流与样品表面之间的夹角的调整，其中，样品12的转动可通过夹具1转动带动样品12转动，也可以是样品12自身相对于夹具1转动。
可选的，超音速喷枪2设置为能够相对于夹具1移动，通过超音速喷枪2移动调节超音速喷枪2与样品12之间的距离，用于调节样品表面的温度。
燃油容器3和氧化剂容器4分别与超音速喷枪2的燃料入口连通，燃油容器3用于将煤油增压并雾化得到雾化煤油，氧化剂容器4用于提供氧气，雾化煤油和氧气分别通过管道输送至超音速喷枪2的燃料入口并混合形成燃料气源。
送粉器5与冲蚀颗粒容器6连通，且与超音速喷枪2连通，用于将冲蚀颗粒容器6内的冲蚀颗粒输送至超音速喷枪2产生的高温焰流中，进行掺杂。
冲蚀颗粒容器6用于容纳冲蚀颗粒。
冷却通道7设置在夹具1的另一侧，其出口与样品12的位置相对应，用于输送冷却气源对样品12进行冷却。样品12为试片级样品时，冷却通道7的出口与试片的背面(即试片远离高温焰流的一面)位置相对应；样品12为叶片级样品时，冷却通道7的出口与叶片的冷却通道位置相对应。
ccd工业相机8用于实时观察样品12的表面状态。
红外测温仪9与超音速喷枪2位于夹具1的同一侧，用于测量样品12正面温度(即样品12靠近高温焰流的一面的表面温度)。
热电偶10与样品12的背面连接，用于测量样品12背面温度(即样品12远离高温焰流的一面的表面温度)。
数据采集和控制模块11，分别与超音速喷枪2、ccd工业相机8、红外测温仪9和热电偶10通信连接，用于调节超音速喷枪2与样品之间的距离和夹角，以及获取ccd工业相机8、红外测温仪9和热电偶10检测到的图像和数据。在样品表面温度和高温焰流的角度符合设定条件时，控制送粉器5向高温焰流中掺杂冲蚀颗粒，以对样品12进行高温冲蚀，并在高温冲蚀过程中，控制ccd工业相机8实时获取样品12的表面状态。数据采集和控制模块11还可以控制冲蚀颗粒的输送速率、燃料气源的流量、冲蚀时间等。冷却过程主要是通过数据采集和控制模块11，调节输入冷却通道中的压缩空气的流量和压力从而实现对样品的冷却和控制。
图2是本发明实施例提供的热障涂层高温冲蚀的检测方法的流程图。
请参照图2，本发明实施例提供的一种热障涂层高温冲蚀的检测方法，包括：
s1，获取样品的初始质量或样品表面的热障涂层初始面积，其中，该样品表面涂覆有热障涂层。
s2，向固定在预设位置的样品的表面喷射高温焰流。
其中，在步骤s2之前还包括步骤：将样品固定在预设位置。
可选的，利用夹具将样品固定在预设位置。
在本实施例中，高温焰流的生成步骤包括：
s21，将煤油增压至预设压力，并进行雾化，得到雾化煤油。
可选的，煤油为航空煤油。具体地，目前航空发动机中，采用的主要燃料为航空煤油，为充分模拟航空发动机叶片表面的热障涂层所经受的燃烧和气流环境，采用航空煤油为最佳选择，但本发明不以此为限制，本实施例中的高温焰流也可以通过其他燃料燃烧生成。
可选的，预设压力的范围为0.6-1.2mpa。预设压力取这个范围，可准确模拟发动机服役环境下热障涂层工况。
可选的，预设压力包括但不限于0.6mpa、0.7mpa、0.8mpa、0.9mpa、1.0mpa、1.1mpa、1.2mpa。
可选的，煤油通过n2增压至0.6-1.2mpa，随后通过液体雾化装置对煤油进行雾化，得到雾化煤油。
s22，将雾化煤油与氧气混合，得到燃料气源。
s23，将燃料气源在超音速喷枪内点燃，生成高温焰流。
可选的，雾化煤油的流量范围为3-6l/h。雾化煤油的流量太小，火焰产生的焰流不够饱满，燃烧温度太低；雾化煤油的流量太大，燃烧的温度太高，对超音速喷枪产生的压力大，同时也需要更大的氧气流量和压力。雾化煤油的流量取这个范围，可准确模拟发动机服役环境下热障涂层工况。
可选的，雾化煤油的流量包括但不限于3l/h、3.5l/h、4l/h、4.5l/h、5l/h、5.5l/h、6l/h。
可选的，氧气的流量范围为130-250l/min。氧气的流量太小，导致焰流不饱满，燃烧温度太低；氧气的流量太大，导致火焰不稳定；氧气的流量取这个范围，可准确模拟发动机服役环境下热障涂层工况。
可选的，氧气的流量包括但不限于130l/min、140l/min、150l/min、160l/min、170l/min、180l/min、190l/min、200l/min、210l/min、220l/min、230l/min、240l/min、250l/min。
可选的，氧气的压力范围为0.8-2.4mpa，氧气的压力为比雾化煤油的压力高0.2mpa。氧气的压力范围是根据航空发动机服役环境模拟工况的参数确定的，将氧气的压力设置为比雾化煤油的压力高0.2mpa，是为了防止雾化煤油倒吸，以保证检测过程的安全性。
可选的，氧气的压力包括但不限于0.8mpa、0.9mpa、1.0mpa、1.1mpa、1.2mpa、1.3mpa、1.4mpa、1.5mpa、1.6mpa、1.7mpa、1.8mpa、1.9mpa、2.0mpa、2.1mpa、2.2mpa、2.3mpa、2.4mpa。s3，在样品表面温度达到第一预设温度，且高温焰流与样品表面之间的夹角为预设角度时，向高温焰流中掺杂冲蚀颗粒，对样品表面的热障涂层进行高温冲蚀。
可选的，第一预设温度的范围为900-1500℃。第一预设温度的范围是根据真实航空发动机服役环境的温度范围确定的。通过控制样品表面的温度达到900-1500℃，能够近似模拟航空发动机内热障涂层服役的高温环境。
可选的，第一预设温度包括但不限于900℃、1000℃、1100℃、1200℃、1300℃、1400℃、1500℃。
样品表面温度可通过调节超音速喷枪2与样品12之间的距离实现温度调节，也可以通过调节燃料气源的流量和压力(如雾化煤油的流量和压力，氧气的流量和压力)实现温度调节。
可选的，预设角度的范围为0-90°。通过控制高温焰流与样品表面之间的夹角在0-90°间调整，可有效模拟真实情况下发动机各位置热障涂层经受的不同冲蚀角度。由于在航空发动机服役环境中，冲蚀颗粒对工件的冲蚀角度是概率性事件，每个角度都有可能，该预设角度的范围应尽可能将这些角度都覆盖到。
可选的，预设角度包括但不限于0°、10°、20°、30°、40°、45°、50°、60°、70°、75°、80°、90°。
可选的，通过夹具转动带动样品转动或者通过样品相对于夹具转动，使得高温焰流与样品表面之间的夹角为预设角度；或者通过超音速喷枪转动改变超音速喷枪的喷射方向，从而改变高温焰流的方向，使得高温焰流与样品表面之间的夹角为预设角度。
可选的，冲蚀颗粒为硬质颗粒，其直径范围为2-400μm。该冲蚀颗粒的直径范围根据真实航空发动机服役环境中出现的冲蚀颗粒的直径大小确定。
可选的，冲蚀颗粒的直径包括但不限于2μm、4μm、6μm、8μm、10μm、20μm、30μm、40μm、50μm、60μm、70μm、80μm、90μm、100μm、110μm、120μm、130μm、140μm、150μm、160μm、170μm、180μm、190μm、200μm、210μm、220μm、230μm、240μm、250μm、260μm、270μm、280μm、290μm、300μm、310μm、320μm、330μm、340μm、350μm、360μm、370μm、380μm、390μm、400μm。
可选的，冲蚀颗粒包括但不限于al2o3。
可选的，冲蚀颗粒的输送速率的范围为0-10g/min。冲蚀颗粒的输送速率是指单位时间内单位面积上所经受的冲蚀量，而不是整个发动机上的冲蚀量。
可选的，冲蚀颗粒的输送速率包括但不限于0g/min、1g/min、2g/min、3g/min、4g/min、5g/min、6g/min、7g/min、8g/min、9g/min、10g/min。
可选的，向高温焰流中掺杂冲蚀颗粒的步骤包括：通过送粉器5向高温焰流中掺杂冲蚀颗粒。
通过控制冲蚀颗粒的粒径和输送速率，进一步增加了模拟热障涂层服役的高温冲蚀环境的真实性。
本发明实施例通过控制燃料气源组成，样品表面与高温焰流之间的夹角，冲蚀颗粒的粒径与输送速率，可较准确模拟航空发动机服役时热障涂层经受高温冲蚀的工况，如温度，冲蚀颗粒大小、角度和流量等。
在步骤s3的同时或之后，还包括：
通过冷却气源对样品进行冷却。具体地，通过冷却气源对样品进行冷却的步骤可以在高温冲蚀的过程中进行，也可以是结束高温冲蚀后再进行气流冷却。通过采用冷却气源对样品进行冷却，模拟服役环境下样品所经受的空冷，以及在停机后所经受的骤冷，模拟了停机时高压空气冷却热障涂层时的工况。
其中，冷却气源为压缩空气，冷却气源的压力范围为0.1-1mpa，冷却气源的流量范围为0-100l/min。冷却气源取这个压力和流量范围，可准确模拟热障涂层在实际服役中所经受的冷却工况。
可选的，冷却气源的压力包括但不限于0.1mpa、0.2mpa、0.3mpa、0.4mpa、0.5mpa、0.6mpa、0.7mpa、0.8mpa、0.9mpa、1mpa。
可选的，冷却气源的流量包括但不限于0l/min、10l/min、20l/min、30l/min、40l/min、50l/min、60l/min、70l/min、80l/min、90l/min、100l/min。
可选的，样品包括试片级样品和叶片级样品，根据样品不同，所采用的冷却方式也不相同。
当样品为试片级样品时，通过冷却气源对样品进行冷却的步骤包括：
将冷却气源通过冷却通道垂直吹向试片级样品的背面(即试片级样品远离高温焰流的一面，该冷却方式为背冷方式)，以对试片级样品进行冷却。
当样品为叶片级样品时，通过冷却气源对样品进行冷却的步骤包括：
将冷却气源垂直吹入叶片级样品的冷却通道中，以对叶片级样品进行冷却。
在一实施例中，步骤s3的具体实现过程可以为，通过调整超音速喷枪与样品的距离，调节高温焰流与样品表面之间的夹角，设定冲蚀时间，调节燃料气源的压力和流量，在样品表面温度900-1500℃，高温焰流与样品表面间夹角0-90°的条件下，通过送粉器向高温焰流中添加直径为2～400μm，输送速率为0-10g/min的al2o3或其他硬质颗粒，对样品进行高温冲蚀，在高温冲蚀的过程中或者在结束高温冲蚀后对样品进行气流冷却。
s4，获取高温冲蚀后的样品的剩余质量或样品表面的热障涂层剩余面积。
s5，基于样品的初始质量和剩余质量，计算样品表面的热障涂层的冲蚀速率，或者基于样品表面的热障涂层初始面积和热障涂层剩余面积，计算热障涂层剩余面积与热障涂层初始面积的比值。
其中，热障涂层的冲蚀速率用于评价热障涂层抵抗高温冲蚀的能力；热障涂层剩余面积与热障涂层初始面积的比值用于评价热障涂层的失效程度，进而评估热障涂层的寿命。该热障涂层高温冲蚀的检测方法，提供了评价热障涂层抵抗高温冲蚀的能力以及评价热障涂层的失效程度的技术手段，为热障涂层材料的研究提供了可靠的依据，提高了热障涂层受高温冲蚀影响的检测效率，节约了检测成本。
可选的，计算样品表面的热障涂层的冲蚀速率的方法按每单位冲蚀颗粒所导致的样品损失的质量计算，该冲蚀速率的计算公式为：
式中，r表示冲蚀速率，单位无量纲；m表示样品的初始质量，单位为克(g)；m表示高温冲蚀后样品的剩余质量，单位为克(g)；a表示冲蚀颗粒的输送速率，单位为克每分钟(g/min)；h表示冲蚀时间，单位为分钟(min)。
在本实施例中，样品的初始质量和剩余质量可通过称重得到，样品的初始质量减去样品的剩余质量即为样品损耗质量，该样品损耗质量是由于样品表面的热障涂层受高温冲蚀作用脱落导致的质量损耗，因此样品损耗质量可认为是样品表面热障涂层的损耗质量；样品表面的热障涂层初始面积和热障涂层剩余面积根据样品的形状不同，测量方法有所不同，对于试片级样品，可利用测量工具测量试片尺寸以及热障涂层脱落形成的圆斑尺寸，以计算试片表面的热障涂层初始面积和热障涂层剩余面积，也可以利用拍照的方法，对高温冲蚀前后的试片分别进行拍照，在拍照过程中引入比例尺，然后利用软件计算出图片中试片尺寸以及热障涂层脱落形成的圆斑尺寸，进而计算出试片表面所覆盖的热障涂层初始面积和热障涂层剩余面积；对于叶片级样品，可采用包覆法得到叶片表面的热障涂层初始面积，具体地，采用纸膜或者塑料膜勾画出样品的轮廓，再展平拍照计算，得到叶片表面的热障涂层初始面积。
可选的，热障涂层高温冲蚀的检测方法还包括：
基于样品表面的热障涂层的冲蚀速率和冲蚀时间作二维数据点图，其中，横坐标为冲蚀时间，纵坐标为样品损耗质量。该二维数据点图反应了试片级样品在不同冲蚀角度时，冲蚀速率随冲蚀时间的变化情况。
本发明实施例提供的热障涂层高温冲蚀的检测方法，还包括：
在对样品表面的热障涂层进行高温冲蚀的过程中，实时采集样品表面的温度以及样品表面的热障涂层的涂层状态。
可选的，采用红外测温仪与热电偶进行测温；其中热电偶用于测量样品的背面温度(即样品远离高温焰流的一面的表面温度)，红外测温仪用于测量样品的正面温度(即样品靠近高温焰流的一面的表面温度)。
可选的，采用ccd工业相机实时观察样品的表面状态，此处，样品的表面状态是指样品表面的热障涂层的涂层状态，其中，涂层状态包括样品表面的热障涂层的形貌以及涂层脱落程度。
本实施例提供的热障涂层高温冲蚀的检测方法，通过集成热电偶、红外热成像和ccd成像三种手段实现了热障涂层的无损检测。
下面结合具体实施例，介绍本发明提供的热障涂层高温冲蚀的检测方法。
实施例1
图3是本发明实施例1提供的试片级样品的表面形貌随冲蚀时间的变化情况示意图。
在该实施例1中，样品12为试片级样品，通过夹具1进行夹持固定在预设位置，煤油通过n2增压至0.6mpa，然后通过液体雾化装置对煤油进行雾化形成雾化煤油；将一定压力和流量的o2和雾化煤油混合形成燃料气源，其中，雾化煤油的流量为3.0l/h，o2的流量为130l/min，o2的压力为1.05mpa，o2的压力比雾化煤油的压力高0.2mpa；调整超音速喷枪2与样品12之间的距离，调节超音速喷枪2与样品表面的夹角为90°，在样品表面温度达到1100℃时，通过送粉器5以3g/min的输送速率向高温焰流中添加直径为2～5μm的al2o3冲蚀颗粒，对样品12进行高温冲蚀即对样品表面的热障涂层进行高温冲蚀，冲蚀时间分别设定为5、10、15分钟。在检测过程中，利用红外测温仪9与热电偶10实时检测样品的正面温度和背面温度，利用ccd工业相机8实时记录样品的表面状态。在高温冲蚀过程中或高温冲蚀之后，将冷却气源通入冷却通道对样品12进行冷却，冷却气源通过对空气进行增加形成，冷却气源的压力为0.7mpa，冷却气源的流量为50l/min。
请参照图3，图3是试片级样品高温冲蚀前以及对试片级样品分别进行高温冲蚀5、10、15分钟得到的样品的表面形貌，体现了样品表面的热障涂层在高温冲蚀过程中的面积变化，图中试片级样品上部的金属基底裸露在外，试片级样品下部的金属基底上涂覆有热障涂层，热障涂层上的圆斑是由热障涂层在高温冲蚀过程中脱落导致金属基底裸露而形成。由图中可以看出，在同一冲蚀角度下，冲蚀时间越长，热障涂层脱落面积越大。
实施例2
图4是本发明实施例2提供的试片级样品在不同冲蚀角度时表面的热障涂层的冲蚀速率随冲蚀时间的变化曲线示意图。
请参照图4，图4是基于样品表面的热障涂层的冲蚀速率和冲蚀时间作的二维数据点图，其中，横坐标为冲蚀时间，纵坐标为冲蚀速率。该二维数据点图反应了试片级样品在不同冲蚀角度时，冲蚀速率随冲蚀时间的变化情况。
本实施例中的试验条件是在冲蚀角度分别为60°、75°和90°，冲蚀颗粒的平均粒径为60μm，冲蚀颗粒的输送速率为7g/min时，对试片级样品进行高温冲蚀，在高温冲蚀过程中取多个冲蚀时间点计算样品的损耗质量(即样品的初始质量减去样品的剩余质量)，并基于样品的损耗质量计算出与该时间点对应的热障涂层的冲蚀速率。
经计算，冲蚀角度分别为60°、75°和90°时，不同冲蚀时间对应的冲蚀速率如下：
冲蚀角度为60°时：
冲蚀角度为75°时：
冲蚀角度为90°时：
由上表数据及图4可知，从冲蚀角度来看，在冲蚀颗粒的粒径和输送速率相同，且冲蚀时间相同的情况下，冲蚀角度为90°时，冲蚀速率最大，这是因为热障涂层为脆性材料。从冲蚀时间来看，在冲蚀颗粒的粒径和输送速率相同，且冲蚀角度相同的情况下，高温冲蚀的过程一般分四个阶段，第一阶段是过度阶段(这一阶段是颗粒主要把样品表面杂质冲刷掉了，所以一开始冲蚀速率比较大)；第二阶段是冲蚀增加段；第三阶段是冲蚀稳定阶段；第四阶段是冲蚀速率减小阶段(这一阶段主要是因为基本上冲蚀颗粒所接触的样品表面的热障涂层已经脱落，冲蚀颗粒主要撞击基底)。
本实施例通过二维数据点图综合了冲蚀颗粒的粒径、冲蚀颗粒的输送速率、冲蚀时间和冲蚀角度对热障涂层的冲蚀速率的影响，使得对热障涂层的冲蚀速率的评价更为科学合理。
本实施例中的其他试验条件与实施例1相同，在此不再赘述。
实施例3
图5是本发明实施例3提供的高温冲蚀检测过程中叶片级样品表面的热障涂层的涂层状态示意图。
请参照图5，图中右侧为超音速喷枪2；图中左侧为夹具1和安装在夹具1上的样品12，其中，样品12为叶片级样品，图中左侧黑色区域为隔热挡板；超音速喷枪2与样品12之间的白色气流柱为超音速喷枪2产生的高温焰流。由图可知，由于叶片各区域所受到的高温冲蚀的程度不同，一方面使得叶片各区域温度不同导致叶片图片表面的颜色不一致，温度较高的区域颜色较亮，温度较低的区域颜色较暗，另一方面导致叶片各区域的热障涂层的剥落程度也不相同，离高温冲蚀作用位置越近的区域热障涂层的剥落越严重。
本发明旨在保护一种热障涂层高温冲蚀的检测方法，具有如下有益的技术效果：
本发明提供的热障涂层高温冲蚀的检测方法，可准确模拟航空发动机工作状态下的高温冲蚀环境，对热障涂层进行高温冲蚀检测，并根据冲蚀前后样品质量变化计算样品表面的热障涂层的冲蚀速率，该热障涂层的冲蚀速率用于评价热障涂层抵抗高温冲蚀的能力；同时通过二维数据点图综合了冲蚀颗粒的粒径、冲蚀颗粒的输送速率、冲蚀时间和冲蚀角度对热障涂层的冲蚀速率的影响，使得对热障涂层的冲蚀速率的评价更为科学合理；还可以根据样品表面的热障涂层面积变化，计算热障涂层剩余面积与热障涂层初始面积的比值，该比值用于评价热障涂层的失效程度，进而评估热障涂层的寿命；同时，该热障涂层高温冲蚀的检测方法，还集成了热电偶，红外热成像，ccd成像三种手段实现了热障涂层无损检测。本发明提供的热障涂层高温冲蚀的检测方法为热障涂层材料的研究提供了可靠的依据，提高了热障涂层受高温冲蚀影响的检测效率，节约了检测成本，解决了传统的发动机试车方法耗资巨大，效率低，检测困难的技术问题。
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。