技术领域
[0001] 本
发明属于航空
发动机领域，是一种燃气环境下的热障涂层热疲劳试验装置，为了更加准确的研究热障涂层在服役环境中的热疲劳寿命。
背景技术
[0002]
涡轮叶片是航空发动机的动
力输出部件，它工作在高压(30-50个
大气压)、高温(1100℃)和高
应力(200-300MPa)环境中。然而，未来发动机要求有更高的推重比和更低的耗油率，民航高涵道比发动机通过不断提高
增压比和涡轮前
温度(T4)来实现这一目标。军用小涵道比涡扇发动机则要求在增加T4的同时降低发动机的重量，以提高推重比。这些对航空发动机性能提出的更高要求使得涡轮叶片的工作环境进一步恶化。为了降低涡轮叶片的
工作温度，需要在叶身设计气模冷却以及在叶片表面制备热障涂层。热障涂层能够隔离高温燃气和涡轮叶片基体，使用涂层材料较低的热导率使得叶片温度比燃气温度低。有学者研究表明，厚度为0.25mm的
氧化锆热障涂层能够为叶片
隔热110-170K。然而，热障涂层在服役过程中出现了掉
块、剥落现象，失去热障涂层保护的涡轮叶片基体会局部烧蚀，进而缩短叶片服役寿命。因此，研究热障涂层的氧化和热疲劳行为是延长航空发动机服役寿命的重要部分。
[0003] 常用的热障涂层系统由4层组成，由外到内分别是：陶瓷隔
热层(Top Coating，TC)、热生长氧化物(Thermally Grown Oxide，TGO)、粘接层(Bond Coating，BC)和高温
合金基体(涡轮叶片)。TC层和
高温合金基体的物理属性相差较大，所以需要BC层将二者结合在一起。TGO层是热障涂层在服役过程中产生的，是BC层中Al元素被氧化后的产物，其主要成分是Al2O3。TGO是影响热障涂层热疲劳寿命的主要因素，当TGO层厚度达到3～5微米时TC层就有剥落的
风险。因此，研究热障涂层的热疲劳寿命主要是研究TGO的生长规律和TGO附近的裂纹萌生规律；前者为热障涂层的氧化行为，后者为热障涂层的热疲劳行为。
[0004] 飞机的单个飞行起落包括
加速起飞、巡航和减速降落三个阶段。因此，热障涂层的工作温度相应的包括加热、保温和冷却三个阶段，为梯形温度
载荷谱。如果温度载荷始终为高温，则表示热障涂层氧化试验；如果温度载荷重复变化，则表示热障涂层热疲劳试验。
发明内容
[0005] 针对上述问题，本发明提出一种能够研究热循环次数与热障涂层剥落之间关系的试验装置。同时，也能够研究氧化时间与TGO生长规律的试验装置。
[0006] 本发明燃气环境下的热障涂层热疲劳试验装置，包括炉体、
燃烧器、直线滑轨与试样夹具。
[0007] 所述炉体一端接燃烧器，另一端排气。炉体底部设计有试样夹具进出通道；试样夹具用来加装试样，安装于直线滑轨上，通过直线滑轨控制试样夹具竖直方向运动，实现试样由炉体底部缺口进出炉体内燃气。
[0008] 上述试样夹具内设计有进气通道与排气通道，同时试样设计为筒状试样，由空气
压缩机向进气通道内通入冷却气后，进入试样内对试样进行冷却；随后由排气通道排出。
[0009] 在应用时，需先测量炉体内燃气的温度分布规律，随后根据燃气的温度场和给定的载荷谱确定试样的上下停留
位置和
停留时间，以及运动速度；由此，将试件夹具运动参数翻译为直线滑轨
驱动器使用的机器语言，驱动试样夹具运动。
[0010] 本发明的优点在于：
[0011] 1、本发明燃气环境下的热障涂层热疲劳实验装置，能够模拟高温燃气的工作环境，更加准确的研究热障涂层在服役环境中的热疲劳寿命；
[0012] 2、本发明燃气环境下的热障涂层热疲劳实验装置，可以通过直线滑台的移动实现试样的热循环工作环境；
[0013] 3、本发明燃气环境下的热障涂层热疲劳实验装置，提供两种试样夹具，可以根据需要灵活选择合适的。
附图说明
[0014] 图1为本发明燃气环境下的热障涂层热疲劳实验装置整体结构示意图；
[0015] 图2为本发明燃气环境下的热障涂层热疲劳实验装置中试样夹具结构1示意图；
[0016] 图3为本发明燃气环境下的热障涂层热疲劳实验装置中试样夹具结构2示意图；
[0017] 图4为本发明燃气环境下的热障涂层热疲劳实验装置应用时，温度分布规律测量方式示意图。
[0018] 图中：
[0019] 1-炉体 2-燃烧器 3-直线滑轨[0020] 4-试样夹具 5-
支架 6-实验台架[0021] 7-试样 8-空气压缩机 9-油箱
[0022] 10-
热电偶固定架 11-S型热电偶 12-K型热电偶[0023] 101-排气管道 102-观察窗 401-进气道[0024] 402-进气管 403-排气道 404-排气管[0025] 405-排气孔 406-隔层 701-固定
螺栓[0026] 702-顶紧
螺母具体实施方式
[0027] 下面结合附图对本发明做进一步详细说明。
[0028] 本发明燃气环境下的热障涂层热疲劳试验装置，包括炉体1、燃烧器2、直线滑轨3与试样夹具4，如图1所示。
[0029] 所述炉体1根据试样夹具4和燃烧器2产生燃气的大小设计内径为φ 200mm，外径为φ240mm，具有内外两层壳体，两层壳体间填充有隔热
石棉。由支架5
支撑，安装于可移动实验台架6顶层上表面。炉体1底部开有缺口，用于供试样夹具进出炉体1。炉体1一端为燃气端与燃烧器2的火焰出口相连通，燃烧器2使用3#航空
煤油作为
燃料，用来向炉体1内试样喷射燃气；燃烧器2的燃料存储于油箱9内，油箱9安装于试验台架6上。燃烧器2燃气出口直径为φ90mm，燃气最大直径约为φ120mm。炉体1另一端接排气管道101，用来尾气排放。同时，在炉体1
侧壁开有观察窗102，用来观察炉体1内试样7 的涂层剥落情况。
[0030] 所述试样夹具4为矩形环状结构，如图2所示，试样夹具4的底边内部开有进气道401，进气道401与试样夹具4底边右侧开设的进气孔连通；试样夹具底边右侧还安装有垂直于底边的进气管402，进气管402通过进气孔与进气道401连通。试样夹具4的顶边与左侧边上分别开设有相互连通的气道B，共同构成排气道403；其中，左侧边上的气道与试样夹具4底边左侧开设的排气孔连通；试样夹具4底边左侧还安装有垂直于底边的排气管404，排气管404 通过排气孔与排气道403连通。
[0031] 试样夹具4的中空部位等间距并排15mm固定安装有3根垂直设置的试样7，提高试验效率和节约燃料；试样7根据航空发动机高压涡轮导向器叶片前缘的几何尺寸确定为外径φ15mm，内径φ11mm，高度40mm的圆管状结构，试件7外壁燃气温度最高为1300℃，试件7内壁温度约为800-900℃。试样7外圆柱面制备热障涂层，热障涂层为三层结构，由内至外分别为150μm的粘结层(BC)、 3μm的热氧化层(TGO)与200μm的陶瓷层(TC)；试样7内部作为试样冷却气道。试样7两端分别通过试样夹具4顶边与底边上开设的通气孔与排气道403 和进气道401连通。
[0032] 令上述结构的试样夹具，为结构1试样夹具，其冷却通道的设计采用集中进气-集中排气的方式，优点是试样7内腔没有被占用，有富余空间布置热电偶，而且集中排气减少了零件数量；但也存在试样安装不方便的问题。因此本发明针对这个问题，还设计了另一种结构的试样夹具4，令其为结构2试样夹具，采用分开进气-集中排气的冷却通道设计，具体结构如下：
[0033] 如图3所示，结构2试样夹具为倒U型结构，顶边上下位置分别设计有气道A与气道B；左侧边与右侧边内部分别设计有气道C与气道D，气道C分别与左侧边端部设计的进气孔连通，进气管固定于左侧边端部，通过进气孔与进气道连通。气道D与右侧边侧壁设计的排气孔连通。上述气道A与气道D连通，作为排气道403，且试样夹具4右侧边端部开有排气孔405，排气孔405与气道D连通；气道B与气道C连通，作为进气道401。3根试样7垂直设置，等间距并排15mm安装于试样夹具4顶边上，提高试验效率和节约燃料。试样7通过试样固定件与试样夹具4固定，且内部通过试样夹具4顶边上的开孔与排气道403连通。所述试样固定件为固定螺栓701与顶紧螺母702；其中，顶紧螺母702固定于固定螺栓701顶端；固定螺栓701为空心结构，穿入试样7内部，底端穿过排气道403后，与试样夹具4内部进气道401和排气道
403间的隔层406上开设的
螺纹孔螺纹配合连接，使固定螺栓701内部与进气道401连通，通过拧紧顶紧螺母702将试样7压紧固定于试样夹具4的顶边上；同时在顶紧螺母702内设计有气体流道，通过气体流道将固定螺栓701内部与试样7内部连通。上述结构2试样夹具便于试样7的安装，但试样7内部由于存在固定螺栓701，因此不便于布置热电偶；由此可根据需要灵活选择合适的试样夹具4结构。
[0034] 上述结构1与结构2的试样夹具，通过安装于实验台架6底层的空气压缩机8向进气道401内通入冷却气，结构1试样夹具中，冷却气进入进气道401 内，经各试样7内部，随后进入排气道403，最终由排气管402排出。结构2 试样夹具中，冷却气进入进气道401内，经各个固定螺栓701内部后，由气体流道进入试样7内部冷却试样7，随后进入排气道403，最终由排气孔405排出。由此在试样7的热障涂层内外形成温度梯度，以更加真实的模拟热障涂层的工作环境。根据试样所需冷却气流量，空气压缩机8选择功率为 0.75KW，流量为120m3/h的高压鼓风机。
[0035] 对于上述结构1与结构2的试样夹具底部安装有热电偶固定架10，用来安装2根S型热电偶11与3根K型热电偶12，S型热电偶11测量试样7外壁温度，K型热电偶12测量试样7内壁温度。结构1与结构2的试样夹具中，2根 S型热电偶11测量端位于3个试样侧壁间的空档处；3根K型热电偶的测量端分别与3个试样7的内壁贴合。上述两根S型热电偶11顶端位置错落设置，即不在同一
水平面上，由此可测量试样7不同部位的温度，进而计算温度均值，减小测量误差。
[0036] 上述结构1与结构2的试样夹具通过安装架整体固定安装于直线滑轨3上。直线滑轨3固定安装于实验台架6上，通过直线滑轨3控制试样夹具4竖直方向运动，进而实现试样7由炉体1底部缺口进出炉体1内燃气，完成试样热疲劳功能。
[0037] 应用本发明燃气环境下的热障涂层热疲劳试验装置时，首先，测量炉体1 内燃气的温度分布规律，如图4所示，方法如下：将炉体1内燃气中心设置为直线滑轨3的零点，通过控制直线滑轨3移动试样夹具4在燃气中的上下位置，并记录对应位置的试样7内外壁温度值，得到温度分布规律。随后，根据燃气的温度场和给定的载荷谱确定试样7的上下停留位置和停留时间，以及运动速度等参数。由此，将试件夹具4运动参数翻译为直线滑轨3驱动器使用的机器语言即可驱动试样夹具4按照拟定的规律运动。进行热障涂层热疲劳试验时，需要记录热障涂层剥落时刻的试样7循环运动次数。进行热障涂层热氧化试验时，试样夹具4停留在直线滑轨3零点位置，并记录氧化时间，然后将试样7 切开测量TGO的厚度值。
