专利名称：航空发动机材料热端环境实验模拟方法与装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种航空发动机材料热端环境实验模拟方法与装置，特别是利用常压亚音速高温风洞结合材料性能试验机，进行适用于高温燃气环境条件下多因素耦合加速实验模拟。主要用于高温合金和陶瓷基复合材料等航空热结构材料环境性能演变规律的物理建模，也可用于其他热结构材料的环境性能测试。
背景技术：
目前，公知的高温风洞主要用来进行航空发动机构件模拟，以确定构件的应力场和温度�。辜纳杓坪脱橹ぬ峁┮谰�。虽然构件的理论寿命可以根据材料的常规力学性能进行计算，但构件的实际寿命只能通过台架试车或试飞确定。然而，通过试车或试飞对构件进行考核存在三方面的问题(1)试车或试飞过程复杂，涉及面广，而且费用非常昂贵；(2)由于没有考虑复杂的真实发动机环境的影响，构件的实际寿命存在很大的不确定性；(3)构件发生非正常失效后无法确定损伤机制，很难为材料改进提供信息。实际上，除了应力场和温度场外，构件的使用寿命主要与材料的环境性能演变有关，而获得环境性能演变规律最有效的途径就是进行环境实验模拟。
航空发动机热端环境因素虽然复杂，但可以分为热物理化学环境因素和应力环境因素两类。热物理化学环境控制参数包括燃气温度、燃气组成、燃气压力和燃气速度，其中燃气参数主要是氧分压、水分压和熔盐分压。应力环境控制参数包括疲劳、蠕变和热震。尽管国内外已经开展了很多针对上述单因素和部分耦合因素的实验模拟研究，但目前还没有进行全因素耦合实验模拟方法与装置的报道。
航空发动机推重比的不断提高对热端材料和工作温度提出了越来越高的要求，因此，热端材料的环境实验模拟首先要解决耐高温的难题。常用的不锈钢水冷燃烧室只能在1500℃以下工作，不能满足现在和未来一段时间内航空热结构材料不断发展的要求。
航空发动机的燃气压力高，燃气速度也高于音速，因此使用高压超音速风洞进行环境实验模拟相似性更好。但高压超音速风洞不仅造价十份昂贵，只能短时间工作，而且工作温度较低。虽然高压超音速风洞可以模拟真实发动机环境构件的工作状态，但显然不能满足材料环境性能的实验模拟要求。
航空发动机的点火和加力是典型的热震环境，但目前的热震与应力的耦合实验模拟都是在静止空气介质中进行的。依靠反复点火在燃气条件下进行热震实验模拟虽然可以实现与应力环境的耦合，但显然难度很大，而且燃气温度很难稳定。
尽管常压亚音速风洞设备相对简单，造价相对低廉，但由于燃油耗量较大，长时间的环境实验模拟费用仍然很高。因此，进行加速实验模拟是非常必要的。燃气中含有一定的氧、水和熔盐，但盐分压均较低。
发明内容
为了克服现有技术实验模拟研究耦合因素不全的不足，本发明提供一种航空发动机材料热端环境实验模拟方法与装置。利用常压亚音速高温风洞结合材料性能试验机，进行适用于高温燃气环境条件下多因素耦合加速实验模拟。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是一种航空发动机材料热端环境实验模拟方法，其特征在于首先，将试样固定在试样架上，并在试样两端连接声发射仪和电阻仪，然后，燃烧室点火，点火6～8秒后，燃气火焰稳定在900～1700℃，启动材料性能试验机施加疲劳、蠕变载荷，同时启动声发射仪和电阻仪，转动手柄，使试样架与燃气火焰垂直，热震加热，此过程保持25～35秒后再次转动手柄，使试样架与燃气火焰平行，热震冷却，此过程保持80～100秒后重复上述过程，使试样架上的试样处于加热——冷却——再加热——再冷却的过程，完成热震试验模拟。
为了加速试验模拟，燃烧室点火后，通过环绕在燃烧室周围的气嘴和水嘴通入氧气和水，提高氧分压和水分压，通过溶解在水中的盐类提高熔盐分压。
一种航空发动机材料热端环境实验模拟装置，包括常压亚音速高温风洞18和材料性能试验机3，其特征在于材料性能试验机3安装在常压亚音速高温风洞18的尾喷管4处，试件1通过尾喷管4上的两个孔分别与材料性能试验机3的上接头5和下接头7相连，试件1和尾喷管4通过隔热塞12密封，在燃烧室2的内层置有陶瓷内衬10，穿过冷却水套11和陶瓷内衬10沿燃烧室2的周围并列分布若干个气嘴19和水嘴20。
所述的试件1可用试件架13取代，试件架13上有转动铰链15和转动手柄16，试件架13与燃气火焰21垂直，转动手柄16，在转动铰链的带动下，试件架13还可与燃气火焰21平行。
所述的陶瓷内衬10为收敛结构，厚度为6～10，进口内径D为230～240，出口内径d为70～90，为氮化硅结合碳化硅陶瓷，孔隙率控制在25～35％。
本发明相比现有技术的优点在于，由于采用在燃烧室增加陶瓷内衬，试验模拟的温度高，燃气温度可达1700℃；其燃烧室周围分布的气嘴和水嘴，可提高氧分压和水分压，通过溶解在水中的盐类提高熔盐分压，模拟的环境因素全；总之，本发明的方法具有模拟温度高、模拟时间短、模拟的环境因素全。利用现有的高温亚音速燃气风洞和材料性能试验机结合组成的实验装置，造价低。
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
图1为航空发动机热端材料环境的实验模拟装置结构示意2为燃烧室结构示意3为试样架位置示意中1-试件，2-燃烧室，3-材料性能试验机，4-尾喷管，5-上夹头，7-下夹头，10-陶瓷内衬，11-冷却水套，12-隔热塞头，13-试件架，15-转动铰链，16-转动手柄，18-常压亚音速高温风洞，19-气嘴，20-水嘴，21-燃气火焰。
具体实施例方式
航空发动机推重比的不断提高对热端材料和工作温度提出了越来越高的要求，因此，热端材料的环境实验模拟首先要解决耐高温的难题。针对常用的不锈钢水冷燃烧室只能在1500℃以下工作，不能满足现在和未来一段时间内航空热结构材料不断发展的要求。本发明采用自行研制的氮化硅结合碳化硅陶瓷内衬，使燃烧室的工作温度提高到1700℃。通过控制陶瓷的烧结孔效率和使用碳化硅颗粒作为增韧相，大幅度提高了内衬的抗热震性能，可以满足燃烧室在反复点火热冲击时陶瓷内衬不产生贯穿性开裂的使用要求。
本发明采用常压亚音速高温风洞，燃气压力略高于大气压，而燃气速度接近音速。虽然常压亚音速风洞的环境条件除了燃气组成外与真实发动机环境差别比较大，但不会影响材料环境性能的实验模拟。首先，燃气压力对材料环境性能演变的影响表现为气动载荷，而气动载荷可以折算为机械载荷后在加载系统中予以考虑。其次，燃气速度对材料环境性能演变的影响表现为改变介质扩散速度，而燃气速度对扩散速的影响可以外延。因此，常压亚音速风洞可以满足航空发动机热端材料环境性能的实验模拟要求。
本发明除了依靠反复点火进行热震外，主要采用转动热震。转动热震的原理是恒定燃气温度，将试样安装在试样架上，试样架可以转动手柄的推动下围绕转动铰链转动。当试样架与燃气火焰垂直时热震加热，当试样架与燃气火焰平行时热震冷却。由于燃气流的引流作用，热震冷却的速度也很快。虽然转动热震不能实现与应力环境的耦合，但可以实现热震与燃气环境的耦合，而且热震时的升温和降温速度是其他方法不能达到的。
本发明采用改变燃气组成的方法进行加速实验模拟，通入氧气提高氧分压，通入水提高水分压。溶解在水中的硫酸钠等盐类通过水引入燃烧室，从而提高熔盐分压。氧气和水通过多个环绕在燃烧室周围的水嘴和气嘴引入，引入位置应该合适。引入位置太靠前影响火焰燃烧的稳定性，而太靠后影响氧气和水蒸气与燃气的掺混均匀性。通过改变氧气流量、水流量和盐在水中的溶解度可以调整氧分压、水分压和熔盐分压。
航空发动机热端环境的应力参数主要是疲劳和蠕变及其交互作用，材料试验机可以很方便的实现这一点。本发明采用INSTRON试验机进行应力环境的模拟，试验机安装在高温风洞燃烧室的尾喷管处。模拟时试样穿过燃烧室的尾喷管与试验机的夹头相连，试样与尾喷管之间的空隙之间装有隔热塞，防止高温燃气辐射对试样架头的影响。由于夹头的温度较低，使材料演变信息的采集成为可能。用声发射仪采集裂纹生成信号，用电阻仪采集裂纹损伤与扩展信号。模拟过程中，燃气垂直作用在试样上，因而燃气中心的温度就是试样中心的温度。为了降低燃油消耗量，也为了避免试样过长，燃烧室尾喷管的出口直径为80mm。
应用实施例1将30％的Si粉和70％的SiC粉混合，用注模的方法成型，然后在反应烧结炉中进行氮化烧结，得到氮化硅结合碳化硅陶瓷内衬。Si粉的粒度为320目，而SiC粉的粒度有70目、40目和10目三种，分别占30％、60％和10％。氮化时分别在1150℃、1250℃、1350℃和1450℃保温，总保温时间为40～50小时。为了提高抗热震性能，内衬的孔隙率控制在30％、厚度为8mm。陶瓷内衬为收敛结构，进口直径为237mm，出口直径为80mm。
应用实施例2恒温实验模拟。
将尺寸为185mm×15mm×3mm的试样穿过燃烧室尾喷管上下的两个直径为20mm的孔与材料性能试验机的夹头相连，同时在试样的两端连接声发射测头和电阻测头，然后燃烧室点火。点火后8秒之内火焰能在900℃～1700℃之间的给定温度进入稳定状态，这时启动材料性能试验机施加疲劳、蠕变等载荷，同时启动声发射仪和电阻仪。在整个模拟过程中，记录载荷谱、声发射信号谱和电阻信号谱。
应用实施例3热震试验模拟。
热震试验模拟有两种，第一种热震实验模拟的过程与恒温实验模拟过程完全相同，只是材料性能试验机、声发射仪和电阻仪一直处于开启状态，而燃烧室反复点火。第二种热震实验模拟是将多个尺寸为60mm×5mm×3mm的试样用螺栓固定在试样架上，试样的一端处于圆形试样架的中心，呈辐条式排列。燃烧室点火后恒定温度不变，依靠手柄将试样架转动进入燃气火焰，保持30秒后将试样架转出燃气火焰，停留90秒后重复转动试样架。实验模拟过程中关闭材料性能试验机、声发射仪和电阻仪，记录热震温度谱。
航空发动机材料热端环境实验模拟装置的主要性能指标可以达到最高使用温度1700℃最大载荷2.5吨燃气速度270米/秒燃气压力0.986公斤/厘米3燃气组成氧分压、水分压和熔盐分压可调1300℃热震加热速度15秒尾喷管出口直径80mm试样尺寸185×15(mm)燃烧室寿命100小时
权利要求
1.一种航空发动机材料热端环境实验模拟方法，其特征在于首先，将试样固定在试样架上，并在试样两端连接声发射仪和电阻仪，然后，燃烧室点火，点火6～8秒后，燃气火焰稳定在900～1700℃，启动材料性能试验机施加疲劳、蠕变载荷，同时启动声发射仪和电阻仪，转动手柄，使试样架与燃气火焰垂直，热震加热，此过程保持25～35秒后再次转动手柄，使试样架与燃气火焰平行，热震冷却，此过程保持80～100秒后重复上述过程，使试样架上的试样处于加热——冷却——再加热——再冷却的过程，完成热震试验模拟。
2.根据权利要求1所述的航空发动机材料热端环境实验模拟方法，其特征在于为了加速试验模拟，燃烧室点火后，通过环绕在燃烧室周围的气嘴和水嘴通入氧气和水，提高氧分压和水分压，通过溶解在水中的盐类提高熔盐分压。
3.一种航空发动机材料热端环境实验模拟装置，包括常压亚音速高温风洞(18)和材料性能试验机(3)，其特征在于材料性能试验机(3)安装在常压亚音速高温风洞(18)的尾喷管(4)处，试件(1)通过尾喷管(4)上的两个孔分别与材料性能试验机(3)的上接头(5)和下接头(7)相连，试件(1)和尾喷管(4)通过隔热塞(12)密封，在燃烧室(2)的内层置有陶瓷内衬(10)，穿过冷却水套(11)和陶瓷内衬(10)沿燃烧室(2)的周围并列分布若干个气嘴(19)和水嘴(20)。
4.根据权利要求3所述的航空发动机材料热端环境实验模拟装置，其特征在于所述的试件(1)可用试件架(13)取代，试件架(13)上有转动铰链(15)和转动手柄(16)，试件架(13)与燃气火焰(21)垂直，转动手柄(16)，在转动铰链的带动下，试件架(13)还可与燃气火焰(21)平行。
5.根据权利要求3所述的航空发动机材料热端环境实验模拟装置，其特征在于所述的陶瓷内衬(10)为收敛结构，厚度为6～10，进口内径D为230～240，出口内径d为70～90，为氮化硅结合碳化硅陶瓷，孔隙率控制在25～35％。
全文摘要
本发明公开了一种航空发动机材料热端环境实验模拟方法与装置，本发明方法采用恒定燃气温度改变试样位置的方法进行热震模拟，采用引入氧气、水以及盐类水溶液的方法改变燃气组成进行加速模拟。本发明的装置是将常压亚音速风洞和材料性能试验机相结合，采用氮化硅结合碳化硅陶瓷作为燃烧室内衬来提高燃烧室的耐高温水平，其试件架+转动铰链+转动手柄的结构可进行热震模拟，其燃烧室周围分布的气嘴和水嘴，可提高氧分压和水分压，通过溶解在水中的盐类提高熔盐分压。本发明的方法具有模拟温度高、模拟时间短、模拟的环境因素全。利用现有的高温亚音速燃气风洞和材料性能试验机组成的实验装置造价低。
文档编号G01M9/02GK1546974SQ20031011896
公开日2004年11月17日 申请日期2003年12月9日 优先权日2003年12月9日
发明者成来飞, 张立同, 徐永东, 栾新刚, 刘小瀛 申请人:西北工业大学
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