专利名称：一种带热障涂层的叶片热疲劳失效的模拟测试方法
技术领域：
本发明属于航空工业中涡轮叶片性能检测技术领域，特别涉及一种在热循环条件
下测试高温部件热疲劳性能和失效过程的方法，具体涉及的是一种用于航空涡轮发动机内带热障涂层的叶片热疲劳失效的模拟测试方法。
背景技术：
近年来，随着航空发动机向高涵道比、高推重比、高涡轮进口温度方向发展，发动机的工作温度越来越高，其涡轮进口温度已成为衡量发动机性能好坏的一个关键性指标。现代航空涡轮发动机的涡轮进口温度最高达到1800K甚至2000K(约1727摄氏度，超过大多数金属材料的熔点)。为了满足日益提高的航空涡轮发动机的工作温度，目前主流的解决方法有第一，高温涡轮叶片高效冷却设计技术；第二，采用新的耐热材料制造涡轮叶片；第三，通过改进叶片的制造工艺，挖掘现有叶片材料的耐热潜力；第四，开发先进的隔热涂层。其中开发先进的隔热涂层技术是满足未来航空发动机的高性能要求而需要重点解决的技术难题。研究表明钴铬铝钇或镍钴铬铝钇物理气相沉积涂层可隔离高温燃气，使基体避免了腐蚀、氧化和硫化作用，使涡轮实际工作温度达1370摄氏度。陶瓷热障涂层用于涡轮叶片的隔热效果更好。目前已研制了两代用于涡轮的陶瓷隔热涂层。据报道，在普通铸造合金制成的叶片上涂有254mm厚的氧化锆涂层可使高温合金表面温度下降111-222。C，若应用于第三代单晶合金并结合先进冷却技术，可降温350°C，因此发动机的涡轮进口温度可能超过1850K。目前用于涡轮叶片的隔热涂层有下述技术特点(l)涂层结构采用粘结层和隔热层复合涂层；(2)涂层成分粘结层多为MCrAlY，面层为氧化锆涂层；(3)涂层工艺粘结层多用等离子喷涂工艺，陶瓷层用电子束物理气相沉积工艺。 众所周知，带陶瓷涂层的叶片工作在航空涡轮发动机的涡轮机上，其工作环境极端恶劣，载荷大，温度高，容易损坏。尤其是在高温热循环条件下，由于高温氧化、材料参数不匹配、高温材料变形、热应力等因素影响，带涂层的叶片受到反复加载的热应力、高温氧化和腐蚀的作用，通常出现开裂、脱落、界面分离等失效形式，大大降低了热端部件的使用寿命，其中热疲劳失效是影响带涂层的叶片服役寿命和可靠性评估的重要方式。那么在高温热循环环境下，如何监测带陶瓷涂层叶片的变形分布、应力分布、温度场分布情况？如何观测带陶瓷涂层叶片的表面形貌变化、表面裂纹、界面裂纹情况？如何判定叶片上陶瓷涂层开裂、脱落的时间和位置？如何有效的评估叶片的热疲劳性能和使用寿命？目前尚未见专门用于带热障涂层的叶片热疲劳失效的模拟测试方法的报道。相关类似的研究工作报道有三菱重工业株式会社弗里德里希等人提供一种用于定量评估涡轮叶片的疲劳寿命的涡轮叶片疲劳寿命评估方法(专利公开号CN1517691)。在该专利中，如果涡轮叶片纵向的蠕变伸长应变小于初始长度的0.5%，则确定涡轮叶片在其疲劳寿命之内；如果涡轮叶片纵向的蠕变伸长应变为初始长度的0.5%或更大，则确定涡轮叶片超过其疲劳寿命。该专利主要对涡轮叶片的纵向容许应变作了定义，不能测试整个叶片的变形情况，进而难以根据叶片的整体变形情况来预测其疲劳失效；同时还不能实现在高温环境下实时测试叶片各个方
4向的变形情况，还没有涉及到带热障涂层的叶片的热疲劳失效。
发明内容
为了解决现有技术中存在的上述难题，本发明的目的是在模拟高温热循环加载环境下提供一种带热障涂层的叶片热疲劳失效的模拟测试方法，为航空涡轮发动机内带涂层的叶片试样热疲劳失效和可靠性评估问题提供合理的解决方案。 为达到上述目的，本发明采取的技术方案是本发明涉及的测试装置包括快速升温和降温系统、实时温度测试采集系统、空气冷却系统、非接触式三维变形测试系统、声发射无损检测系统、复阻抗交流频谱测试系统、试验控制平台等。 本发明涉及的测试方法主要包括在热循环条件下实时测试带热障涂层的空心涡轮叶片试样的温度场(温度梯度变化)、表面形貌图像演变、三维变形场、三维位移场、界面氧化层及其增厚规律、热疲劳裂纹萌生与扩展、冷却气流量的方法。 本发明主要涉及一种带热障涂层的叶片热疲劳失效的模拟测试方法，使用了ARAMIS非接触式三维变形在线测量系统、声发射和复阻抗交流频谱无损测试系统、计算机温度采集系统、氧乙炔快速双向加热装置，该方法包括以下关键步骤 (1)对带热障涂层的叶片试样的陶瓷表面进行工艺处理，使被测试样的陶瓷表面形成耐高温的散斑�。宰魑狝RAMIS非接触式三维变形在线测量系统的特征散斑�。�
(2)设置和连接声发射和复阻抗交流频谱无损测试系统将电极、波导管的一端分别焊接在所述被测试样的陶瓷表面和两端金属基底上，把电极和波导管的另一端连接到声发射和复阻抗交流频谱无损测试系统，然后把被测试样固定在试验控制台的夹具上；
(3)调节热电偶固定装置，把多支热电偶紧贴在被测试样表面，每支热电偶分别连接到计算机温度采集系统，用来测试被测试样不同区域的温度，并启动计算机和温度采集软件； (4)启动ARAMIS非接触式三维变形测试系统调节照明光源，并固定两个呈"V"字摆放的摄像机，摄像机摆放夹角40-50° ;确定所关注被测试样的区域；利用所述ARAMIS非接触式三维变形测试系统配备的标定板对摄像机进行标定，确定两个摄像机的几何、光学参数，将空间坐标与摄像机坐标重合；标定完毕后，运行应变测试软件，设定ARAMIS测试软件拍摄频率，在线测试自动保存数据模式； (5)对所述试样夹具和喷枪固定装置采用水冷却，对具有内部冷却通道的被测试样通入冷却气流进行冷却，对不具备冷却通道的被测试样忽略冷却过程；
(6)设定被测试样热疲劳实验的方式和要求； (7)启动氧乙炔快速双向加热装置，通过控制机械传动开关，对被测试样表面进行双面快速加热，升温速率控制在IO(TC /s 300°C /s，使被测试样表面温度稳定在设定的温度值，达到设定的保温时间后；然后通过控制电机，停止加热，使被测试样表面冷却，通过调节控制氧乙炔快速双向加热装置的位置和时间，完成每一次"加热_保温_冷却"热循环实验，测定其热疲劳失效过程； (8)在热疲劳模拟实验过程中，实时测试和记录的数据包括被测试样的温度场变化、三维变形场变化、三维位移场变化、试验表面形貌的演变、声发射监测的事件数量、裂纹扩展情况；
(9)定义试样发生热疲劳失效的标准在热循环试验中，脱落的陶瓷涂层面积占总表面积的30%时，即认为该被测试样热疲劳失效；重复进行步骤6-8，直至试样发生热疲劳失效，完成热疲劳试验模拟及监测；模拟实验完成后，关闭本试验装置的仪器和设备，同时分析和整理实验数据，判断被测试样的疲劳失效机理和危险区域。 所述步骤(1)中，采用向被测试样的陶瓷表面喷洒高温涂料，或者在被测试样制
备完毕之后再喷涂一层反色涂料的方法，以形成具有高反光性能的散斑�。允沟肁RAMIS
非接触式三维变形在线测量系统在高温热循环条件下能免受高温影响而正常测试。 所述步骤(2)中，所述波导杆为铂丝波导杆，其一端与试样点焊连接，另一端通过
机械装置以及超声耦合介质与声发射传感器连接耦合。 所述步骤(3)中，热电偶的数量及分布为在被测试样陶瓷表面设置4 6支热电偶以测试叶片不同表面位置的温度变化，并设置1 3支热电偶测试叶片冷却通道入口和出口的温度。 所述步骤(4)中，在被测试样和两个CCD摄像机之间各设置一块红外滤镜，以消除
高温试样红外辐射的影响，提高ARAMIS非接触式三维变形测试系统的精度。 所述步骤(5)中，对试样内部冷却通道通以冷却气流来控制在热循环条件下被测
试样金属基底内部温度，以近似模拟其服役环境下的温度梯度分布。 所述步骤(7)中，氧乙炔快速双向加热装置的加热温度范围为20°C 3000°C。 所述方法能够模拟航空发动机内温度交变循环的热疲劳服役环境，并同步实现对
试样的温度、温度梯度、表面形貌图像演变、三维变形场、三维位移场、界面氧化层及其增厚
规律、热疲劳裂纹萌生与扩展、冷却气流量等数据实时测试和分析。 在上述的九个步骤中，本发明涉及的主要特点有 1)高温燃气对试样加热，模拟温度交变工作环境。本发明选用高温燃气作为加热源。与红外加热、高温炉等方式相比，其特点是升温和降温速率快，能模拟出航空发动机内的高温热循环工作环境。系统加热温度可控制在20°C-3000°C 。该加热方式是采用对称结构的双向环绕加热对试样整体进行快速加热、保温、冷却，完成温度交变工作环境的模拟。
2)数据的实时采集与处理。本发明所提供的方法能实时监测试样的温度、温度梯度、表面形貌图像演变、三维变形场、三维位移场、界面氧化层及其增厚规律、热疲劳裂纹的萌生与扩展、冷却气流量等。主要通过以下几个方面来实现对试样不同方面的实验数据收集。
(a)高温环境下三维应变场与三维位移场实时测试方法本发明选择的德国
ARAMIS非接触式三维应变测试方法，其测试原理是采用数字图像相关方法(DIC法)，即对
待测物体拍摄变形前后两幅散斑�。低橙砑叱∽墒稚叱〗性怂悖梢粤�
测真实物体的面内移动、实现非接触、全场性、现场使用、及便于自动化。
(b)叶片中多点温度场同时测试方法，本发明选择热电偶测温的方法。其优点是
测量精度高，测温范围广，使用方便。通过调整热电偶位置，可以方便的实现试样内外表面
任一点温度的测试。 (c)试样热疲劳裂纹的萌生与扩展的测试方法。本发明采用声发射方法动态连续监测试样热疲劳损伤行为，测定涂层断裂或界面断裂时间和位置。声发射动态检测仪的探头通过耦合介质、波导杆与被测试样接触，声发射器放置在试验台上，采集后的数据传输给计算机处理。声发射信号通过软件运算处理实现对试样热疲劳裂纹的萌生与扩展的测试。
(d)高温下试样界面氧化层及其增厚规律的测试方法。本发明采用材料电性能交流阻抗谱测试系统实现界面氧化层及其增厚规律的测试。其测试原理是交流阻抗谱是一种基于对测量体系施加小幅度微扰信号(电流或电压)，测量体系对信号的响应信息。测量是基于频率的，原始数据包含了施加信号电压(或电流)对测得的信号电流(或电压)的相位移及阻抗的模幅值，从这些数据中可以计算出阻抗的实部与虚部。根据这些参数还可以进一步计算出导纳y、电容C、模的实部虚部，圆频率叫等变量。在服役环境下利用交流阻抗谱具有对带热障涂层的叶片的物理性能、微观结构、化学组成、缺陷等非常敏感的特点，可以实现在热端材料的服役过程中对上述的变化进行原位评估与监测，尤其是对界面氧化层及其增厚规律原位监测。 本发明专利可以解决以下几方面的问题在模拟服役环境的高温条件下，获得带陶瓷涂层的不规则几何形状的叶片的应变场分布、应力场分布和位移场分布情况，实时监测涂层表面或界面裂纹萌生、开裂和脱落过程，并根据声发射实验数据分析可获得涂层脱落的重要条件和依据。利用本发明提供的方法，还可以有针对性的获得在热疲劳模拟试验中带涂层的叶片不同位置(叶根、叶腹、叶背、叶片前缘等)的变形和热疲劳失效区域，这对于评估带陶瓷涂层的叶片的热疲劳性能和失效提供重要的实验数据和可视化过程，进而可为预测叶片的热疲劳性能和服役寿命提供重要的实验依据。
本发明所采用方法与现有其他类似试验模拟与测试方法相比，还具有以下优点
1.能模拟航空发动机内的高温热疲劳工作环境。 2.能够原位测试复杂几何形状试样的温度、温度梯度、表面形貌图像演变、三维变
形场、三维位移场、界面氧化层及其增厚规律、界面裂纹萌生与扩展情况。 3.通过对真实热端部件的模拟实验，能够获得有针对性的实验结果，直接解决实
际中遇到的某些关键工程问题，为预测热端部件的服役寿命提供重要的实验依据。 4.该方法使用温度范围广，能适用模拟不同类型叶片的测试，应用性强。 5.操作简单，试验设备容易实现，试验成本低，并且便于实现与其它测试仪器一起
协调测试。
图1是带热障涂层的叶片热疲劳失效的模拟和实时检测流程 图2是试样陶瓷表面三个不同位置处的温度数据监测 图3是带热障涂层的叶片温度梯度(隔热效果)测试图； 图4是在高温热循环过程中，ARAMIS非接触式三维变形在线测量系统对带热障涂层的叶片陶瓷表面三维主应变的监测数据图； 图5是在每次冷却过程中，ARAMIS非接触式三维变形在线测量系统对带热障涂层的叶片陶瓷表面三维主应变的监测数据图； 图6为在热循环过程中声发射无损检测系统测试叶片表面涂层的声发射信号小波分析数据图； 图7交流复阻抗频谱法测试叶片热障涂层内高温界面氧化层的增长与氧化时间的关系图。
具体实施例方式
本发明涉及的是一种用于航空涡轮发动机内带热障涂层的叶片热疲劳失效的模拟测试方法，下面结合附图，对本专利的实施方式作进一步的详细说明。 图1是本发明提供涡轮叶片热疲劳失效的实时测试方法的流程图。本实施例可按照一下步骤进行 第一步，制备试样采用等离子喷涂工艺，在某型号空心涡轮叶片表面喷涂热障涂层隔热材料。其系统组成是过渡层材料为NiCrAIY合金，其厚度约为lOOym;陶瓷粉末材料为含8% Y203的Zr02，陶瓷层厚度约为300 y m。然后在试样陶瓷表面喷洒一层反色的耐超高温涂料，使试样表面形成有较高反光性能的散斑�。宰魑狝RAMIS非接触式三维变形在线测量系统的特征散斑�。链耸匝捌谧急腹ぷ魍瓯�。 第二步，用电焊设备把测试用的电极、波导管分别焊在第一步所完成试样表面和两端金属基底上，把电极和波导管另一端连接到声发射无损检测仪器和复阻抗交流频谱测试系统，然后把试样固定在试验控制台的夹具上。然后将3支热电偶固定在涡轮叶片陶瓷涂层表面，测得温度变化分别用T1、T2、T3表示，再分别设置l支热电偶固定在涡轮叶片内表面某点、1支热电偶固定与内表面对应的外表面。每支热电偶分别连接到计算机温度采集系统，测得的单次热循环的温度数据参见图2、图3。 第三步，启动ARAMIS非接触式三维变形测试系统。调节照明光源至合适强度，并固定两个"V"字摆放的摄像机，摄像机摆放夹角为45。。确定所关注区域为涡轮叶片压力面。利用系统配备标定板对摄像机进行标定，确定两个摄像机内、外参数(几何、光学参数)，将空间坐标与摄像机坐标重合。标定完毕后，运行应变测试软件，设定ARAMIS测试软件拍摄频率为1张/5秒，在线测试自动保存数据模式。 第四步，打开试样夹具和喷枪固定装置的冷却水开关。打开涡轮叶片内部通道的冷却气体控制开关，使冷却气体从涡轮叶片底部冷却通道进入叶片内，由顶部通孔排出，使陶瓷涂层表面至金属基底内表面形成高温度梯度。 第五步，启动氧乙炔快速双向加热装置，调节燃气气流量，点火8 10秒后燃气温
度稳定。通过控制机械传动开关，对涡轮叶片表面进行双面快速加热，升温速率约IO(TC /
s，使表面温度稳定在115(TC左右，并保持5分钟。在本实施例中，每一个热循环方式是加热
时间10s，保温时间为300s，冷却时间200s。设定热循环次数是300次。 第六步，在热疲劳模拟实验过程中，实时测试和记录带热障涂层的涡轮叶片试样
的温度场变化、三维变形场变化、三维位移场变化、陶瓷涂层表面形貌的演变、声发射监测
的事件数量、界面氧化层的生长演变规律和涂层脱落情况等。例如ARAMIS非接触式三维变
形测试系统所测得的试样三位变形场随热循环变化而变化，如图5所示。声发射无损检测
系统对带热障涂层的叶片在热循环过程中损伤测试数据，如图6所示。交流复阻抗频谱法
测试叶片热障涂层内高温界面氧化层的增长与氧化时间的关系，如图7所示。 第七步，当叶片上陶瓷涂层脱落的面积占叶片总表面积的30%时，则认为热片已
经发生热疲劳失效。停止模拟实验，分析和整理实验数据，判断带热障涂层的涡轮叶片中涂
层的失效机理和最先破坏的危险区域。 以上所述的实施例，只是本发明的一个较佳的具体实施方式
，本领域的技术人员可以在权利要求的范围内做出各种修改c
权利要求
一种带热障涂层的叶片热疲劳失效的模拟测试方法，使用了ARAMIS非接触式三维变形在线测量系统、声发射和复阻抗交流频谱无损测试系统、计算机温度采集系统、氧乙炔快速双向加热装置，其特征在于，该方法包括以下关键步骤(1)对带热障涂层的叶片试样的陶瓷表面进行工艺处理，使被测试样的陶瓷表面形成耐高温的散斑�。宰魑狝RAMIS非接触式三维变形在线测量系统的特征散斑�。�(2)设置和连接声发射和复阻抗交流频谱无损测试系统将电极、波导管的一端分别焊接在所述被测试样的陶瓷表面和两端金属基底上，把电极和波导管的另一端连接到声发射和复阻抗交流频谱无损测试系统，然后把被测试样固定在试验控制台的夹具上；(3)调节热电偶固定装置，把多支热电偶紧贴在被测试样表面，每支热电偶分别连接到计算机温度采集系统，用来测试被测试样不同区域的温度，并启动计算机和温度采集软件；(4)启动ARAMIS非接触式三维变形测试系统调节照明光源，并固定两个呈“V”字摆放的摄像机，摄像机摆放夹角40-50°；确定所关注被测试样的区域；利用所述ARAMIS非接触式三维变形测试系统配备的标定板对摄像机进行标定，确定两个摄像机的几何、光学参数，将空间坐标与摄像机坐标重合；标定完毕后，运行应变测试软件，设定ARAMIS测试软件拍摄频率，在线测试自动保存数据模式；(5)对所述试样夹具和喷枪固定装置采用水冷却，对具有内部冷却通道的被测试样通入冷却气流进行冷却，对不具备冷却通道的被测试样忽略冷却过程；(6)设定被测试样热疲劳实验的方式和要求；(7)启动氧乙炔快速双向加热装置，通过控制机械传动开关，对被测试样表面进行双面快速加热，升温速率控制在100℃/s～300℃/s，使被测试样表面温度稳定在设定的温度值，达到设定保温时间后；然后通过控制电机，停止加热，使被测试样表面冷却，通过调节控制氧乙炔快速双向加热装置的位置和时间，完成每一次“加热-保温-冷却”热循环实验，测定其热疲劳失效过程；(8)在热疲劳模拟实验过程中，实时测试和记录的数据包括被测试样的温度场变化、三维变形场变化、三维位移场变化、试验表面形貌的演变、声发射监测的事件数量、裂纹扩展情况；(9)定义试样发生热疲劳失效的标准在热循环试验中，脱落的陶瓷涂层面积占总表面积的30％时，即认为该被测试样热疲劳失效；重复进行步骤6-8，直至试样发生热疲劳失效，完成热疲劳试验模拟及监测；模拟实验完成后，关闭本试验装置的仪器和设备，同时分析和整理实验数据，判断被测试样的疲劳失效机理和危险区域。
2. 根据权利要求1所述的一种带热障涂层的叶片热疲劳失效的模拟测试方法，其特征在于所述步骤(1)中，采用向被测试样的陶瓷表面喷洒高温涂料，或者在被测试样制备完毕之后再喷涂一层反色涂料的方法，以形成具有高反光性能的散斑�。允沟肁RAMIS非接触式三维变形在线测量系统在高温热循环条件下能免受高温影响而正常测试。
3. 根据权利要求1所述的一种带热障涂层的叶片热疲劳失效的模拟测试方法，其特征在于所述步骤(2)中，所述波导杆为铂丝波导杆，其一端与试样点焊连接，另一端通过机械装置以及超声耦合介质与声发射传感器连接耦合。
4. 根据权利要求1所述的一种带热障涂层的叶片热疲劳失效的模拟测试方法，其特征在于所述步骤(3)中，热电偶的数量及分布为在被测试样陶瓷表面设置4 6支热电偶以测试叶片不同表面位置的温度变化，并设置1 3支热电偶测试叶片冷却通道入口、内表面和出口的温度。
5. 根据权利要求1所述的一种带热障涂层的叶片热疲劳失效的模拟测试方法，其特征在于所述步骤(4)中，在被测试样和两个CCD摄像机之间各设置一块红外滤镜，以消除高温试样红外辐射的影响，提高ARAMIS非接触式三维变形测试系统的精度。
6. 根据权利要求1所述的一种带热障涂层的叶片热疲劳失效的模拟测试方法，其特征在于所述步骤(5)中，对试样内部冷却通道通以冷却气流来控制在热循环条件下被测试样金属基底内部温度，以近似模拟其服役环境下的温度梯度分布。
7. 根据权利要求1所述的一种带热障涂层的叶片热疲劳失效的模拟测试方法，其特征在于所述步骤(7)中，氧乙炔快速双向加热装置的加热温度范围为20°C 3000°C。
8. 根据权利要求1所述的一种带热障涂层的叶片热疲劳失效的模拟测试方法，其特征在于所述方法能够模拟航空发动机内温度交变循环的热疲劳服役环境，并同步实现对试样的温度、温度梯度、表面形貌图像演变、三维变形场、三维位移场、界面氧化层及其增厚规律、热疲劳裂纹萌生与扩展、冷却气流量等数据实时测试和分析。
全文摘要
本发明属于航空工业中涡轮叶片性能检测技术领域，具体涉及一种带热障涂层的叶片热疲劳失效的模拟测试方法。该方法能够模拟高性能航空发动机内各类叶片的温度交变循环的热疲劳工作环境，并同步实现对带热障涂层的叶片试样的温度、温度梯度、表面形貌图像演变、三维变形场、三维位移场、界面氧化层及其增厚规律、热疲劳裂纹萌生与扩展、冷却气流量等数据实时测试和分析，实现了热疲劳实验过程中叶片三维热应变和应力的实时监测，为预测叶片的热疲劳破坏位置和失效时间提供一个重要手段。该方法所获得的实验数据可为有效评估航空发动机叶片在高温燃气环境下的破坏机理，以及预测陶瓷涂层脱落位置、脱落时刻和服役寿命提供重要的试验依据。
文档编号G01N27/04GK101776645SQ20101000015
公开日2010年7月14日 申请日期2010年1月6日 优先权日2010年1月6日
发明者吴多锦, 周益春, 杨丽, 毛卫国 申请人:湘潭大学
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