[发明专利]一种模拟热障涂层服役环境并实时检测其失效的试验装置

说明书

技术领域

本发明涉及一种模拟热障涂层服役环境并实时检测其失效的试验装置，特别涉及的是一种模拟航空发动机热障涂层涡轮叶片高温、腐蚀、冲蚀以及动态旋转或静止的服役环境，并对这一服役环境下热障涂层的失效参数进行同步实时检测的试验装置，属于特殊服役环境的模拟装置领域。

背景技术

航空发动机被誉为飞机的“心脏”，对航空航天工业的发展起着决定性的作用。发动机的关键参数是其推重比，以第一代战斗机F86和第四代战机F22为例，其发动机的推重比已从小于2发展到大于10，显然，提高航空发动机的推重比是提高发动机性能和效率的必然措施和必然趋势。随着推重比的提高，发动机的燃气进口温度不断提高，到第四代战斗机时，航空发动机的燃气进口温度已经达到了1700 °C左右。燃气进口温度的大幅提升无疑对发动机热端部件即涡轮叶片材料提出了更高的要求。为了满足涡轮叶片的使用要求, 各国先后研制出一系列用于涡轮叶片的超级高温合金材料，目前先进镍基高温单晶的使用极限温度为1150 °C，显然单独使用高温金属合金材料技术已不能满足先进航空发动机迅速发展的迫切要求。早在1953年美国的NASA中心提出了热障涂层的概念，即将耐高温、高隔热的陶瓷材料涂覆在基体合金表面，以降低合金表面工作温度从而提高发动机的热效率。这一概念提出以后，立即引起了世界各国国防部门、高校和研究机构的高度关注，在美国、欧洲以及我国的航空发动机推进计划中，均把热障涂层技术列为高性能航空发动机的关键技术之一。而且认为，采用热障涂层技术是目前大幅度提高航空发动机工作温度最切实可行的方法。

热障涂层一般由隔热防护的陶瓷层，承受机械载荷的基底层、增强陶瓷与基底粘结力的中间过渡层以及在制备和服役过程中形成的氧化层组成。应用热障涂层的涡轮叶片通常是壳体，壳体里面用冷却剂冷却，叶片外表面热障涂层的温度可达到1100 ^oC ~ 1700 ^oC, 而基底合金材料内表面的温度也可以达到700 ^oC或者更高。在实际服役过程中，热障涂层通常出现开裂、脱落、界面分离等失效和断裂。影响热障涂层失效与断裂的因素很多，除了自身复杂的几何形状、微观结构及各层之间的性能差异等自身原因外，最关键的是热障涂层服役在极其恶劣而又复杂的热、力、化学耦合的环境。这些复杂的服役环境包括：(1)长时间的高温环境。在长时间的高温环境下，热障涂层会发生界面氧化、蠕变、热疲劳和相变；(2)高温化学腐蚀。航空燃气涡轮发动机使用的燃料中含Na，S，P，V等杂质元素，这些杂质元素会引起化学反应，以Na₂SO₄形式沉积在高温部件上，因此热障涂层的应用经常遇到各类硫酸盐的腐蚀问题；(3)硬质颗粒的冲蚀。在航空发动机在服役过程中，将不可避免的遇到夹杂硬质颗粒的撞击，形成冲蚀。形成冲蚀的粒子一般在发动机内产生，或者由于在燃烧过程中形成的碳颗粒，或者是由于发动机磨损形成的粒子。要综合考虑热障涂层复杂的几何结构，复杂的热、力、化学等多种载荷的耦合作用，依靠常规的如拉伸、弯曲、热力疲劳、热冲击等力学实验方法来研究其失效行为是不现实的。早在20世纪70年代，美国的NASA中心就将热障涂层在相当高热流密度的J-75涡轮发动机上进行了试车，验证了热障涂层的隔热效果，并以此为依据调整了陶瓷层各成分的配方。但是，在实际的航空发动机上试车需耗费巨大的人力和物力。因此，如果我们能发展热障涂层服役环境的试验模拟技术，对其复杂的服役环境进行模拟，对其失效过程中的温度场、应变场、变形、表面形貌、裂纹的萌生与扩展、界面形貌的演变等损伤参量进行实时或原位的无损检测，即直接的“看”损伤在制备或服役过程中形成、演化的过程，则能为正确的理解其失效行为、预测其服役寿命、指导其优化设计与安全应用提供直接的依据和指导。