[发明专利]高压涡轮工作叶片冷却气膜孔检测平台及测试方法

说明书

本发明公开了一种高压涡轮工作叶片冷却气膜孔检测平台及测试方法，包括气体加热装置、冷却系统、工件调节系统、支撑机架、控制系统、热成像仪、显示单元、工作气源、压缩空气气源、热气测温传感器、第一角阀座、第二角阀座、工件测温传感器和浮子流量计；浮子流量计的输入端与工作气源连接，浮子流量计的输出端与气体加热装置的输入端连接，气体加热装置的输出端与工件调节系统相连接，在气体加热装置和工件调节系统之间的管路中设有第一角阀座和热气测温传感器；冷却系统与气体加热装置采用并联方式连接工件调节系统，在冷却系统与工件调节系统之间的管路中设有第二角阀座、工件测温传感器；该平台可快速、准确判断出冷却气膜孔实际状态。

技术领域

本发明涉及一种中空结构叶片冷却气膜孔检测技术，特别是涉及一种高压涡轮工作叶片冷却气膜孔检测平台及测试方法。

背景技术

公开资料表明：航空发动机对推重比的要求日益提升，导致发动机涡轮前温度进一步提升。推重比10发动机的涡轮前温度约为1940K，未来第五代航空发动机涡轮前燃气温度为2100-2300K。随着涡轮前燃气温度的大幅提高，在使用先进耐热材料、先进冷却技术以及热障涂层共同作用，才能实现涡轮叶片的长期可靠工作。

早期的涡轮叶片没有采用冷却技术，涡轮前温度受到叶片材料的限制，难以超过1050℃。随着冷却技术的日益成熟，目前用于航空发动机涡轮叶片冷却的基本冷却技术主要有气膜冷却、冲击冷却、肋壁强化换热、扰流柱强化换热等，其基本冷却原理是冷气从叶片下部进入叶片内部，通过到肋壁的内流冷却通道，对叶片的内表面实施有效的冷却，一部分冷气通过冲击孔，以冲击冷却的形式对叶片前缘内表面进行冷却，一部分通过气膜孔流出，在涡轮叶片表面形成一层冷气薄层，对叶片表面进行有效保护，剩下的一部分气体经过叶片尾部的扰流柱，被扰动强化换热以后从尾缘排出。

通常影响气膜冷却效果的因素有：①气膜孔的几何形状，比如气膜孔的喷射角度、孔径的大小、孔长与孔径的比、孔的间距、孔排数亦即孔出口的形状；②孔的气动参数，比如主流速度、吹风比、冷气流与主流的动量比、主流湍流度、气膜孔前边界层发展情况、压力梯度等。现代航空发动机涡轮叶片气膜孔发展由冲击冷却、气膜冷却逐步发展至层板冷却，小孔精密铸造，能够在叶片内部铸造出细小腔体和扰流柱结构，随制造技术的发展，层板结构将逐步获得应用。气膜冷却系统在涡轮叶片中起到至关重要的作用，如气膜孔偏差导致叶片实际温度比预测温度高出10℃，叶片服役寿命将降低一半左右，会对飞行安全性造成极大的隐患。

高压涡轮叶片涂覆热障涂层前，需要对孔径进行系统检查确定其孔径通堵及孔径符合要求。涂覆热障涂层过程中，会对高压涡轮工作叶片冷却气膜孔形成缩孔，影响冷却气膜孔孔径大小和冷却效果；在中间喷砂、热处理过程中，操作不当可能会对高压涡轮工作叶片冷却气膜孔形成堵孔，影响冷却气膜孔通堵。目前对冷却气膜孔通堵与孔径大小的检测方法，一般为塞规法与水流量法。塞规法采用不同直径标准塞规逐个对冷却气膜孔进行适配检验，效率低且存在较大断针堵孔的风险；水流量法采用一定压力的水流，通入叶片内腔通道，表征整个通道位置气膜孔的流通量，该方法效率高，但是只能整体表征流道和气膜孔的整体流通量数据，不能准确得到每个气膜孔的信息。在工程应用过程中，为了提高检验效率，采用符合气膜孔尺寸的不锈钢通针，检验气膜孔尺寸的下限，但是完全依靠人工，效率低，针对导向器至少几百个气膜孔，高压涡轮工作叶片一般为一百余个气膜孔，耗时耗力。

即使随着飞秒激光、皮秒激光等技术的发展，在涡轮叶片表面先涂覆涂层再进行气膜孔制备成为可能，即使如此，所制备的气膜孔由于热障涂层陶瓷层/粘结层/基体多层复杂结构及涂层不均质特性，批量加工过程中，仍然会导致加工气膜孔尺寸和形状等偏差，会导致叶片气膜冷却效果及温度场的差异，因而也存在孔径、形态检测的需求。

因此，考虑到目前冷却气膜孔检测技术的不足，且叶片内腔为封闭结构，一般的光学或者其他无损检测方法难以实现对气膜孔的检测，急需一种可快速、准确、有针对性的冷却气膜孔检测平台及测试方法。

发明内容