[发明专利]一种航空发动机涂层组织性能变化检测方法

说明书

本发明提供了一种航空发动机涂层组织性能变化检测方法，包括如下步骤：S1：获取航空发动机涂层部位环境温度、工作压力和工作时间；S2：将发动机涂层试样放入热等静压炉，调节热等静压炉的温度和压力；S3：对经过S2处理后的涂层试样进行硬度、结合力、微观组织和宏观组织进行测试，获得涂层在模拟航空发动机氧化、压力和高温环境时效处理后的组织性能变化特征与趋势。本发明所提供的检测方法，在传统的检测方法上通过热等静压炉的增加，增加了对涂层压力的模拟，模拟了真实发动机涂层部位温度、压力对涂层性能的影响，低成本实现涂层在模拟环境中产生氧化、烧结、致密化等变化，通过对涂层试样的研究获得涂层性能变化趋势。

技术领域

本发明属于航空发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机涂层组织性能变化测试方法。

背景技术

航空发动机采用了多种涂层技术，如在与转子叶片对偶的机匣内壁制备可磨耗封严涂层，避免转子叶片与机匣直接碰磨，减少转静子之间间隙，提高发动机效率；在涡轮叶片表面热障涂层，降低环境向基体传热热导率，降低叶片基体材料温度以保持其力学性能。

航空发动机工作过程中，涂层受到环境温度、压力、气流等综合作用，可能导致涂层剥落失效，失效磨损包括温度对涂层产生氧化、烧结相变；压力导致涂层挤压致密化/硬化；气流冲刷涂层导致涂层剥落。涂层本身性能变化主要原因是环境温度和压力，气流冲刷为次要原因，涂层在环境温度压力作用下相变后，气流冲刷促进了涂层剥落。理论上研究涂层环境时效的最好方式是随发动机整机或部件试验，但发动机整机或部件试验试验成本高，单项涂层技术研究无法承担数百上千小时的整机或部件试验成本；且开展的涂层相变、致密化研究将导致零件破环或形成缺陷源，不能基于整机或部件开展涂层环境时效研究。现有技术中，一般采用单一的热处理方法研究温度对涂层的影响，只能实现环境温度与时间对涂层烧结氧化的影响，无法实现多因素条件下涂层性能演化研究，准确评估涂层性能变化趋势。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提供了一种航空发动机涂层组织性能变化检测方法，基于涂层使用环境，通过对涂层试样施加环境温度和压力条件，模拟实现发动机对涂层时效处理主要因素，为研究涂层组织性能变化提供试验方法。

本发明的目的在于，提供一种航空发动机涂层组织性能变化检测方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：

S1：获取航空发动机涂层部位环境温度、工作压力和工作时间；

S2：将发动机涂层试样放入热等静压炉，调节热等静压炉的温度和压力，使得温度和压力分别与S1所述的环境温度、工作压力相同，并保持S1所述的工作时间；

S3：对经过S2处理后的涂层试样进行硬度、结合力、微观组织和宏观组织进行测试，获得涂层在模拟航空发动机氧化、压力和高温环境时效处理后的组织性能变化特征与趋势。

本发明所提供的航空发动机涂层组织性能变化检测方法，还具有这样的特征，所述热等静压炉的内的气氛包括从富氧气氛、空气和贫氧气氛中选择的一种。

本发明所提供的航空发动机涂层组织性能变化检测方法，还具有这样的特征，所述S1中环境温度、工作压力通过发动机流场计算获得。

本发明所提供的航空发动机涂层组织性能变化检测方法，还具有这样的特征，所述S1中环境温度、工作压力通过设置在涂层部位的温度传感器和压力传感器获得。

本发明所提供的航空发动机涂层组织性能变化检测方法，还具有这样的特征，所述S1中工作时间通过发动机寿命和载荷谱计算。

本发明所提供的航空发动机涂层组织性能变化检测方法，还具有这样的特征，所述涂层试样包括基体以及通过粘结层粘结在基体上的涂层。本发明所提供的航空发动机涂层组织性能变化检测方法，还具有这样的特征，所述基体的材质包括从不锈钢、钛合金和高温合金中选择的一种。