【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空发动机压气机叶片与机匣钛火试验,一种航空发动机钛合金机匣钛火包容性试验方法。
技术介绍
1、航空发动机机匣在服役周期内所处的载荷与气流工况十分复杂。在受外物打击、疲劳以及相关缺陷(材料、设计、工艺、维修等)的影响时，发动机轮盘、轮毂、叶片等运动部件可能失效并高速撞击机匣。若机匣的强度不满足要求，产生的高能碎片穿透机匣，可能继续造成飞机机舱、油箱、液压管路及控制线路等关键部位的损坏，严重危及飞行安全。因此需要机匣将高能碎片“包”在发动机内，防止碎片穿透机匣而对飞机造成严重的二次损伤的能力，称为机匣包容性能或包容性。
2、当机匣的制造材料为钛合金时，则能够造成包容性失效的因素除高能碎片外，还包括钛合金叶片起火燃烧时所迸发的大量熔滴等。在高温高速气流及旋转离心力的作用下，这些钛合金熔滴或熔体将直接撞击钛合金机匣表面，附着至机匣表面的钛合金熔体呈现整体的液滴状，体积约为420-840mm3，由于熔体并非分散形式的粘附或撞击钛合金机匣表面，因此在动能与热能的混合作用下，能够形成局部的热量高度集中，从而对钛合金机匣造成一定烧蚀损伤，甚至烧穿引发机匣包容性失效。因此提出一种测试、验证钛合金叶片与机匣结构在一定气流工况条件下抗熔滴烧穿性能，对航空发动机压气机钛(叶片)-钛(机匣)结构的设计、优化、评估具有重要意义。
技术实现思路
1、本专利技术的目的是：专利技术目的：针对航空发动机钛合金叶片熔滴烧蚀钛合金机匣时的机匣结构验证与选材方法未建立而提出一种满足工程需求、易于
2、本专利技术的技术方案是：
3、提供一种航空发动机钛合金机匣钛火包容性试验方法，包括以下步骤：
4、步骤1)：将所述钛合金机匣模拟件和钛合金叶片模拟件安装于激光点火燃烧室(1)内；所述钛合金机匣模拟件为半包围结构，所述钛合金叶片模拟件伸入到所述钛合金机匣模拟件内部，且所述钛合金叶片模拟件的第一边缘与所述钛合金机匣模拟件的内壁接触，所述钛合金叶片模拟件的第二边缘对应所述半包围结构的开口，使得激光能够照射到所述第二边缘；
5、激光点火燃烧室用于模拟压气机的高温、高压和高速气流的试验环境，所述激光点火燃烧室内流通有热气流，所述热气流的流动方向为从所述第一边缘流向所述第二边缘；设置激光热源(4)功率w、激光照射时间t、热气流温度t以及热气流流速v；
6、步骤2)：开启激光热源(4)，使得激光照射所述第二边缘，照射保持一定的照射时间，使得钛合金叶片模拟件起火燃烧，并形成熔体；
7、步骤3)：在热气流作用下，推动钛合金叶片模拟件(6)的熔体向机匣模拟件(5)移动，所述熔体附着到机匣模拟件表面后，同时对机匣模拟件表面进行烧蚀，随着烧蚀所述熔体冷却；
8、步骤4)：待熔体在所述表面冷却后，判断钛合金机匣模拟件(5)是否被所述熔体烧穿，若烧穿，则终止试验；若未烧穿，则更换钛合金机匣模拟件和钛合金叶片模拟件，并梯度的提升热气流温度或热气流流速，重新执行步骤2)～步骤3)，直至出现烧穿，并将本次梯度提升前的气流温度t或气流速度值v记录为临界参数。
9、进一步的，步骤4中，仅对钛合金机匣模拟件烧蚀氧化视为未烧穿。
10、进一步的，钛合金叶片模拟件(6)为矩形薄片结构，而钛合金机匣模拟件(5)为开口圆弧形状，且厚度均匀；在垂直方向上投影，所述钛合金叶片模拟件投影面积至少3/4与钛合金机匣模拟件投影重合。
11、进一步的，热气流温度范围为200℃至700℃。所述热气流温度梯度差为50℃。
12、进一步的，所述照射钛合金叶片模拟件(6)的连续激光热源(4)功率设置范围为250-500w；
13、进一步的，所述照射钛合金叶片模拟件(6)的连续激光热源(4)照射时间设置范围为3-5s；
14、进一步的，所述激光点火燃烧室内的压力范围为0.2-0.4mpa。
15、进一步的，热气流流速范围为50-150m/s。热气流流速梯度差为30-40m/s，优选25m/s。可以通过燃烧室进口2和出口3来进行流量控制。
16、进一步的，步骤4)中，判断钛合金机匣模拟件(5)是否烧穿的方法为：如果钛合金机匣模拟件(5)烧蚀区域的背面仍保持平整，但出现局部或大面积的不规则圆形高温氧化区，则表明受到了熔滴烧蚀，判定为未烧穿，如果所述背面出现不规则凸起或熔体凝固后的痕迹，则表明烧穿；
17、进一步的，所述钛合金机匣模拟件(5)的厚度范围为0.8-3mm；
18、进一步的，所述钛合金叶片模拟件(6)与机匣模拟件(5)之间的连接方式包括焊接、钉接、榫接等，第一边缘与机匣模拟件之间没有缝隙。
19、进一步的，所述钛合金机匣模拟件(5)的非烧蚀区域开有小孔，用于对推动熔体移动的热气流泄压。
20、1)本专利技术的优点是：本专利技术基于钛合金激光点火试验装置，具有相应的温度、压力、流速传感器，能够有效模拟出更加接近航空发动机钛合金叶片服役的工况条件，能够在地面试验条件下获得航空发动机钛合金抗熔滴烧穿特性参数；
21、2)相较于摩擦点火试验方法，激光点火试验方法可以精确控制激光热源(4)功率与照射时间，从而调控输入到钛合金叶片模拟件(6)的热量，搭配气流温度、压力、速度的调节，不仅可以评价钛合金机匣模拟件(5)的抗熔滴烧穿性能，也可以高效评价钛合金叶片与机匣结构的钛火包容性；
22、3)本专利技术不仅明确了钛合金机匣模拟件(5)经熔滴烧穿的发生条件，获得了用气流速度与温度同时描述的钛合金熔滴烧穿与未烧穿边界，给出了钛合金表面烧穿的判断方法，有利于深入剖析高温熔滴对钛合金零部件造成热损伤的机理与特性；
23、4)本试验方法，成本可控、数据可靠、操作安全，具有一定的发展应用潜力。
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1.一种航空发动机钛合金机匣钛火包容性试验方法，其特征在于：包括以下步骤：
2.如权利要求1所述的一种航空发动机钛合金机匣钛火包容性试验方法，其特征在于：步骤4中，仅对钛合金机匣模拟件烧蚀氧化视为未烧穿。
3.如权利要求1所述的一种航空发动机钛合金机匣钛火包容性试验方法，其特征在于：钛合金叶片模拟件(6)为矩形薄片结构，而钛合金机匣模拟件(5)为开口圆弧形状，且厚度均匀；在垂直方向上投影，所述钛合金叶片模拟件投影面积至少3/4与钛合金机匣模拟件投影重合。
4.如权利要求1所述的一种航空发动机钛合金机匣钛火包容性试验方法，其特征在于：热气流温度范围为200℃至700℃。所述热气流温度梯度差为50℃。
5.如权利要求1所述的一种航空发动机钛合金机匣钛火包容性试验方法，其特征在于：所述照射钛合金叶片模拟件(6)的连续激光热源(4)功率设置范围为250-500W。
6.如权利要求1所述的一种航空发动机钛合金机匣钛火包容性试验方法，其特征在于：所述照射钛合金叶片模拟件(6)的连续激光热源(4)照射时间设置范围为3-5s。
<...【技术特征摘要】
1.一种航空发动机钛合金机匣钛火包容性试验方法，其特征在于：包括以下步骤：
2.如权利要求1所述的一种航空发动机钛合金机匣钛火包容性试验方法，其特征在于：步骤4中，仅对钛合金机匣模拟件烧蚀氧化视为未烧穿。
3.如权利要求1所述的一种航空发动机钛合金机匣钛火包容性试验方法，其特征在于：钛合金叶片模拟件(6)为矩形薄片结构，而钛合金机匣模拟件(5)为开口圆弧形状，且厚度均匀；在垂直方向上投影，所述钛合金叶片模拟件投影面积至少3/4与钛合金机匣模拟件投影重合。
4.如权利要求1所述的一种航空发动机钛合金机匣钛火包容性试验方法，其特征在于：热气流温度范围为200℃至700℃。所述热气流温度梯度差为50℃。
5.如权利要求1所述的一种航空发动机钛合金机匣钛火包容性试验方法，其特征在于：所述照射钛合金叶片模拟件(6)的连续激光热源(4)功率设置范围为250-500w。
6.如权利要求1所述的一种航空发动机钛合金机匣钛火包容性试验方法，其特征在于：所述照射钛合金叶片模拟件(...
【专利技术属性】
技术研发人员：弭光宝，孙若晨，隋楠，
申请(专利权)人：中国航发北京航空材料研究院，
类型：发明
国别省市：
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