一种模拟和实时测试涡轮叶片热障涂层冲蚀的试验装置

摘要

一种模拟和实时测试涡轮叶片热障涂层冲蚀的试验装置，属于特殊服役环境模拟装置领域。试验装置包括冲蚀颗粒输入系统、试验测试平台、温度测试系统、声发射无损检测系统、控制平台等。在试验测试平台(1)上安装有竖直的固定轴(101)；固定轴与水平方向的支撑轴连接。本发明能模拟高性能航空发动机内硬质颗粒在气流的带动下对涡轮叶片热障涂层反复冲击的冲蚀服役环境，通过控制冲蚀粒子的冲蚀速度、角度、大小等参数实现涂层在服役过程中遭受不同硬质颗粒的冲蚀过程，并同步实现对试样的温度、表面形貌图像演变、界面氧化等数据实时测试和分析。该装置可为有效评估涡轮叶片涂层在特殊服役环境下的冲蚀失效过程及失效机理提供重要的实验平台。

权利要求

1.一种模拟和实时测试涡轮叶片热障涂层冲蚀的试验装置，其特征在于，该装置包括试验测试台以及分别与该试验测试台连接的高温冲蚀系统、实时检测系统、冷却系统、试验控制系统；

所述试验测试台包括模拟热障涂层涡轮叶片的试样夹持装置(101-104)、挡板(105)、实验操作平台(107)；

高温冲蚀系统包括高温燃气喷枪(201，204，205，207，208)、冲蚀颗粒加料系统(202，

203，206)；

实时检测系统包括非接触式三维变形测试系统(310)、声发射无损检测系统(320)、温度测试采集系统(330)、高速CCD摄像系统(340)；

冷却系统包括热障涂层样品的气冷(401，403，405)与整个模拟装置的水冷循环系统(402，404)；

试验控制系统为实验与实时检测系统的控制与显示模块(5)；

在试验测试平台(1)上中间位置安装一个竖直的固定轴(101)，固定轴与水平方向的支撑轴(102)连接；用于夹持试样(6)的试样夹具圆盘(103)及夹具固定装置(104)固定在支撑轴(102)的前方；支撑轴上制作有角刻度，试样圆盘能围绕轴心转动；将样本所在的装置区域用打孔的石英玻璃做成的挡板(105)围起来；挡板(105)的下面即是实验操作平台(107)；

挡板(105)的左侧设置喷枪固定装置(111)，喷枪固定装置(111)下是水平移动导轨(110)，喷枪内部设有颗粒管道与燃气通道，分别与冲蚀颗粒输入系统(202)和气体储存装置(204、205)连接，冲蚀颗粒的速度为0-250m/s，冲蚀颗粒的直径10-500μm，工作时冲蚀颗粒在压缩气体的带动下高速冲至喷枪口，在丙烷与氧气作用下产生的高温燃气下迅速加热，然后作用于与喷枪口轴向方向呈任意角度的涡轮叶片样品上；

移动导轨(110)由内定位板(108)和外定位板(109)支撑的；在挡板(106)上开小孔让声发射装置(320)的波导杆伸入挡板(105)；在夹具(103)的一侧设置一个或多个热电偶固定装置(113)；在挡板(105)外设置CCD摄像装置(115)和红外测温摄像头(114)；在实验操作平台(107)的下方设置实时检测系统，包括非接触式三维变形测试系统(310)、声发射无损检测系统(320)、温度测试采集系统(330)；挡板(105)正上方装有颗粒回收系统(106)。

2.根据权利要求1所述的一种模拟和实时测试涡轮叶片热障涂层冲蚀的试验装置，其特征在于，所述试验测试台(1)模拟热障涂层涡轮叶片在飞机服役时的状态，试验测试台(1)上有挡板(105)，防止冲蚀颗粒的在气流带动下飞出；所述试验测试台上方装有颗粒回收系统(106)，能及时处理掉试样测试台上的粉尘和冲蚀颗粒；下方则有实时检测装置的放置区，并在挡板(105)上开有小孔连接各种实时检测系统的测试电极、传感器。

3.根据权利要求1所述的一种模拟和实时测试涡轮叶片热障涂层冲蚀的试验装置，其特征在于，所述高温冲蚀系统包括1个高温火焰喷枪(201)，加热范围为室温到1700℃，用喷枪固定装置(111)固定，由伺服电机控制喷枪移动；所述喷枪固定装置(111)内通过设置冷却通道通有冷却循环水。

4.根据权利要求1所述的一种模拟和实时测试涡轮叶片热障涂层冲蚀的试验装置，其特征在于，所述实时检测系统(3)包括非接触式三维变形测试系统(310)、声发射无损检测系统(320)、温度测试采集系统(330)、高速CCD摄像系统(340)；

1)所述非接触式三维变形测试系统(310)为ARAMIS非接触式三维变形在线测量系统，整个系统集成在装置实验操作平台(107)下方的实时检测装置放置区(3)，其CCD摄像头放置在挡板(106)的外侧；

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2)所述声发射无损检测系统(320)为灵敏度在10 cm量级的PCI-2型声发射无损检测系统，整个系统集成在装置实验操作平台(107)下方的实时检测装置放置区(3)，其传感器、波导杆装置通过挡板的小孔与试样(6)相连；

3)所述温度测试采集系统(330)包括热电偶(112)、温度采集软件、红外测温仪(114)；

4)所述热电偶(112)采用B型1600℃的铂铑热电偶，实验时测定试样(6)的表面、内通道、冷却气体出口六点温度，实现隔热效果及指定位置的温度测试；

5)所述高速CCD摄像系统(340)为AVT Manta G-504高速摄像系统，整个系统集成在装置实验操作平台(107)下方的实时检测装置放置区(3)，其CCD摄像头放置在挡板(106)的外侧。

5.根据权利要求1所述的一种模拟和实时测试涡轮叶片热障涂层冲蚀的试验装置，其特征在于，所述冷却系统包括两个方面：一是对试样(6)的气冷，空气压缩机(401)中的冷却气体经空心支撑轴冷却通道入口(405)由试样(6)内部冷却通道的底部入口进入，经试样内通道，由顶部的冷却气体出口排出；二是对气体喷枪的水冷，冷却水箱(402)中水流通过流量阀(403)的控制经冷却通道入口(404)在两个喷枪与冷却水箱间循环流动。

6.根据权利要求1所述的一种模拟和实时测试涡轮叶片热障涂层冲蚀的试验装置，其特征在于，所述试验控制系统包括实时检测的控制模块与显示模块：控制模块即控制试验测试平台(1)上所有的机械传动、实验参数采集与调节以及实时检测系统(3)所有测量软件的控制与实验数据的采集；显示模块即显示试验测试平台(1)上所有的实验参数以及实时检测系统(3)上所有的实验数据和图形。

说明书

一种模拟和实时测试涡轮叶片热障涂层冲蚀的试验装置

技术领域

[0001] 本发明涉及一种模拟和实时测试高温部件冲蚀的试验装置，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、冲蚀的服役环境，并实现多个冲蚀失效参数实时测试的试验装置，属于特殊服役环境的模拟装置领域。

背景技术

[0002] 近年来，随着航空发动机的发展，发动机的关键参数推重比不断提高，发动机高温部件的工作温度越来越高，到第四代战斗机时， 燃气涡轮进口温度已达1700 °C。这对发动机热端部件高温合金材料提出了更高的要求。目前先进单晶镍基高温合金的使用极限温度为1150 °C， 显然单独使用高温合金材料已不能满足先进航空发动机的需求。1953年美国NASA中心提出了热障涂层(thermal barrier coatings，简称TBCs)的概念，即将耐高温、高隔热的陶瓷材料涂覆在合金基体表面，以降低合金表面温度从而提高发动机的热效率。采用TBCs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，因此，在美国、欧洲以及我国的航空发动机推进计划中，均把TBCs技术列为高性能航空发动机的关键技术之一。然而，由于组成TBCs体系的各层之间存在巨大的物理、热、力学性能差异，加上极其复杂的几何形状、微观结构，以及航空这一工作环境的特殊性，TBCs在无法预知的情况下发生各种破坏甚至失效，降低了高温部件的使用寿命和可靠性，从而给航空带来了最致命的威胁。

[0003] 由于航空发动机复杂的服役环境，TBCs服役时将不可避免的受到发动机燃烧室带硬质颗粒气流的反复撞击，从而出现了涂层厚度变薄、裂纹形成甚至剥落的现象，即发生冲蚀破坏。这些硬质颗粒的来源主要有两类，一是在发动机内产生， 或者是在燃烧过程中形成的碳颗粒，又或者是由于发动机燃烧内壁、涡轮叶片等被冲蚀形成的粒子；另一类是来自被吸入燃气轮机的外界物体，如沙粒、灰尘、铝等金属粒子。且随着科技的发展，TBCs面对着服役温度越来越高、硬质颗粒越来越复杂的冲蚀环境。因此，在众多引起TBCs失效的因素中，冲蚀被列为影响TBCs失效的第二个关键因素，越来越受到国内外科研工作者的关注。甚至在很多TBCs材料设计与制备工艺优化的研究中，TBCs的隔热性能和抗冲蚀性能被列为评价TBCs性能的标准。为了提高TBCs的抗冲蚀性能，科研工作者们进行了一系列的探索。如美国NASA中心， 德国能源研究中心， 著名学者Nicholls、Wellman、 Fleck、Pature、陈曦等人，对各种TBCs的冲蚀性能及其与材料成分、制备工艺的关系进行了广泛的研究，指出TBCs的冲蚀性能很大程度上决定于TBCs的材料设计及其制备工艺，并在此基础上分析了等离子喷涂、物理气相沉积TBCs的冲蚀破坏特征。这些工作极大的提升了人们对TBCs冲蚀破坏行为的理解。我国实现TBCs应用在航空发动机上的部门——中航工业沈阳黎明航空发动机集团有限责任公司指出，目前我国实现TBCs安全应用的最大瓶颈就在于TBCs的冲蚀破坏，试车时TBCs还来不及发生氧化就已因为冲蚀产生了大量的裂纹、出现减薄甚至出现大面积的脱落。然而，我们目前对TBCs冲蚀破坏行为的认识还不全面，更找不到提高TBCs冲蚀性能的材料设计、制备工艺优化方案。更遗憾的是，在还没有完全实现TBCs安全应用的我国，还几乎没有开展TBCs冲蚀方面的研究工作。更不知道冲蚀性能与材料设计、制备工艺这两者之间的联系是什么，又可以用什么物理量来描述两者之间的联系？[0004] 要解决这一关键问题，就要弄清楚TBCs的冲蚀破坏机理，即弄清楚TBCs在带硬质颗粒的高温气流反复作用下，发生什么形式、什么程度的破坏，并找出它们与粒子、陶瓷层性质之间的关系。因此，需要大量的冲蚀测试才能得到可靠的结果。面对这些棘手的冲蚀测试难题，目前国内外从事相关研究者主要通过地面模拟服役环境的地面试验，如热冲击试验、高温风洞实验、发动机试车台整机实验等。这些方法能够模拟出航空发动机内一部分的工作环境，但是很耗费人力、物力，并且无法实时获得或者缺乏试验时试样的关键信息，很难得知TBCs与冲蚀颗粒之间的具体关联。因此通过设计相关试验装置和模拟试验，如何经济有效地对高温部件冲蚀失效行为进行表征，将是航天工作者必须直接面对的现实工程问题。国外涉及到与冲蚀装置类似的只有NASA的高速燃气模拟装置、英国Cranfield大学的某燃烧设备等少数设备，而国内涉及到模拟和测试航空发动机内涡轮叶片冲蚀性能方面的试验装置还没有，更没有实现热障涂层涡轮叶片高温冲蚀环境的模拟。

发明内容

[0005] 为了解决上述问题，本发明提供一种模拟和实时测试涡轮叶片热障涂层冲蚀的试验装置。装置可以实现常温或高温下航空发动机中涡轮叶片的冲蚀服役环境，并在装置中加载了多种实时检测系统，实现对热障涂层在不同条件下实验时的温度场、应变场、表面形貌、损伤演化、界面形貌等多个损伤参量的实时检测，为对热障涂层破坏机制的理解、可靠性评估以及优化设计提供良好的基础。

[0006] 所述试验测试台为：在试验测试平台上中间位置安装有一个用于夹持试样的夹具及试样圆盘，试样圆盘固定在支撑轴的前方，支撑抽上制作有角刻度，试样圆盘能围绕轴心转动；将涡轮叶片样本所在的装置区域用打孔的石英玻璃做成的挡板围起来，能防止冲蚀颗粒在气流带动下飞出造成的清理问题和环境污染，并在一定程度上防止噪音污染和热流对实验员的伤害；挡板下面即是实验操作平台，挡板左侧设置喷枪固定装置；喷枪固定装置下是水平移动导轨，移动导轨由内定位板和外定位板支撑的；在挡板上开小孔让声发射装置的波导杆伸入，在夹具的一侧设置一个或多个热电偶固定装置，在挡板外设置CCD摄像装置和红外测温摄像头；在实验操作平台的下方设置各种实时检测系统，包括非接触式三维变形测试系统、声发射无损检测系统、温度测试采集系统；在整个试验测试台上方装有颗粒回收系统，及时处理掉试样测试台上的粉尘和冲蚀颗粒。

[0007] 所述试样夹持装置能模拟涡轮叶片的服役状态，即叶片和与粒子作用时的任意冲蚀角度：试样固定在试样圆盘上，试样圆盘上与支撑轴连接，并且能绕支撑轴旋转；试样沿着试样圆盘的半径方向固定在试样圆盘上，试样圆盘及支撑轴上分别刻有角刻度，能实现试样与竖直轴呈现0-360°的夹角；

[0008] 所述服役环境模拟系统包括1个特制的加热喷枪，加热范围为室温到1700 °C，用喷枪固定装置固定，由伺服电机控制喷枪移动；所述喷枪固定装置内通过设置冷却通道通有冷却循环水。喷枪内部设有颗粒管道与燃气通道，分别与冲蚀颗粒加料系统和气体储存装置连接，速度为0-250 m/s直径在10-500 μm之间的冲蚀颗粒在压缩气体的带动下高速冲至喷枪口，在丙烷与氧气作用下产生的高温燃气下迅速加热，然后作用于与喷枪口轴向方向呈任意角度的涡轮叶片样品上。

[0009] 所述实时检测模块中的温度采集系统为热电偶两种。包括热电偶、温度显示仪、红外测温仪、温度采集软件，热电偶和红外测温仪分别与试验控制平台上的温度显示仪连接。所述热电偶和红外测温仪均采用B型1600 °C的铂铑热电偶，测定试样的表面、内通道、冷却气体出口六点温度，实现隔热效果及指定位置的温度测试。

[0010] 所述实时检测模块中的非接触式三维变形测试系统为ARAMIS非接触式三维变形在线测量系统，整个系统集成在装置实验测试柜内，其CCD摄像头放置在挡板的外侧，装置控制系统直接调用和驱动ARAMIS非接触式三维变形在线测量系统的测量软件，用以对试样的应变场分布、应力场分布和位移场分布情况进行实时测试和分析。

[0011] 所述实时检测模块中的声发射无损检测系统为灵敏度在10-8 cm 量级的PCI-2型声发射无损检测系统，整个系统集成在装置实验测试平柜内，其传感器、波导杆装置通过挡板的小孔与试样相连，装置控制系统直接调用和驱动PCI-2型声发射无损检测系统的测量软件，实现在高温热循环条件下，对试样内部动态原位检测裂纹的萌生、扩展以及裂纹定位。

[0012] 所述高速CCD摄像系统为AVT Manta G-504型高速摄像系统，500万像素，最大拍摄速率为9 fps/s。整个系统集成在整个系统集成在装置实验测试柜内，其CCD摄像头放置在样品室的外侧，装置的软件系统直接调用和驱动AVT Manta G-504高速摄像系统的测量软件，用以对试样(6)的表面形貌进行实时拍摄。

[0013] 所述冷却系统包括两个方面：一是对试样的气冷，空气压缩机中的冷却气体经冷却通道入口由试样内部冷却通道的底部入口进入，经试样内通道，由顶部的冷却气体出口排出；二是对气体喷枪的水冷，冷却水箱中水流通过流量阀的控制经冷却通道入口在两个喷枪与冷却水箱间循环流动。

[0014] 所述试验控制系统包括实时检测的控制模块与显示模块：控制模块即控制试验测试平台上所有的机械传动、实验参数采集与调节以及实时检测系统所有测量软件的控制与实验数据的采集；显示模块即显示试验测试平台上所有的实验参数以及实时检测系统上所有的实验数据和图形。

[0015] 本发明的有益效果：

[0016] (1)本发明所述试验装置的高温燃气喷枪加载系统以丙烷火焰作热源，升温和降温速率快，可达到航空发动机内高温材料的工作温度。用空气压缩机将铝、沙粒等杂质颗粒通过冲蚀颗加料系统快速的挤压至喷枪端口处，被高温燃气加热、反应，生成带硬质颗粒的气流，模拟涡轮叶片热障涂层冲蚀的服役环境。再通过机械传动装置控制喷枪到试样表面的距离，可以方便地调节加热区域和加热温度，加载系统的特点是：加热的温度范围宽，可实现从室温到1700 °C范围的加热；颗粒冲蚀的速度范围宽，可实现0-250 m/s范围的冲蚀。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。试样固定在试样圆盘上，试样圆盘上与支撑轴连接，并且能绕支撑轴旋转；试样沿着试样圆盘的半径方向固定在试样圆盘上，试样圆盘及支撑轴上分别刻有角刻度，能实现试样与竖直轴呈现0-360°的夹角；

[0017] (2) 本发明所述试验装置的试样夹持装置包括固定轴、支撑轴，以及固定在支撑轴上的夹角可调的试样圆盘，直接固定在试样圆盘上的涡轮叶片或平板状夹具槽组成。

[0018] 模拟航空发动机中涡轮叶片的实验时，在试样圆盘的圆周平面上刻有平板状、圆柱状、实际涡轮叶片底座形状的试样槽，可以装载各种不同形状、大小的热障涂层试样或叶片。通过调整试样圆盘刻度与支撑轴上指示刻度的夹角，可实现热障涂层试样与竖直轴之间的夹角，角度范围0-360°可调。即可以完成各种简单形状热障涂层试样、各种不同测试条件如冲蚀角度的实验，分析温度、粒子角度、速度、几何形状等各种因素对热障涂层的冲蚀破坏机理的影响。

[0019] (3)本发明所述试验装置中集成的实时检测系统包括德国GOM公司生产的ARAMIS非接触式三维变形在线测量系统，采用美国物理声学公司生产的PCI-2型声发射检测系统，分别用来测量热障涂层试样的三维变形，裂纹的萌生与扩展。其中三维变形在线测量系统主要的技术参数有：被测量试样表面温度可高达2000 °C；CCD摄像机分辨率是2448×2050像素；实时数据处理，其采样频率是15-29 Hz；应变测量范围：0.01% ~500%；离面应变的测量最大值是140 mm。声发射检测系统的主要技术参数是：内置的18位A/D转换器和处理器更适一种用于低振幅、低门槛值(17 dB)的设置、最大信号幅度100 dB、动态范围>85 dB、4个高通和6个低通；PCI-2上装有声发射数据流量器，可将声发射波形不断的转向硬盘，速度可达10 M个/秒；PCI-2板上装有2个可选参数通道，该通道有16位的A/D转换器，速度为10000个/秒，并行多个FPGA处理器和ASICIC芯片。高速CCD摄像系统的主要技术参数是：最大拍摄速率为9 fps/s，分辨率是 2452×2054像素。

[0020] (4)本发明所述试验装置有2种不同类型的冷却装置，一种是对高温夹具的冷却系统，通以冷却水的方式进行冷却；另一种是对带冷却通道的试样进行冷却，通以冷却空气的方式进行冷却。例如以带热障涂层的空心涡轮叶片试样为例，对涡轮叶片底端做加工处理，设置内螺纹，接冷却通道，通冷却空气对涡轮叶片进行内流冷却，保证叶片内表面温度保持在设定的温度，进而实现从陶瓷表面至叶片内表面形成一个温度梯度。冷却气流量由流量阀控制和测量。通过外接热电偶，可以测量记录试样表面、试样内部、冷却气流等6点温度数据，有效评价涂层的隔热效果。

[0021] (5)本发明所述试验装置将各种实时检测系统集成在装置的试验测试柜内，能够更准确的检测出涡轮叶片热障涂层在冲蚀的服役环境下的各种数据实时测试和分析，如试样的表面温、表面形貌图像演变等，为有效评估涡轮叶片涂层在服役环境下的冲蚀失效过程及失效机理提供重要的参考依据。

[0022] 综上所述，本发明的试验装置具有以下突出的特点：能模拟航空发动机热障涂层涡轮叶片高温冲蚀的服役环境：能够通过控制压力计量器和流量阀控制空气压缩机的空气压强，从而控制冲蚀颗粒的速度；能通过调节试样夹具圆盘与旋转轴，任意调节冲蚀的角度；通过改变储料仓中的粒子种类改变冲蚀颗粒的大小、密度；通过控制高温燃气输入系统改变冲蚀的温度；并通过多种实时检测工具检测涡轮叶片热障涂层在冲蚀的服役环境下的各种数据实时测试和分析。因此，该装置为正确理解涡轮叶片热障涂层的冲蚀破坏机理、优化其设计提供了重要的实验平台和参考依据。目前国内尚未有专利报道这一试验装置。

附图说明

[0023] 图1是本发明整体逻辑结构示意图；

[0024] 图2是本发明试验测试台的结构图；

[0025] 图3是本发明整体结构图；

[0026] 图4是被测高温试样与本发明连接关系图。

[0027] 图中标号：1—实验测试台；101—固定轴；102—支撑轴；103—试样夹具圆盘；104—夹具固定装置；105—挡板；106—颗粒回收系统；107—实验操作平台；108—内定位板；109—外定位板；110—移动导轨；111—喷枪固定装置；112—热电偶；113—热电偶固定装置；114—红外测温仪；115—CCD摄像机；2—高温冲蚀系统；201—高温火焰喷枪；202—冲蚀颗粒输入系统；203—压力计量器；204—燃气输入系统；205—氧气输入系统；206-压缩空气；207-丙烷；208-氧气；3—实时检测装置放置区；310—非接触式三维变形测试系统；320—声发射无损检测系统；330—温度测试采集系统；340—高速CCD摄像系统；4—冷却系统；401—空气压缩机；402—冷却水箱；403—流量阀；404—冷却通道入口；405—空心旋转轴冷却通道入口；5—试验控制平台；601-波导杆；602-电极，603-热电偶；604-冷气出口；605-冷气进口。

具体实施方式

[0028] 本发明提供了一种模拟和实时测试涡轮叶片热障涂层冲蚀的试验装置，下面通过附图说明和具体实施方式对本发明做进一步说明。

[0029] 图1是本发明整体逻辑结构示意图，如图1所示，本试验装置的结构包括：试验测试台，高温冲蚀系统、实时检测模块、冷却系统与试验控制系统。

[0030] 如图2、图3所示，图2是本发明试验测试台的结构图，图3是本发明整体结构图；试验测试台结构为：在试验测试平台上中间位置安装有一个用于夹持试样的夹具及试样圆盘，试样圆盘固定在支撑轴的前方；将涡轮叶片样本所在的装置区域用打孔的石英玻璃做成挡板围起来，能防止冲蚀颗粒在气流带动下飞出造成的清理问题和环境污染，并在一定程度上防止噪音污染和热流对实验员的伤害；挡板下面即是实验操作平台，挡板左侧设置喷枪固定装置；喷枪固定装置下是水平移动导轨，移动导轨由内定位板和外定位板支撑的；
在挡板上开小孔让声发射装置的波导杆伸入，在夹具的一侧设置一个或多个热电偶固定装置，在挡板外设置CCD摄像装置和红外测温摄像头；在实验操作平台的下方设置各种实时检测系统，包括非接触式三维变形测试系统、声发射无损检测系统、温度测试采集系统；在整个试验测试台上方装有颗粒回收系统，及时处理掉试样测试台上的粉尘和冲蚀颗粒。

[0031] 试样夹持装置能模拟涡轮叶片服役时的状态，即各种形状的叶片和与粒子作用时的任意冲蚀角度：试样圆盘的圆周平面上刻有平板状、圆柱状、实际涡轮叶片底座形状的试样槽，可以装载各种不同形状、大小的热障涂层试样或叶片；通过调整试样圆盘刻度与支撑轴上指示刻度的夹角，可实现热障涂层试样与竖直轴之间的夹角，角度范围0-360°可调。

[0032] 高温燃气加热喷枪，加热范围为室温到1700 °C，用喷枪固定装置固定，由伺服电机控制喷枪移动；所述喷枪固定装置内通过设置冷却通道通有冷却循环水。喷枪内部设有颗粒管道与燃气通道，分别与冲蚀颗粒加料系统和气体储存装置连接，速度为0-250 m/s直径在10-500 μm之间的冲蚀颗粒在压缩气体的带动下高速冲至喷枪口，在丙烷与氧气作用下产生的高温燃气下迅速加热，然后作用于与喷枪口轴向方向呈任意角度的涡轮叶片样品上。

[0033] 图4是被测高温试样与本发明连接关系图。如图4所示，热障涂层涡轮叶片冲蚀实验时，所述热电偶采用B型1600℃的铂铑热电偶，测定涡轮叶片试样的表面、内通道、冷却气体出口六点温度，实现隔热效果及指定位置的温度测试。6只热电偶分别通过6个自由移动的热电偶固定装置摆放于挡板的内侧。冷却空气通过冷却通道入口，由试样冷却底部入口进入，经试样冷却顶部出口排出，系统通过流量阀控制冷却空气流量及测试流量；CCD摄像机与非接触式三维变形测试系统连接；试样6表面安装有两个电极，分别与交流复阻抗频谱监测系统连接；试样两端焊接两个波导管，波导管与声发射无损检测系统连接。

[0034] 所述冷却系统包括两个方面：一是对试样的气冷，空气压缩机中的冷却气体由试样底部的内部冷却通道入口进入，经试样内通道，由顶部的冷却气体出口排出；二是对气体喷枪的水冷，冷却水箱中水流通过流量阀的控制经冷却通道入口在两个喷枪与冷却水箱间循环流动。

[0035] 非接触式三维变形测试系统为ARAMIS非接触式三维变形在线测量系统，完成在高温环境下对试样的应变场分布、应力场分布和位移场分布情况进行实时测试和分析。

[0036] 声发射无损检测系统为灵敏度在10-8cm 量级的PCI-2型声发射无损检测系统，实现在热障涂层试样各种服役条件下，对试样内部动态原位检测裂纹的萌生、扩展以及裂纹定位。

[0037] 高速CCD摄像机为500万像素的AVT Manta G-504型高速摄像系统，用以对试样的表面形貌进行实时拍摄。

[0038] 使用所述试验装置对热障涂层涡轮叶片进行常温冲蚀模拟试验及实时测试的步骤为：

[0039] 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100 μm，陶瓷粉末材料为掺纯钴粉的含8%Y2O3的二氧化锆，陶瓷层厚度约为300 μm。使试样表面形成有较高反光性能的散斑场，以作为ARAMIS非接触式三维变形在线测量系统的特征散斑场。

[0040] 第二步，冲蚀颗粒：选择均匀大小、一定直径的粒子(如Al2O3)作为冲蚀颗粒，置于储料仓。

[0041] 第三步，用点焊设备将波导杆的一端焊在第一步所完成的带热障涂层的金属基底上，另一端连接到声发射无损检测系统，然后把带热障涂层的涡轮叶片试样固定到试样圆盘上，调节圆盘角刻度和支撑轴角刻度，固定试样与竖直轴之间的夹角。

[0042] 第四步，启动ARAMIS非接触式三维变形测试系统。调节好CCD摄像头，确定所关注待测试样的区域，并做好前期标定工作。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。

[0043] 第五步，启动AVT Manta G-504高速CCD摄像系统。调节好CCD摄像头(117)，确定所关注待测试样的区域。打开测试软件，设定AVT Manta G-504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。

[0044] 第六步，启动颗粒加料系统，调节气体流量，控制冲蚀颗粒的冲蚀速度，如200 m/s。

[0045] 第七步，同时运行模拟实验与各种无损检测系统，实时测试和记录带热障涂层的涡轮叶片试样三维变形场变化、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和涂层脱落情况等。

[0046] 使用所述试验装置对热障涂层涡轮叶片进行高温冲蚀模拟试验及实时测试的步骤为：

[0047] 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100 μm，陶瓷粉末材料为掺纯钴粉的含8%Y2O3的二氧化锆，陶瓷层厚度约为300 μm。使试样表面形成有较高反光性能的散斑场，以作为ARAMIS非接触式三维变形在线测量系统的特征散斑场。

[0048] 第二步，冲蚀颗粒：选择均匀大小、一定直径的粒子(如Al2O3)作为冲蚀颗粒，置于储料仓。

[0049] 第三步，模拟涡轮叶片的服役状态：用点焊设备把波导杆的一端焊在第一步所完成的带热障涂层的涡轮叶片金属基底上，另一端连接到声发射无损检测系统，然后把带热障涂层的涡轮叶片试样固定到试样圆盘上，调节圆盘角刻度和支撑轴角刻度，固定试样与竖直轴之间的夹角。然后将4支热电偶固定在涡轮叶片陶瓷涂层表面、1支热电偶固定在涡轮叶片冷却通道的冷却底部入口附近处、1支热电偶固定在叶片冷却通道的冷却顶部出口附近处。每支热电偶分别连接到温度测试采集系统，并判断各仪器是否正常工作。

[0050] 第四步，启动ARAMIS非接触式三维变形测试系统。调节好CCD摄像头，确定所关注待测试样的区域，并做好前期标定工作。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。

[0051] 第五步，启动AVT Manta G-504高速CCD摄像系统。调节好CCD摄像头(117)，确定所关注待测试样的区域。打开测试软件，设定AVT Manta G-504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。

[0052] 第六步，打开试样圆盘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。

[0053] 第七步，启动丙烷快速加热装置、启动颗粒加料系统，调节燃气气流量，点火8~10秒后燃气温度稳定在1000 °C。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100 °C/s，使表面温度稳定在所需的温度，如1000 °C左右；调节气体流量，控制冲蚀颗粒的冲蚀速度，如200 m/s。

[0054] 第八步，同时运行模拟实验与各种无损检测系统，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和涂层脱落情况等。

[0055] 实验中，可以改变颗粒冲蚀角度、粒子速度、粒子直径、粒子类型(熔点不同)、冲蚀温度等实验参数，分析热障涂层冲蚀失效机理与失效程度与这些参数之间的关联，找出影响冲蚀失效的关键参数。

[0056] 本发明能模拟航空发动机热障涂层涡轮叶片高温冲蚀的服役环境：能够通过控制压力计量器和流量阀控制空气压缩机的空气压强，从而控制冲蚀颗粒的速度；能通过调节试样夹具圆盘与旋转轴，任意调节冲蚀的角度；通过改变储料仓中的粒子种类改变冲蚀颗粒的大小、密度；通过控制高温燃气输入系统改变冲蚀的温度；并通过多种实时检测工具检测涡轮叶片热障涂层在冲蚀的服役环境下的各种数据实时测试和分析。本发明为正确理解涡轮叶片热障涂层的冲蚀破坏机理、优化其设计提供了重要的实验平台和参考依据。