基于熱響應的陶瓷基復合材料火焰筒熱沖擊試驗

2021-07-21 01:06:44王洪斌張樹林張志學黃曉霞

航空發動機 2021年3期

孫坤，王洪斌，張樹林，張志學，黃曉霞

（中國航發沈陽發動機研究所，沈陽110015）

0 引言

目前，先進航空燃氣渦輪發動機高溫部件的工作溫度大大超出了目前高溫合金的安全使用范圍，由于陶瓷基復合材料（Ceramic Matrix Composites，CMC）具有較強的高溫穩定性和力學性能，自問世以來即成為各航空強國關注的熱點。

在20 世紀80 年代，美國洛因達公司在材料評價和選用標準分析報告中介紹了采用纖維增強的CMC（Fibrous Reinforcement Ceramic Matrix Composites，FRCMC）可增加的效益，GE 公司也在其研究中利用FRCMC 獲得效益，且C/SiC 復合材料被美國國家空天飛機公司（NASP）作為候選材料[1]。同時，法、日等航空強國也在2 向和3 向增強的Cf/SiC、SiCf/SiC、Cf/Si3N4等復合材料上進行大量研究，取得了重要進展[2]。進入21 世紀以來，各航空強國對陶瓷基材料進行更深入地研究。Krstic 等[3]設計并制作一種新型的同心矩形層合結構，研究了同心Si3N4 基層狀結構的斷裂韌性；Krstic 等[4]還研究無壓燒結自密封Si3N4/BN 層狀結構的彈性模量、密度和相組成;Tomaszewski 等[5]采用流延法制備一種多層復合材料，設計并進行了一系列實驗，研究了幾何參數對多層復合材料力學性能的影響；Reynaud 等[6]研究SiC 致密多孔層合板的力學性能和力學行為。Tariolle 等[7]研究了 SiC 和 B4C 層合板的制備、顯微結構和力學性能。

中國對陶瓷基復合材料的研究同樣取得了豐碩成果，尤其在增韌機理和工程制備方面的研究進展顯著。劉玲等[8]研究晶須增韌復合材料的機理；閆洪等[9]綜合論述了中國外對二氧化鋯陶瓷的相變增韌機理的研究，介紹了其應用前景；郝春成等[10]介紹了顆粒增韌陶瓷的研究進展；徐永東等[11]研究了連續纖維增韌碳化硅陶瓷基復合材料；張立同等[12]介紹了新型碳化硅陶瓷基復合材料的研究進展；柯晴青等[13]研究了連續纖維增韌陶瓷基復合材料的鏈接方法；董紹明等[14]介紹了SiC/SiC 復合材料的制備工藝、性能及在航空工業的應用；2005 年7 月，中國開展的連續纖維增韌的碳化硅（SiCf/SiC）復合材料研究成功[15]。焦健等[16]介紹了新一代發動機高溫材料-陶瓷基復合材料的制備、性能及應用；王鳴[17]介紹了連續纖維增強碳化硅陶瓷基復合材料在航空發動機上的應用。

目前，針對SiCf/SiC 復合材料制備的航空發動機熱端部件熱沖擊性能評估，目前在中國尚缺乏系統地研究。本文采用扣鎖式壁面溫度測試方法和基于材料熱響應試驗制定的熱沖擊時域循環，針對SiCf/SiC復合材料制造的航空發動機火焰筒試件，進行陶瓷基材料與金屬材料的連接性能、火焰筒特征部位的熱沖擊性能評估，為該材料在航空發動機制備部件的工程優選和設計優化提供試驗支撐。

1 試驗件和試驗裝置

1.1 火焰筒試驗件

火焰筒試件的筒體采用連續纖維增韌的碳化硅（SiCf/SiC）復合材料，其他部分采用金屬材料。筒體采用開式分體設計，由沿周向均布的12 個扇形片組成，筒體中間部分由復合材料的環形箍緊固定成筒體整圓，并通過高溫氣相沉積和噴涂抗氧化涂層工藝形成完整的筒體。復合材料構件與金屬構件界面為火焰筒頭部與筒體轉接處，根據不同部件環境溫度和熱膨脹量的不同，采用不同的連接方式，實現熱態和升溫狀態時對熱膨脹量差的補償。火焰筒試件整體安裝于火焰筒機匣內，結構形式如圖1所示。

圖1 火焰筒試件安裝結構

1.2 試驗裝置

試驗平臺主要由主流調節、主流壓力控制、分布式加溫、試件工作條件綜合給定及計量、高溫熱防護及背壓調節等系統組成，如圖2 所示。主流調節系統和主流壓力控制系統均用于試件進口氣流流量的精確給定，主要由進氣段、進氣閘閥、進氣調節閥、進氣流量計、旁路調節閥、管道支架等組成，其中旁路系統用于進氣微調，壓力調節控制范圍為100～3500 kPa，空氣流量為5 kg/s；分布式加溫系統用于試驗件進口氣流溫度參數的給定，主要由 8 臺 0.1 MW 加熱器分別與主流管路按并路和接力摻混方式組成；試件工作條件綜合給定及計量系統用于試驗件工作狀態給定和測量；高溫熱防護及背壓調節系統用于試驗器高溫部件熱防護、試件背壓給定和余氣排空參數監控。

圖2 火焰筒熱沖擊性能試驗平臺

2 試驗件壁面溫度測試

SiCf/SiC 復合材料火焰筒筒體與鎧裝熱電偶金屬材料線膨脹系數差別較大，且不能采用焊接方式固定，采用高溫膠粘接時，當溫度超過一定程度，高溫膠和陶瓷基復合材料筒體之間會由于熱膨脹量不平衡而脫落。本文采用鎧裝熱電偶扣鎖式測溫方法對SiCf/SiC 復合材料火焰筒試驗件的壁溫進行測量，如圖3 所示。壁面溫度測點與火焰筒試驗件12 枚扇形面的沿流向相位關系如圖4所示。

圖3 扣鎖式壁面溫度測量熱電偶安裝

圖4 火焰筒試驗件12枚扇形面與外壁面熱電偶測點的布置相位關系（沿流向）

3 試驗狀態及測試選型

3.1 試驗系統主要物理量測試選型

在保證進口空氣流量的情況下，將余氣系數由4.535逐步減小，直至SiCf/SiC 復合材料火焰筒試驗件高溫預載時的出口溫度1450 ℃，低溫預載壁面溫度560 ℃，進氣絕對總壓500 kPa。試驗狀態見表1。

表1 火焰筒試驗狀態控制

3.2 試驗系統主要物理量測試選型

試驗系統主要物理量測試選型見表2。

表2 試驗系統主要物理量測試選型

4 熱沖擊時域循環參數獲取和方案制定

為了獲取本文研究范圍內的火焰筒試驗件準定常狀態時外壁面溫度參數，進行了準穩定壁溫獲取試驗。火焰筒試驗件在高溫預載工作條件下運行180 s，其壁面溫度變化趨勢線如圖5 所示，在第180 s 時刻獲取的外壁溫參數見表3，沿流向整理該時刻參數，得出在第180 s時刻火焰筒外壁溫趨勢，如圖6所示。

圖6 沿流向火焰筒壁面溫度趨勢

表3 在準定常狀態下火焰筒試驗件壁面溫度分布

圖5 達到準定常狀態前火焰筒壁面溫度變化趨勢

試驗平臺主油路完全關閉，靠副油路維持運行，火焰筒試驗件壁面溫度在第0～11 s快速降低，在第180 s時，最低點壁面溫度為測點6#的556.2 ℃；在第30～180 s 的降低趨勢明顯變緩，該區間的第1 s 步進外壁面溫度算術平均值與第180 s 的外壁面溫度實測值偏差不大于5%。在副油路維持運行時，主油按照等比例開啟，達到表2 中的高溫預載準定常狀態下的燃油量，等比例開啟時間為11 s。

從圖5 中可見，在高溫預載運行狀態下，第33 s時火焰筒壁面溫度隨時間推移升高趨勢不再明顯，達到準定常狀態水平。同時，主燃油路通斷試驗表明，在第11 s 時火焰筒壁面溫度隨時間推移降低趨勢明顯，且達到表1 中低溫預載壁面溫度要求，并且在第30～180 s 的1 s 步進算數平均值已與第180 s 測試值相差不足5%；主油路等比例啟動11 s，燃油量即達高溫預載燃油量。

綜合上述火焰筒試驗件的材料熱響應及燃油通斷試驗結果，按照加速試車原則，本試驗熱沖擊時域循環為“33-11-19-11”，如圖7所示，6#特征點壁溫響應的抽取片段如圖8 所示，試驗現場如圖9 所示。試驗參照航空發動機100 次起降對應的燃燒室經歷的熱載荷，以100 次時域循環作為火焰筒試件試驗評估的最終循環次。