本发明涉及航空发动机防护涂层技术领域，特别是涡轮叶片热障涂层模拟试验过程中的实时损伤检测方法。
背景技术：
现代航空发动机有2000多个部件，包括涡轮叶片、密封件、燃烧室密封件等关键部件。显然，先进涂层已成为现代航空发动机关键材料的重要组成部分，以热障涂层为代表的保护涂层甚至成为决定航空发动机发展水平的关键和核心，其发展水平是反映国家核心竞争力的重要标志。然而，在高温、氧化、腐蚀、腐蚀等恶劣环境下，防护涂层会产生各种缺陷和裂纹，最终开裂或脱落。由于涂层系统复杂的微结构与界面的结合机制，以及复杂的服务环境，往往很难预测涂层的服务寿命。实时检测涂层在服务环境中的失效过程，可为服务寿命预测提供直接的实验数据。
本发明针对航空发动机涡轮叶片热障涂层，发明了服务环境模拟试验过程中涂层关键损伤参数的实时检测方法。需要注意的是，使用热障涂层的涡轮叶片热障涂层有两种，一种是静态导叶；一种是高速旋转的工作叶片。对于静态导叶热屏障涂层，实现高温、高速、颗粒腐蚀等复杂环境的实时检测是解决的关键困难；对于高速旋转热屏障涂层，除了复杂的服务环境外，高速旋转信号检测尤为困难，目前的检测方法主要采用接触传感器或非接触光学检测，前者不能实现旋转检测，后者给焦点、图像采集带来了巨大的困难。为此，本发明提供了根据待测涡轮叶片热障涂层类型设计涡轮模型的方法，有效解决了高速旋转时实时检测涂层失效的巨大问题。
技术实现要素：
本发明实施例的目的是为涡轮叶片热障涂层模拟试验过程中的损伤提供实时检测方法。通过根据待测涡轮叶片热障涂层的类型设计涡轮模型，包括待测涡轮叶片热障涂层损伤的演化，实现了高温、高速、带腐蚀和/或腐蚀颗粒的燃气作用，涡轮叶片热障涂层的裂纹演变规律、三维应变场、三维位移场、界面脱层的演变规律和机制包括声发射、数字斑点测试和红外热成像。为涡轮叶片热障涂层的应用和设计提供的关键技术，有效解决了高速旋转时涂层失效实时检测的巨大问题。
本发明实施例为解决上述技术问题提供了涡轮叶片热障涂层模拟试验过程中损伤的实时检测方法，包括以下步骤：
S100.实时检测涡轮叶片热障涂层的预处理，包括制备高温散斑和/或波导杆连接；
S涡轮模型的制备与安装；
S300连接校准无损检测装置；
S400.打开试验平台，模拟所述涡轮模型的服务环境；
S500.打开无损检测设备，检测涡轮模型。
此外，高温散斑的制备是在涡轮叶片热障涂层表面均匀喷涂一层颜色对比明显的高温涂层，形成反射性能高的散斑场。
此外，为了在涡轮叶片热障涂层的基底表面焊接具有良好声传输性能和耐高温性的波导杆。
进一步，步骤S200包括：
S210、确定待模拟试验的涡轮叶片热障涂层类型；
S220，确定所述涡轮叶片热障涂层相应的所述涡轮模型的类型；
S230制备涡轮模型；
S240，将所述涡轮模型安装于所述试验平台上。
此外，涡轮模型的类型包括：第一类涡轮模型和第二类涡轮模型；
所述第一类涡轮模型包括：涂覆有热障涂层的第一导向叶片和涂覆有热障涂层的第一工作叶片；
第二类涡轮模型包括：涂有热障涂层的第二工作叶片和第二导向叶片。
此外，其特点是开启测试平台包括：
S410打开试验平台的高速旋转模块，驱动涡轮叶片热障涂层高速旋转；
S420打开服务环境模块，将高温、高速、带腐蚀和/或腐蚀颗粒的燃气作用于涡轮叶片的热障涂层。
此外，检测设备包括：高温变形检测设备、声发射检测设备和/或红外热成像检测设备；
高温变形检测设备的连接和校准包括：设置高温变形检测设备的摄像头位置和试验区域，校准高温变形检测设备的几何和光学参数，调整摄像头的焦距；
声传输检测设备的连接和校准包括：将波导杆的自由端与声传输检测系统的信号传感器连接，确定外部噪声的相关参数；
红外热成像检测设备的连接和校准包括：根据预设温度的高温炉试验，校准红外热成像检测设备的发射率，设置红外热成像检测设备的摄像头位置和试验区域。
此外，开启高温变形检测设备的检测过程包括：
S511温变形检测设备，设置高温变形检测参数；
S512开始收集和记录原始数据；
S513.检测完成后，分析计算图像信号数据，获得涡轮叶片热障涂层的三维应变场和三维位移场。
此外，高温变形检测参数包括：光源强度和拍摄频率。
此外，声发射检测设备的检测过程包括：
S521打开声发射检测设备，设置声发射检测参数；
S522开始收集和记录原始数据；
S523.检测完成后，利用小波、神经网络等数据分析技术处理原始声发射检测数据，分析声发射特和裂纹演变规律和机制。
此外，声发射检测参数包括：采样频率、采样门槛值、频率范围和Hit长度。
此外，红外成像检测包括：
S531开启红外热成像检测设备，设置红外热成像检测参数；
S532开始收集红外成像温度场并记录数据；
S533.检测完成后，分析热成像温度的原始数据，分析涡轮叶片热障涂层界面脱层的演变规律、位置和机制。
此外，红外热成像检测参数包括：发射率、外部温度、湿度、滤波片透射率和拍照频率。
本发明实施例中的上述技术方案具有以下有益的技术效果：
涡轮模型是根据待测涡轮叶片热障涂层类型设计的，实现了高温、高速、带腐蚀和/或腐蚀颗粒的燃气作用，包括声发射、数字斑点测试和红外热成像，分析了涡轮叶片热障涂层的裂纹演变规律、三维应变场、三维位移场和界面脱层的演变规律和机制。为涡轮叶片热障涂层的应用和设计提供的关键技术，有效解决了高速旋转是实时检测涂层失效的巨大问题。
附图说明
图1是本发明实施例提供的涡轮叶片热障涂层模拟试验过程中损伤实时图；
图2是涡轮叶片热障涂层模拟试验过程中损坏实时检测方法的流程图；
图3是本发明实施例提供的涡轮模型的制备和安装工艺图；
图4a本发明实施例提供的第一类涡轮模型结构剖视图；
图4b本发明实施例提供的第一类涡轮模型结构正视原理图；
图5a是本发明实施例提供的第二类涡轮模型结构的剖视原理图；
图5b本发明实施例提供的第二类涡轮模型结构剖视图；
图6是本发明实施例提供的试验平台的开启流程图；
图7是本发明实施例提供的高温变形检测设备的工作流程图；
图8是本发明实施例提供的涡轮叶片应变场图的参考和目标图；
图9是本发明实施例提供的声发射检测设备的工作流程图；
图10是本发明实施例提供的声发射检测设备的信号图；
图11是本发明实施例提供的红外热成像检测设备的工作流程图；
图12是本发明实施例提供的红外热成像检测设备的涡轮叶片温度场图。
附图标记：
101、工作叶片、102、工作叶片涡轮盘、103、转轴、104、导向叶片、105、机箱、106、通道、107、固定件、201、工作叶片、202、工作叶片、203、固定件、204、导向叶片、205、导向叶片。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案和优势更加清晰，本发明将结合具体实施方法和附图进一步详细说明。应该理解，这些描述只是例子，而不是限制本发明的范围。此外，在以下描述中，省略了对知名结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。
图1是本发明实施例提供的涡轮叶片热障涂层模拟试验方法的原理示意图。
图2是涡轮叶片热障涂层模拟试验过程中损坏实时检测方法的流程图。
请参照图1、和图2，本发明实施例提供一种涡轮叶片热障涂层模拟试验过程中损伤实时检测方法，包括如下步骤：
S100.实时检测涡轮叶片热障涂层的预处理，包括制备高温散斑和/或波导杆连接。
制备高温散斑，在涡轮叶片热障涂层表面均匀喷涂一层颜色对比明显的高温涂层，形成反射性能高的散斑场。
为了在涡轮叶片热障涂层的基底表面焊接具有良好声传输性能和耐高温性的波导杆。波导杆由金属制成。
S涡轮模型的制备和安装。
图3是本发明实施例提供的涡轮模型的制备和安装工艺图。
请参考图3，步骤S200包括以下步骤：
S210模拟试验的涡轮叶片热障涂层类型；
S确定涡轮叶片热障涂层对应的涡轮模型类型；
S制备涡轮模型；
S将涡轮模型安装在试验平台上。
图4a本发明实施例提供的第一类涡轮模型结构剖视原理图。
图4b本发明实施例提供的第一类涡轮模型结构正视原理图。
图5a本发明实施例提供的第二类涡轮模型结构剖视图。
图5b本发明实施例提供的第二类涡轮模型结构剖视图。
请参照图4a、图4b、图5a和图5b，涡模型的类型包括：第一类涡轮模型和第二类涡轮模型。
第一类涡轮模型包括：工作叶片101、工作叶片涡轮盘102、转轴103、导向叶片104、机匣105、通道106和固定件107。
第二类涡轮模型包括：工作叶片201、工作叶片涡轮盘202、固定件203、导向叶片204、导向叶片涡轮盘205、机匣206、转轴207和通道208。
S300，连接和校准无损检测装置。
检测设备包括：高温变形检测设备、声发射检测设备和/或红外热成像检测设备。
高温变形检测设备的连接和校准包括：设置高温变形检测设备的摄像头位置与测试区域，利用标定板对高温变形检测设备的几何和光学参数进行校准，并调节好摄像头的焦距。
声发射检测设备的连接和校准包括：将波导杆的自由端与声发射检测系统的信号传感器相连，确定外部噪声的相关参数。
红外热成像检测设备的连接和校准包括：根据预设温度的高温炉实验，校准红外热成像检测设备的发射率，设置红外热成像检测设备的摄像头位置与测试区域。
S400，开启试验平台，对涡轮模型进行服役环境的模拟试验。
图6是本发明实施例提供的试验平台的开启流程图。
请参照图6，开启试验平台包括：
S410，开启试验平台的高速转动模块，带动涡轮叶片热障涂层高速旋转；
S420，开启服役环境模块，使高温、高速、带冲蚀和/或腐蚀颗粒的燃气作用于涡轮叶片热障涂层。
S500，开启无损检测设备，对涡轮模型进行检测。
图7是本发明实施例提供的高温变形检测设备的工作流程图。
请参照图7，在本发明实施例的一个实施方式中，开启高温变形检测设备的检测过程包括：
S511，开启高温变形检测设备，设置高温变形检测参数；
S512，开始数据采集并记录原始数据；
S513，检测完成后对图像信号数据分析计算，获得涡轮叶片热障涂层的三维应变场和三维位移场。
可选的，高温变形检测参数包括：光源强度和拍摄频率。
启动非接触式三维变形测试系统调节照明光源,所述非接触式三维变形测试系统是指ARAMIS 4M数字散斑测试系统，将非接触式三维变形测试系统的CCD摄像头透过石英玻璃观察窗对工作叶片热障涂层进行实时的检测，通过ARAMIS运算软件对所得的图像信号进行分析计算，以得到涡轮叶片热障涂层的三维应变场和三维位移场。
图8是本发明实施例提供的高温变形检测设备的涡轮叶片应变场图的参考和目标图。
请参照图8，模拟试验结束后，读取非接触式三维变形测试系统的数据，以获得涡轮叶片热障涂层的应变场分布、应力场分布和位移场分布情况。将不同状况下采集到的相邻阶段的被测物体表面的数字图像进行处理，从而获取像素点的变形信息，是建立在处理数字图像和数值计算基础上的光学测试方法。由图8可知，涡轮叶片大部分区域的应变在0.000—0.004之间，未见明显的大应变，即未见明显损伤缺陷。
图9是本发明实施例提供的声发射检测设备的工作流程图。
请参照图9，在本发明实施例的一个实施方式中，声发射检测设备的检测过程包括：
S521，开启声发射检测设备，设置声发射检测参数；
S522，开始数据采集并记录原始数据；
S523，检测完成后利用小波、神经网络等数据分析技术处理原始声发射检测数据，分析声发射特征与裂纹演变规律、机制。
可选的，声发射检测参数包括：采样频率、采样门槛值、频率范围和Hit长度。
启动声发射信号采集仪，设置参数，本发明实施例中采用PCI-2系统的声发射仪，采样频率设置为2MHz，前置放大器设置为40dB，Hit长度设置为2k，频率范围设置为0.1—1MHz，采样门槛值设置为40dB。
图10是本发明实施例提供的声发射检测设备的信号图。
请参照图10，模拟试验结束后，读取声发射信号采集仪的数据，运用以获得涂层裂纹萌生、开裂和脱落情况。声发射信号波形是在集成的无损检测系统中声发射采集系统所采集的,使用matlab软件对所采集到的信号进行小波包分析,波形由多个小波包组成，持续时间较长。该信号为典型的涡轮叶片热障涂层剪切型裂纹波形图,出现剪切型裂纹的时间段为250μs—350μs。
图11是本发明实施例提供的红外热成像检测设备的工作流程图。
请参照图11，在本发明实施例的一个实施方式中，红外成像检测包括：
S531，开启红外热成像检测设备，设置红外热成像检测参数；
S532，开始采集红外成像温度场并记录数据；
S533，检测完成后分析热成像温度原始数据，分析涡轮叶片热障涂层的界面脱层的演变规律、位置与机制。
可选的，红外热成像检测参数包括：发射率、外界温度、湿度、滤波片透射率和拍照频率。
启动红外热成像仪，本发明实施例中红外热像仪的型号为FLIR-GF309，镜头尺寸24°/23mm，镜头前加有透射率τ＝0.84外部光学器件，将镜头透过石英玻璃观察窗对准工作叶片热障涂层，对热障涂层表面温度场进行红外图像采集,将采集到的图像输入计算机,分析热像中斑块、斑块数量以及斑块大小与颜色,确定脱粘位置、缺陷数量和损伤程度。开启在线测试实时保存数据模式。
图12是本发明实施例提供的红外热成像检测设备的涡轮叶片温度场图。
请参照图12，模拟试验结束后，读取红外热像仪的数据，以获得涂层的缺陷数量、损伤程度等信息。靠近喷枪火焰区域温度最高，涡轮叶片的温度分布与距喷枪火焰的距离成反比，即离火焰越远温度越低。因为其为导向涡轮叶片，温度较高部分成“U”形分布。温度场分布较为均匀，未见明显损伤缺陷。
本发明实施例旨在保护一种涡轮叶片热障涂层模拟试验过程中损伤实时检测方法，包括如下步骤：进行涡轮叶片热障涂层实时检测的预处理，包括高温散斑制备和/或波导杆连接；制备与安装涡轮模型；连接和校准无损检测装置；开启试验平台，对涡轮模型进行服役环境的模拟试验；开启无损检测设备，对涡轮模型进行检测。上述技术方案具备如下效果：
通过根据待测涡轮叶片热障涂层类型而设计涡轮模型的方式，实现了高温、高速、带冲蚀和/或腐蚀颗粒的燃气作用于包括待测的涡轮叶片热障涂层损伤的演化，包括声发射、数字散斑测试和红外热成像三种方法共同分析涡轮叶片热障涂层的裂纹演变规律、三维应变场和三维位移场以及界面脱层的演变规律和机制，有效解决了高速旋转是涂层失效实时检测的巨大难题，为涡轮叶片热障涂层的应用和设计提供的关键技术。
应当理解的是，本发明的上述具体实施方式仅仅用于示例性说明或解释本发明的原理，而不构成对本发明的限制。因此，在不偏离本发明的精神和范围的情况下所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。此外，本发明所附权利要求旨在涵盖落入所附权利要求范围和边界、或者这种范围和边界的等同形式内的全部变化和修改例。