紀(jì)福森，徐 磊

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，沈陽110015）

0 引言

連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料與鈦合金相比具有更高的比強(qiáng)度和比模量，并且具有更好的耐熱性，可在600℃以上的高溫環(huán)境下使用，這些特點(diǎn)均使其有望用于制造未來先進(jìn)航空航天高性能發(fā)動(dòng)機(jī)部件。20世紀(jì)90年代，美國、英國、德國、法國和日本相繼開展了連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料在航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)整體葉環(huán)/葉盤上的應(yīng)用研究，利用連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料增強(qiáng)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子，滿足其高轉(zhuǎn)速和高溫度的要求，提高結(jié)構(gòu)承載能力并減輕結(jié)構(gòu)重量。

為了適應(yīng)未來高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制的需要，本文簡(jiǎn)要介紹了國內(nèi)外連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料整體葉環(huán)設(shè)計(jì)、制造和試驗(yàn)研究情況，并以某壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子級(jí)為研究對(duì)象，提出了不同結(jié)構(gòu)形式連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料整體葉環(huán)/葉盤的設(shè)計(jì)方案，并從強(qiáng)度、重量、制造可行性和經(jīng)濟(jì)性等方面對(duì)這些設(shè)計(jì)方案進(jìn)行了對(duì)比分析，以期為連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料整體葉環(huán)設(shè)計(jì)提供參考。

1 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀

1.1 連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料的制備工藝

連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料的制備分為預(yù)制體制備和固化壓實(shí)2個(gè)步驟，如圖1所示。連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料預(yù)制體的制備工藝主要有3種：箔材-纖維-箔材法（FFF）、等離子噴射涂層法（MCM）和涂敷基材成分纖維法（MCF），其中MCF法多采用物理氣相沉積（PVD）工藝制備質(zhì)量很高的金屬基復(fù)合材料先驅(qū)絲，具有纖維被基體均勻包圍、纖維以先驅(qū)絲形式復(fù)合、纖維損傷小、體積分?jǐn)?shù)可控等優(yōu)點(diǎn)。通常采用熱等靜壓或真空熱壓來實(shí)現(xiàn)復(fù)合材料固化壓實(shí)[1-2]。

1.2 連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料整體葉環(huán)的制備工藝

將整體葉盤中的輻板與輪轂部分去掉，就成為整體葉環(huán)，如圖2所示。由于缺少了承受負(fù)荷的輻板和輪轂，整體葉環(huán)承受不了葉片的離心負(fù)荷，因此采用連續(xù)纖維增強(qiáng)的鈦基復(fù)合材料進(jìn)行加強(qiáng)。鈦基復(fù)合材料整體葉環(huán)可大幅度減輕重量，根據(jù)設(shè)計(jì)要求與參照對(duì)象的不同，減重效果在26%～70%之間[3,5-8]。

美國的相關(guān)研究提出的復(fù)合材料整體葉環(huán)制備工藝路線[9]如圖3所示。按照該工藝路線，首先制備復(fù)合材料環(huán)件，然后經(jīng)基體封裝和二次熱等靜壓制備整體葉環(huán)坯料。該工藝分為復(fù)合材料環(huán)件與整體葉環(huán)坯料制備2個(gè)步驟，大大降低了工藝難度。

日本采用纖維纏繞與噴涂以及箔-纖維-箔2種工藝方法制備復(fù)合材料[4-5]，如圖4、5所示，并開展了模擬件的制備以及拉伸試驗(yàn)與環(huán)狀試件超轉(zhuǎn)試驗(yàn)研究，結(jié)果表明采用基體涂敷單絲帶工藝制備的模擬件的拉伸強(qiáng)度明顯提高。

國內(nèi)針對(duì)鈦基復(fù)合材料力學(xué)性能和界面等方面開展了相關(guān)研究[9-12]，并采用PVD先驅(qū)絲工藝制備了復(fù)合材料環(huán)形樣件，如圖6所示。

1.3 連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料整體葉環(huán)的研制

德國開展了連續(xù)SiC纖維增強(qiáng)Ti-6-4復(fù)合材料整體葉環(huán)在高應(yīng)變率下的失效研究（如圖7所示）。從圖中可見，其制備了包含3個(gè)復(fù)合材料環(huán)的整體葉環(huán)，每個(gè)復(fù)合材料環(huán)纖維體積分?jǐn)?shù)為35%，整體葉環(huán)外徑為270 mm，并在立式旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)器上進(jìn)行了試驗(yàn)研究，試驗(yàn)破裂轉(zhuǎn)速達(dá)37600～38600 rad/min，相對(duì)應(yīng)的葉尖切線速度為532～546 rad/min，在破裂轉(zhuǎn)速下的最大測(cè)量應(yīng)變?yōu)?.85%。

日本在先進(jìn)材料燃?xì)獍l(fā)生器研究計(jì)劃下，開展了整體葉環(huán)模擬件的設(shè)計(jì)與試驗(yàn)研究，如圖8所示。超轉(zhuǎn)試驗(yàn)轉(zhuǎn)速達(dá)到46600 rad/min，計(jì)算分析表明，在47000 rad/min時(shí)，復(fù)合材料增強(qiáng)區(qū)最大von-Mises應(yīng)力為1270 MPa。在溫度為723K、應(yīng)力為900 MPa條件下，復(fù)合材料達(dá)到了5000個(gè)循環(huán)數(shù)的低循環(huán)疲勞壽命目標(biāo)[14]。

英國羅羅公司開展了連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料整體葉環(huán)的研制與殘余應(yīng)力研究，如圖9所示。

美國空軍、加雷特公司、AADC公司、GEAE公司和PW公司在可行性研究、制造工藝和試驗(yàn)驗(yàn)證等方面開展了大量工作。PW公司和GEAE公司評(píng)估了采用等離子噴涂和基體涂敷纖維工藝制備的SCS-6/Ti6-4復(fù)合材料整體葉環(huán)，復(fù)合材料體積分?jǐn)?shù)為38%，并進(jìn)行了破裂試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明整體葉環(huán)強(qiáng)度為1779 MPa，接近預(yù)測(cè)值[5]。在IHPTET計(jì)劃下，AADC公司驗(yàn)證的XTC16/1A核心機(jī)4級(jí)壓氣機(jī)的第3、第4級(jí)轉(zhuǎn)子采用了連續(xù)纖維增強(qiáng)的鈦基復(fù)合材料整體葉環(huán)，實(shí)現(xiàn)了高強(qiáng)度和輕重量的目標(biāo)[15]。

2 某整體葉環(huán)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)分析

2.1 某整體葉環(huán)結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì)

鑒于連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料優(yōu)異的承載能力與耐溫能力，并考慮到未來航空發(fā)動(dòng)機(jī)的減重要求，本文選取某壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子級(jí)為研究對(duì)象，開展了整體葉環(huán)結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì)與分析研究。為了使設(shè)計(jì)對(duì)象更具有代表性，對(duì)該轉(zhuǎn)子級(jí)進(jìn)出口輪轂比進(jìn)行了適當(dāng)調(diào)整。在對(duì)該轉(zhuǎn)子級(jí)進(jìn)行綜合分析的基礎(chǔ)上，提出了整體葉環(huán)結(jié)構(gòu)方案（如圖10所示），即封裝結(jié)構(gòu)方案1、方案2，裝配結(jié)構(gòu)方案3，雙輻板結(jié)構(gòu)方案4。

2.2 應(yīng)力分析與結(jié)構(gòu)優(yōu)化

采用宏觀有限元法應(yīng)用二維軸對(duì)稱模型進(jìn)行靜強(qiáng)度計(jì)算，并根據(jù)計(jì)算結(jié)果對(duì)結(jié)構(gòu)方案進(jìn)行了局部?jī)?yōu)化。計(jì)算所采用的復(fù)合材料性能數(shù)據(jù)參照相關(guān)文獻(xiàn)中的數(shù)據(jù)給定。優(yōu)化后整體葉環(huán)結(jié)構(gòu)方案的應(yīng)力計(jì)算結(jié)果如圖11所示。在設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下，結(jié)構(gòu)方案1、方案2和方案4的復(fù)合材料區(qū)最大von-Mises應(yīng)力基本相當(dāng)，分別為1362，1372，1386 MPa左右，方案3的復(fù)合材料區(qū)最大von-Mises應(yīng)力略小，約為1230 MPa。

2.3 重量分析

連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料整體葉環(huán)研制應(yīng)用的最主要目的是為了減輕結(jié)構(gòu)重量。針對(duì)應(yīng)力水平基本相當(dāng)?shù)纳鲜龇桨?，以鈦合金整體葉盤結(jié)構(gòu)為比較對(duì)象，給出了各方案的重量與減重情況（見表1）。方案1和方案2均為封裝方案，其差異主要為復(fù)合材料增強(qiáng)區(qū)結(jié)構(gòu)不同，減重效果基本相當(dāng)，故方案1的相關(guān)數(shù)據(jù)未給出。由表1可知，不同結(jié)構(gòu)方案的凈減重量在3.46～4.28 kg之間。減重百分比的大小與比較對(duì)象相關(guān)，如果只比較盤（環(huán)）體部分，減重百分比較大，如果比較整體葉盤（整體葉環(huán)），即包含葉片部分的固定重量，則減重百分?jǐn)?shù)減小。

表1 不同結(jié)構(gòu)方案整體葉環(huán)減重情況

考慮到該轉(zhuǎn)子級(jí)葉片為寬弦型面，且進(jìn)出口輪轂比變化較大，流路前低后高，結(jié)合復(fù)合材料制備工藝特點(diǎn)進(jìn)行了分析，認(rèn)為封裝結(jié)構(gòu)方案1、方案2的輪緣后端存在較大的基體材料區(qū)，制約了減重效果的進(jìn)一步提高。裝配方案3因應(yīng)力水平略低，因此還有一定的優(yōu)化空間，減重效果還可以進(jìn)一步提高。雙輻板方案4的減重效果最明顯。

2.4 制造可行性分析

整體葉環(huán)制造的關(guān)鍵是連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料環(huán)坯的制備，這里僅從不同整體葉環(huán)結(jié)構(gòu)方案差異的角度分析其對(duì)工藝的影響，并未對(duì)工藝技術(shù)問題本身進(jìn)行深入分析。封裝方案1、方案2可以采用內(nèi)環(huán)開槽纏繞先驅(qū)絲，外環(huán)與內(nèi)環(huán)電子束封裝，經(jīng)熱等靜壓成型的工藝制備，復(fù)合材料與基體的外徑界面受轉(zhuǎn)子進(jìn)口流路、鼓筒直徑和安裝邊位置限制，可調(diào)整的范圍非常小，這也是方案1、方案2減重效果無法提高的原因。封裝結(jié)構(gòu)方案也可采用圖3所示的工藝路線，先預(yù)制環(huán)體再進(jìn)行熱等靜壓成型，但是該工藝并不能解決方案1、方案2面臨的主要矛盾，且又增加了二次熱壓的界面不確定性問題。裝配方案3僅需制備復(fù)合材料預(yù)制體環(huán)，然后裝配于金屬材料的葉盤/整體葉環(huán)上，其制備工藝難度大大降低。但該方案的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)難度較大，需考慮載荷的傳遞、復(fù)合材料的承載能力、結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性和復(fù)合材料環(huán)的限位等問題。雙輻板結(jié)構(gòu)方案4的制備工藝與方案1和方案2的相同，但復(fù)合材料增強(qiáng)區(qū)移到了低半徑位置，有效地解決了方案1和方案2的界面問題，并能充分發(fā)揮復(fù)合材料的承載能力，明顯提高減重效果，該方案的難點(diǎn)在于雙輻板結(jié)構(gòu)半封閉腔的機(jī)械加工比較困難。

2.5 經(jīng)濟(jì)性分析

航空零件的經(jīng)濟(jì)性可以從原材料、機(jī)械加工、后期使用維護(hù)費(fèi)用等角度進(jìn)行分析。連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料整體葉環(huán)的機(jī)械加工和使用維護(hù)費(fèi)用與傳統(tǒng)鈦合金整體葉盤的基本相當(dāng)?？紤]到連續(xù)纖維單絲及其復(fù)合材料制備工藝過程復(fù)雜，成本費(fèi)用高，這里僅從連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料用量以及環(huán)坯制備工藝特點(diǎn)的角度進(jìn)行對(duì)比分析。不同結(jié)構(gòu)方案整體葉環(huán)復(fù)合材料的用量見表2，從表中可知方案3和方案4的復(fù)合材料用量大幅減少，原材料成本明顯降低。方案3因制備工藝難度低，復(fù)合材料環(huán)坯的制造成本進(jìn)一步降低，因此經(jīng)濟(jì)性最佳。

表2 不同結(jié)構(gòu)方案整體葉環(huán)復(fù)合材料用量

3 結(jié)論

（1）美國、德國和日本等國家針對(duì)連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料及其整體葉環(huán)結(jié)構(gòu)件設(shè)計(jì)、制造和試驗(yàn)驗(yàn)證開展了大量的研究工作，相關(guān)研究表明，復(fù)合材料整體葉環(huán)的承載能力強(qiáng)，減重效果明顯。

（2）通過某壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子級(jí)連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料整體葉環(huán)的多方案設(shè)計(jì)，以及應(yīng)力、重量、制造可行性和經(jīng)濟(jì)性分析，得到的結(jié)果是裝配結(jié)構(gòu)方案應(yīng)力水平低，制造可行性好，經(jīng)濟(jì)性好，并在一定程度上避免了界面在徑向載荷作用下的失效問題，值得深入研究。

[1]楊銳,石南林,王玉敏，等.SiC纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料研究進(jìn)展[J].鈦工業(yè)進(jìn)展,2005,22（5）：32-36.YANG Rui,SHI Nanlin,WANG Yumin，et al.Recent progress in SiC fibre reinforced Titanium Matrix Composites[J].Titanium Industry Progress,2005,22（5）：32-36.（in Chinese）

[2]曾立英,鄧炬,白保良,等.連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料研究概況[J].稀有金屬材料與工程,2000,29（3）:211-215.ZENG Liying,DENG Ju,BAI Baoliang,et al.A review of continuous fiber reinforced Titanium alloy Matrix Composites[J].Raremetal Materials and Engineering，2000,29（3）:211-215.（in Chinese）

[3]Doorbar P J.The introduction of reinforced TMC materials into rotating machinery the safe approach[C]//Design Principles and Methods for Aircraft Gas Turbine Engine.Toulouse:1998:27/1-27/6.

[4]Ruffles P C.Aero engines of the future[J].Aeronautical Journal,2003,107:307-321.

[5]Koop W E,Cross C J.Metal Matrix Composites structural design experience[R].AIAA-1990-2175.

[6]Kono A,Yamada T,Fukusima A,et al.Manufacturing process of hoop reinforced Titanium Matrix Composite ring[R].ISABE-2001-1029.

[7]Kono A,Yamada T,Tsuzuku T,et al.Manufacturing process development of Titanium Matrix Composite ring[R].ISABE-2003-1139.

[8]Walther R,Frischbier J,Selmeier R.Aeromechanical design of advanced engine compressors[R].ISABE-2001-1241.

[9]王玉敏,肖鵬,石南林，等.SiC纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料界面研究及構(gòu)件研制[J].中國材料進(jìn)展,2010,29（5）:9-13.WANG Yumin,XIAO Peng,SHI Nan lin,et al.SiC fiber reinforced Titanium Matrix Composite interface evolution and component manufacturing[J].Materials China,2010,29（5）:9-13.（in Chinese）

[10]張旭,王玉敏,楊青,等.SiCf/TC17復(fù)合材料拉伸行為研究[J].金屬學(xué)報(bào),2015,51（9）:1025-1036.ZHANG Xu,WANG Yumin,YANGQing,et al.Study on tensile behavior of SiCf/TC17 composites acta[J].Metallurgica Sinica,2015,51（9）:1025-1036.（in Chinese）

[11]楊延清,羅賢,黃斌.SiC纖維增強(qiáng)Ti基復(fù)合材料的界面反應(yīng)規(guī)律[J].中國體視學(xué)與圖像分析,2016,21（1）:58-65.YANG Yanqing,LUO Xian,HUANG Bin.Characterizing interfacial reaction of SiC fiber reinforced Titanium-Matrix Composites[J].Chinese Journal of Stereology and Image Analysis,2016,21 （1）:58-65.（in Chinese）

[12]張愛榮,楊延清,婁菊紅.2SiC/Ti-6Al-4V復(fù)合材料的橫向力學(xué)性能研究[J].熱加工工藝,2014,43（10）:117-120.ZHANGAirong,YANGYanqing,LOU Juhong.Transverse properties of SiC/Ti-6AL-4V composite[J].Hot Working Technology,2014,43（10）:117-120.（in Chinese）

[13]Frischbier J,Hausmann J.Assessment of failure mechanisms of aeroengine TMC rotor disks at high rates of strain[J].Damage&Fracture Mechanics,2002,（7）:413-423.

[14]Kuriyama T,Miyagawa H,Uyama M.Status of AMG(Advanced Material Gas-generator)research and development program[R].ASME Turbo Expo 2001-GE-0219:42-48.

[15]Kandebo SW.Allison tests variable cyle fighter/attack core engine[J].Aviation Week&Space Technology,1992，136（8）:130-131.