駱 麗,沙云東,欒孝馳,趙奉同 (沈陽(yáng)航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院),沈陽(yáng) 110136)
連續(xù)纖維增強(qiáng)金屬基復(fù)合材料因其高比強(qiáng)度和高比模量等優(yōu)良特性[1-3],使得發(fā)動(dòng)機(jī)主軸等重要部件的選材更加傾向于這種新型材料,以滿足新一代航空發(fā)動(dòng)機(jī)“增效減質(zhì)”的需要。20世紀(jì)末期,GEAE公司在XTC-76 JTDE發(fā)動(dòng)機(jī)上對(duì)SiC/Ti復(fù)合材料低壓渦輪軸的實(shí)用性進(jìn)行驗(yàn)證,研究表明:相對(duì)于合金軸,不僅壽命有所延長(zhǎng),而且其結(jié)構(gòu)強(qiáng)度也增加30%左右。英、法等歐洲國(guó)家也對(duì)金屬基復(fù)合材料航空發(fā)動(dòng)機(jī)主軸進(jìn)行研究和驗(yàn)證[4-5]。在這種國(guó)際形勢(shì)下,人們將更加關(guān)注如何將金屬基復(fù)合材料主軸應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)。航空發(fā)動(dòng)機(jī)是飛機(jī)的心臟,發(fā)動(dòng)機(jī)的主軸不僅起到連接壓氣機(jī)及渦輪等部件的作用,還需在中高溫工作環(huán)境下承受扭矩、軸向力、陀螺力矩等復(fù)雜載荷,工作環(huán)境非常惡劣。發(fā)動(dòng)機(jī)主軸若發(fā)生失效,將影響整架飛機(jī)的安全。疲勞失效是發(fā)動(dòng)機(jī)主軸失效的主要模式之一,疲勞壽命是表征疲勞強(qiáng)度的重要參數(shù)。由此看來(lái),開(kāi)展金屬基復(fù)合材料主軸強(qiáng)度及疲勞壽命的相關(guān)研究是非常必要的。
國(guó)內(nèi)外很多學(xué)者對(duì)金屬基復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度及疲勞壽命問(wèn)題進(jìn)行研究。Dai Gil Lee等對(duì)鋁基復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)的扭轉(zhuǎn)疲勞行為進(jìn)行研究,研究表明:復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)經(jīng)軸向預(yù)緊后,疲勞強(qiáng)度會(huì)增大,抗疲勞退化程度也會(huì)減弱[6]。TH Hyde等對(duì)35%SiC/Ti-6-4復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)進(jìn)行扭轉(zhuǎn)疲勞失效實(shí)驗(yàn),結(jié)合細(xì)觀力學(xué)仿真的方法對(duì)復(fù)合材料圓柱殼結(jié)構(gòu)的疲勞失效問(wèn)題進(jìn)行了分析研究[7-8]。孫慶偉等以金屬基復(fù)合材料低壓渦輪軸結(jié)構(gòu)為計(jì)算對(duì)象,提出以質(zhì)量為優(yōu)化目標(biāo)的優(yōu)化方法[9]。綜上所述,國(guó)外早在20世紀(jì)80年代開(kāi)始對(duì)金屬基復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)開(kāi)展相關(guān)疲勞壽命預(yù)測(cè)方法及試驗(yàn)研究,具備較成熟的計(jì)算方法和大量的試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù),到20世紀(jì)末期已經(jīng)成功的將金屬基復(fù)合材料渦輪軸應(yīng)用于試驗(yàn)機(jī)上。國(guó)內(nèi)起步較晚,目前,金屬基材料的制備工藝剛剛起步,金屬基復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、失效及疲勞壽命方法研究及各項(xiàng)試驗(yàn)研究尚未成熟。本文主要開(kāi)展基于名義應(yīng)力法估算連續(xù)纖維增強(qiáng)復(fù)合材料航空發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪軸結(jié)構(gòu)高周疲勞壽命的研究,分析總結(jié)鋪層方案對(duì)其高周疲勞壽命的影響規(guī)律。
由于材料互斥作用和制備等原因,復(fù)合材料某一單層的基體或者基體與纖維界面會(huì)產(chǎn)生微裂紋。當(dāng)材料應(yīng)力等級(jí)增大時(shí),微裂紋會(huì)擴(kuò)展成纖維間失效,纖維間失效通常表現(xiàn)為基體裂紋、界面開(kāi)裂[10]。不同載荷會(huì)產(chǎn)生不同形式的失效現(xiàn)象,例如,材料受縱向拉伸載荷時(shí),常出現(xiàn)基體斷裂,纖維拔出或斷裂;橫向拉伸和縱向剪切時(shí),常出現(xiàn)基體失效[11]。在單層厚度的復(fù)合材料的裂紋達(dá)到一定程度后,復(fù)合材料層合板會(huì)因?yàn)閱螌訌?fù)材的失效而出現(xiàn)分層現(xiàn)象,甚至是纖維斷裂或者拔出,最終造成了復(fù)合材料層合板失效[10,12]。低壓渦輪軸在工作時(shí)承受的高循環(huán)載荷主要有振動(dòng)扭矩和合成彎矩,無(wú)論所受載荷是單獨(dú)作用還是耦合作用,由于材料制備或者其他原因的影響,復(fù)合材料軸的失效模式總是復(fù)雜多變的,但最終總會(huì)出現(xiàn)纖維斷裂導(dǎo)致結(jié)構(gòu)斷裂。所以,本文選取復(fù)合材料層首層斷裂作為疲勞失效判據(jù),首層斷裂的具體形式為纖維斷裂,單層斷裂的材料數(shù)據(jù)均由實(shí)驗(yàn)獲得。
在工程中,復(fù)合材料低壓渦輪軸結(jié)構(gòu)高周疲勞壽命估算方法常采用名義應(yīng)力法,即以結(jié)構(gòu)名義應(yīng)力作為前提條件,結(jié)合材料的應(yīng)力-壽命關(guān)系,估算結(jié)構(gòu)疲勞壽命的一種方法?;炯俣ǎ簩?duì)任一結(jié)構(gòu),只要應(yīng)力集中系數(shù)KT相同,載荷譜相同,它們的壽命則相同[13]。本文應(yīng)用名義應(yīng)力法估算復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)高周疲勞壽命主要有以下3個(gè)步驟。
首先,建立復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)有限元分析模型,對(duì)其進(jìn)行結(jié)構(gòu)有限元分析,得到軸結(jié)構(gòu)的名義應(yīng)力;然后,對(duì)復(fù)合材料的S-N曲線進(jìn)行修正,包括應(yīng)力集中修正,平均應(yīng)力修正,疲勞缺口系數(shù)Kf,尺寸系數(shù)ε,表面質(zhì)量系數(shù)β,載荷類型因子CL等修正[14-15],得到近似的軸結(jié)構(gòu)S-N曲線;最后,將名義應(yīng)力代入軸結(jié)構(gòu)S-N曲線的模型關(guān)系式中,得到復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)的估算壽命。
結(jié)構(gòu)的S-N曲線對(duì)其疲勞壽命的估算精度有很大的影響,為得到相對(duì)準(zhǔn)確的軸結(jié)構(gòu)的應(yīng)力壽命關(guān)系,需要對(duì)材料的S-N曲線進(jìn)行修正。應(yīng)力集中系數(shù)對(duì)結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度有很大影響[16],由材料力學(xué)可知,理論應(yīng)力集中系數(shù)定義為應(yīng)力集中處的最大應(yīng)力值σmax和適當(dāng)選取的基準(zhǔn)應(yīng)力值σ0之比[17],見(jiàn)式(1),在工程實(shí)際中,基準(zhǔn)應(yīng)力多選取為結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中處最小截面的平均應(yīng)力。采用插值法,得到當(dāng)前KT下的應(yīng)力壽命關(guān)系
(1)
在低壓渦輪軸工作中,如材料實(shí)驗(yàn)?zāi)菢釉赗=-1狀態(tài)下循環(huán)顯然是不實(shí)際的,所以對(duì)材料S-N曲線進(jìn)行平均應(yīng)力修正[18],修正式如式(2)所示
(2)
式(2)中:σ-1為對(duì)稱循環(huán)應(yīng)力;σa為任意循環(huán)的幅值應(yīng)力;σm為任意循環(huán)的平均應(yīng)力;σb為材料的強(qiáng)度。
由于低壓渦輪軸結(jié)構(gòu)的有限元分析模型為光滑圓柱殼結(jié)構(gòu),所以假設(shè)Kf·ε·β·CL=1。
在得到修正后的數(shù)據(jù)點(diǎn)以后,通過(guò)最小二乘法擬合得到修正后的結(jié)構(gòu)S-N曲線。本文采用吳富強(qiáng)的疲勞壽命曲線模型進(jìn)行擬合[19],此模型對(duì)材料3個(gè)壽命區(qū)的描述都很準(zhǔn)確,見(jiàn)式(3)、(4)。
(3)
(4)
式(3)、(4)中,G為結(jié)構(gòu)所受的正則化疲勞外載;N為結(jié)構(gòu)的疲勞壽命;m、a和b均為材料常數(shù);σmax為施加在結(jié)構(gòu)上的最大疲勞應(yīng)力;σult為結(jié)構(gòu)在加載方向上的靜強(qiáng)度。
將結(jié)構(gòu)有限元分析得出的名義應(yīng)力代入式(4)中,即可達(dá)到壽命預(yù)測(cè)的目的。
為了驗(yàn)證上述估算方法的有效性,本文將以圖1所示的樣件作為壽命估算模型,材料參數(shù)如表1所示,對(duì)實(shí)驗(yàn)得到的壽命和預(yù)測(cè)的壽命進(jìn)行對(duì)比[7]。
圖1 驗(yàn)證模型結(jié)構(gòu)參數(shù)(單位:mm)
表1 驗(yàn)證模型材料參數(shù)
實(shí)驗(yàn)樣件通過(guò)兩端的法蘭盤(pán)加載扭矩,實(shí)驗(yàn)溫度為20 ℃,通過(guò)有限元仿真計(jì)算,得出各個(gè)載荷狀態(tài)下的應(yīng)力和預(yù)測(cè)疲勞壽命,將其與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比,見(jiàn)表2所示。根據(jù)結(jié)果對(duì)比情況可以認(rèn)為,以忽略復(fù)合材料層間應(yīng)力的影響為前提,對(duì)纖維單向鋪設(shè)的復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu),文中所述的疲勞壽命估算方法有效。
表2 應(yīng)力和疲勞壽命的實(shí)驗(yàn)值與預(yù)測(cè)值對(duì)比結(jié)果
本節(jié)將研究鋪層方案對(duì)復(fù)合材料低壓渦輪軸結(jié)構(gòu)高周疲勞壽命的影響規(guī)律,其中包括航空發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪軸結(jié)構(gòu)有限元模型的建立與合理性驗(yàn)證,鋪層方案對(duì)復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)等效應(yīng)力及其高周疲勞壽命的影響規(guī)律總結(jié)。
參考某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪軸的幾何參數(shù),將低壓渦輪軸簡(jiǎn)化成階梯空心軸結(jié)構(gòu),總長(zhǎng)度為1.197 m,厚度為0.005 m。低壓渦輪軸所受高循環(huán)載荷主要有振動(dòng)扭矩和合成彎矩,載荷大小見(jiàn)表3,加載位置如圖2所示,2#端面模擬傳扭套齒,1#端面模擬傳遞軸向力的矩形齒[20]。
復(fù)合材料低壓渦輪軸結(jié)構(gòu)有限元分析模型鋪層采用“三明治”夾芯結(jié)構(gòu),因需要研究鋪層角度及鋪層厚度的影響規(guī)律,本文采用兩種模型。第一種模型最外層和最內(nèi)層為金屬層,材料為TC17,厚度1 mm,中間為復(fù)合材料,材料為SiC/TC17,每層厚度0.2 mm,鋪層方案為給定復(fù)合材料鋪層層數(shù)即16層,改變鋪層角度,即從0°~90°變化,軸結(jié)構(gòu)總厚度為5.2 mm,研究等厚度下,鋪層角度的影響規(guī)律;第二種模型為最外層和最內(nèi)層為金屬層,材料為TC17,厚度1 mm,中間為復(fù)合材料,材料為SiC/TC17,每層厚度0.2 mm,給定鋪層角度,通過(guò)改變鋪層厚度(鋪層層數(shù))研究鋪層厚度影響規(guī)律。TC17材料及SiC/TC17的材料參數(shù)見(jiàn)表4。
圖2 低壓渦輪軸加載位置圖示
表3 低壓渦輪軸疲勞壽命計(jì)算載荷譜[24]
表4 力學(xué)性能參數(shù)[1,21]
首先對(duì)低壓渦輪軸結(jié)構(gòu)模型進(jìn)行有限元分析,得出在高循環(huán)載荷下的結(jié)構(gòu)應(yīng)變?cè)茍D,如圖3所示。
分析得出,在當(dāng)前載荷狀態(tài)下,低壓渦輪軸結(jié)構(gòu)的危險(xiǎn)截面出現(xiàn)在合成彎矩加載位置的截面。在發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工作中,此位置常常由于高頻彎矩的作用而導(dǎo)致疲勞失效現(xiàn)象出現(xiàn),由此驗(yàn)證了文中低壓渦輪軸結(jié)構(gòu)分析模型的合理性[22]。
復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)在高循環(huán)載荷作用下,外層金屬和復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)應(yīng)力應(yīng)變因鋪層方案的不同而不同。在保持軸結(jié)構(gòu)壁厚5 mm不變的前提下,改變復(fù)合材料鋪層角度,分析軸結(jié)構(gòu)各層的等效應(yīng)力可以得出:金屬層的應(yīng)力要小于復(fù)材層應(yīng)力,金屬層的應(yīng)力在鋪角為40°時(shí)最小,復(fù)材層的應(yīng)力在50°時(shí)到達(dá)最大,而且通過(guò)細(xì)心觀察,復(fù)材層外層的應(yīng)力要大于內(nèi)層應(yīng)力,見(jiàn)圖4所示。
圖3 復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)應(yīng)變?cè)茍D
圖4 鋪角對(duì)復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)Von mises應(yīng)力的影響
圖5表示在保持復(fù)合材料鋪角為50°和金屬層厚度為1 mm不變的前提下,通過(guò)改變復(fù)材層的層數(shù)的方式增減軸結(jié)構(gòu)總體壁厚的方法,因需要研究厚度的變化規(guī)律,因此從復(fù)合材料鋪層數(shù)11層遞增到18層,即鋪層方案為[50°]11~[50°]18。
圖5 鋪層厚度對(duì)復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)Von mises應(yīng)力的影響
分析其應(yīng)力變化規(guī)律可知:隨著復(fù)材層厚度的增大,無(wú)論是金屬層還是復(fù)材層,其等效應(yīng)力均是減小的。因?yàn)閺?fù)合材料的最外層復(fù)材的應(yīng)力最大,所以圖5只關(guān)注了金屬層和最外層復(fù)材的等效應(yīng)力。復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)在不同鋪層方案下的等效應(yīng)力值見(jiàn)表5、表6所示。
應(yīng)用材料實(shí)驗(yàn)獲得的S-N曲線,對(duì)其修正、擬合后,結(jié)合有限元分析結(jié)果,對(duì)復(fù)合材料低壓渦輪軸結(jié)構(gòu)高周疲勞壽命進(jìn)行估算,表7為S-N曲線擬合模型參數(shù)。
表5 不同鋪角的復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)金屬層和復(fù)材層的Von mises應(yīng)力(MPa)
表6 不同鋪層厚度的復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)金屬層和復(fù)材層的Von mises應(yīng)力(MPa)
表7 S-N曲線擬合參數(shù)
不同的鋪層方案對(duì)復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)的疲勞壽命會(huì)產(chǎn)生很大的影響。由于缺少TC17材料的S-N曲線,對(duì)外層金屬的疲勞壽命暫不研究。圖6和圖7分別表示不同鋪角和不同鋪層厚度下的軸結(jié)構(gòu)疲勞壽命變化規(guī)律。結(jié)果表明,在復(fù)合材料總鋪層厚度為5mm的前提下,復(fù)合材料內(nèi)層的高周疲勞壽命要比最外層的壽命長(zhǎng),并且每層復(fù)材的壽命在鋪角為50°時(shí)最?。辉趶?fù)合材料鋪角為50°的前提下,研究最外層復(fù)材的疲勞壽命時(shí)可以發(fā)現(xiàn)隨著鋪層層數(shù)的增加,復(fù)材層的疲勞壽命也會(huì)延長(zhǎng)。復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)在不同鋪層方案下的疲勞壽命值見(jiàn)表8、表9所示。
圖6 鋪角對(duì)軸結(jié)構(gòu)外層金屬與首層復(fù)合材料壽命的影響
圖7 鋪層厚度對(duì)復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)疲勞壽命的影響
根據(jù)以上研究結(jié)果,得到以下結(jié)論:
(1) 提出了基于名義應(yīng)力法的復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)疲勞壽命預(yù)測(cè)方法,并且,以疲勞壽命實(shí)驗(yàn)結(jié)果作為判斷依據(jù),可以認(rèn)為,在忽略層間及界面應(yīng)力影響的前提下,此復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)疲勞壽命估算方法是有效的。
表8 不同鋪角的復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)金屬層和復(fù)材層的疲勞壽命(×107次)
表9 不同鋪層厚度的復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)金屬層和復(fù)材層的疲勞壽命(×107次)
(2) 建立航空發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪軸結(jié)構(gòu)有限元分析模型,驗(yàn)證了分析模型合理性。同時(shí),對(duì)復(fù)合材料低壓渦輪軸結(jié)構(gòu)的高周疲勞壽命進(jìn)行了估算,總結(jié)分析了鋪層方案對(duì)復(fù)合材料軸結(jié)構(gòu)應(yīng)力及疲勞壽命的影響規(guī)律。
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