姜賓濤 ，王 磊

（1.中國航發(fā)湖南動力機(jī)械研究所，湖南 株洲 412002；2.西北工業(yè)大學(xué)，西安 710072）

0 引言

高推重比、低油耗、低信號特性、高可靠性等性能已成為航空發(fā)動機(jī)發(fā)展的主要目標(biāo)[1]。研究表明，在不改變目前航空發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)布局的前提下，要想取得突破，選材是極其關(guān)鍵的因素。金屬基復(fù)合材料具有優(yōu)良的比強(qiáng)度、比剛度、耐溫性、結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性和質(zhì)量等性能，已經(jīng)成為航空發(fā)動機(jī)高溫部件的重要選材。金屬基復(fù)合材料是以金屬及其合金為基體，與一種或幾種金屬或非金屬增強(qiáng)相人工合成的復(fù)合材料[2-3]。

SiC 纖維是一種具有耐高溫、抗氧化、耐腐蝕、防老化和力學(xué)性能優(yōu)良等特性的多晶陶瓷纖維，被廣泛應(yīng)用于增強(qiáng)金屬基復(fù)合材料[4]。SiC 纖維增強(qiáng)金屬合金基體不僅可以提高其力學(xué)性能，而且還可以提高材料的工作溫度[5]。故研究SiC纖維增強(qiáng)復(fù)合材料的疲勞壽命具有重要的意義。本研究通過對在同一載荷下不同鋪層角度的SiC/TC17 軸和TC17 軸進(jìn)行計算分析，并采用局部應(yīng)力應(yīng)變法對軸的疲勞壽命進(jìn)行預(yù)估，研究SiC/TC17 軸相較于TC17 軸疲勞壽命的特點和SiC/TC17 軸的疲勞壽命隨不同鋪層角度變化的規(guī)律。

1 SiC/Ti 疲勞損傷機(jī)制與疲勞壽命分析方法

1.1 SiC/Ti 疲勞損傷機(jī)制

損傷一般是材料破壞的前奏，損傷的演化過程是與材料的破壞緊密相連的，提高復(fù)合材料的強(qiáng)度關(guān)鍵在于減緩材料的損傷程度和進(jìn)度[6]。SiC/Ti 疲勞損傷機(jī)制是在受到交變載荷時以整體的方式進(jìn)行損傷積累，并不全是由一條主裂紋擴(kuò)展到某一臨界值時突然失穩(wěn)擴(kuò)展導(dǎo)致其疲勞破壞。SiC/Ti 疲勞損傷機(jī)制具有多樣化，如纖維滑動或斷裂、纖維/基體界面脫粘、基體開裂或沿纖維開裂和層間開裂同時產(chǎn)生等損傷形式，這些損傷形式可能以相互作用的方式共同發(fā)生而表現(xiàn)為非共線性擴(kuò)展，也可能單獨發(fā)生[7]。

1.2 疲勞壽命分析方法

研究表明，復(fù)合材料沒有一個明顯的疲勞極限值，因此，當(dāng)應(yīng)力循環(huán)壽命為5×106或1×107次時，試件不發(fā)生破壞的最大應(yīng)力值即為復(fù)合材料的疲勞極限[8-9]。

局部應(yīng)力應(yīng)變法是指構(gòu)件的疲勞性能主要由構(gòu)件最危險點的應(yīng)力應(yīng)變歷程決定，應(yīng)力集中處的最大局部應(yīng)力應(yīng)變是構(gòu)件疲勞壽命的關(guān)鍵，對于不同的構(gòu)件只要最大的局部應(yīng)力應(yīng)變歷程相同，疲勞壽命就相同[10-11]。

2 復(fù)合材料軸的疲勞壽命預(yù)測及結(jié)果分析

SiC/TC17 連續(xù)纖維增強(qiáng)金屬基復(fù)合材料軸的結(jié)構(gòu)參數(shù)如圖1 所示[12]?；w材料為TC17，纖維為SiC，復(fù)合材料纖維體積分?jǐn)?shù)為35%，每層厚度為0.2 mm。復(fù)合材料的力學(xué)性能見表1。軸通過兩端的法蘭盤加載扭矩，以“啟動?最大?啟動”狀態(tài)為計算條件，并假設(shè)從啟動狀態(tài)到最大狀態(tài)為階躍形式加載。試驗溫度為293 K，啟動與最大狀態(tài)扭轉(zhuǎn)載荷分別為0、8 kN·m。有7種不同狀態(tài)的軸：TC17 軸，單向鋪層角度為0°、30°、45°、60°、90°的SiC/TC17 軸，交叉鋪層±45°的SiC/TC17 軸。

圖1 驗證模型結(jié)構(gòu)參數(shù)Fig.1 Structure and parameters of verification model

表1 力學(xué)性能參數(shù)Table 1 Mechanical properties parameters

2.1 應(yīng)力/應(yīng)變計算

圖2 為TC17 軸和SiC/TC17 軸的模型，紫色部分為復(fù)合材料。有限元分析采用Solid185 單元，映射網(wǎng)格劃分。邊界條件為一端固支，一端通過剛性梁加扭矩，有限元模型如圖3。

圖2 分析模型Fig.2 Analysis model

圖3 有限元模型Fig.3 Finite element model

復(fù)合材料軸在循環(huán)應(yīng)力的作用下，其等效應(yīng)力、等效應(yīng)變因鋪層方案的不同而呈現(xiàn)一定的規(guī)律，取軸的中間段進(jìn)行分析，計算結(jié)果如圖4、圖5所示。

圖4 等效應(yīng)力變化Fig.4 Equivalent stress change

圖5 等效應(yīng)變變化Fig.5 Equivalent strain change

SiC/TC17 軸的等效應(yīng)力大于TC17 軸的等效應(yīng)力，而其等效應(yīng)變則小于TC17 軸的等效應(yīng)變。在單向鋪層的0°～90°范圍：SiC/TC17 軸的等效應(yīng)力先隨角度的增加而增加，等效應(yīng)變隨角度的增加而減??；等效應(yīng)力在60°處到達(dá)峰值，隨后減小，等效應(yīng)變在45°處到達(dá)谷值，隨后增加。交叉鋪層的±45°SiC/TC17 軸有最大的等效應(yīng)力和最小的等效應(yīng)變。

2.2 疲勞壽命分析

采用Morrow 總應(yīng)變修正的Manson-Coffin 公式來預(yù)測軸的疲勞壽命，見式（1）。相關(guān)疲勞壽命參數(shù)見表2。

表2 疲勞參數(shù)Table 2 Fatigue parameters

代入相關(guān)參數(shù)，解非線性方程，即得到軸的疲勞壽命如圖6 所示。具體的仿真等效應(yīng)力、仿真等效應(yīng)變、估算疲勞壽命值見表3；其應(yīng)力和疲勞壽命的實驗結(jié)果見表4。

圖6 軸的疲勞壽命Fig.6 Fatigue life of the shaft

通過對7種不同狀態(tài)軸的仿真結(jié)果和實驗結(jié)果對比分析，發(fā)現(xiàn)SiC/TC17 軸的疲勞壽命大于TC17 軸的疲勞壽命；在單向鋪層的0°～90°范圍，SiC/TC17 軸的疲勞壽命先隨角度的增加而增加，在45°處到達(dá)峰值，隨后減??；交叉鋪層的±45°SiC/TC17 軸的疲勞壽命比單向鋪層的45° SiC/TC17軸的疲勞壽命長。

表3 仿真等效應(yīng)力、仿真等效應(yīng)變、估算疲勞壽命值Table 3 Simulating equivalent stress,simulating equivalent strain and estimating fatigue life value

表4 應(yīng)力和疲勞壽命的實驗值Table 4 Experimental values of stress and fatigue life

3 結(jié)論

1）SiC/TC17 軸相比較TC17 軸有更長的疲勞壽命，SiC 纖維能增強(qiáng)TC17 軸的疲勞壽命。

2）不同的SiC 纖維鋪層角度得到不同的疲勞壽命。在單向鋪層0°～90°范圍，SiC/TC17 軸的疲勞壽命先隨角度的增加而增加，在45°處到達(dá)峰值，隨后減小。

3）交叉鋪層的±45° SiC/TC17 軸的疲勞壽命比單向鋪層的45° SiC/TC17 軸的疲勞壽命長。