陳 超， 陳 煊， 程 禮,2

(1. 空軍工程大學 航空工程學院，西安 710038； 2. 先進航空發(fā)動機協同創(chuàng)新中心，北京 100191)

復合材料作為一種應用前景廣泛的結構材料，具有強度高、密度低等優(yōu)點，其密度一般在1.45～1.6 g/cm3左右，拉伸強度可以達到1.5 GPa以上，是鋁合金材料的3倍以上1，接近超高強度合金鋼的水平。它的這種優(yōu)勢，能夠在保證零部件強度、剛度等性能的同時，極大的減輕航空飛行器的重量。因此越來越多的現代航空飛行器上的部件都采用復合材料替代原有的金屬材料[1]。

而隨著先進航空飛行器壽命要求的不斷提高，許多關鍵零部件都承受著108-1012周次高頻低幅長循環(huán)載荷的作用，已遠遠超過了107周次的傳統疲勞極限的范圍[2]，對復合材料等關鍵構件抗疲勞、長壽命的要求也越來越高。以壓氣機葉片為例，由于其工作狀態(tài)變化和氣動激振頻率非常寬，如果振動頻率為2.8 kHz、服役壽命超過2 000 h，那么葉片承受的壽命循環(huán)次數就要達到2 000×2 800×3 600=2.016×1010，而發(fā)動機工作葉片和轉子結構的高階共振是很容易超過這個頻率的，從而造成葉片/盤高頻共振、應力過大而斷裂或葉片掉塊、掉角故障，掉下的金屬塊會打傷后面的壓氣機轉子和靜子葉片，對發(fā)動機損傷很大。因此，2004年美國用以指導航空發(fā)動機的結構設計的發(fā)動機結構完整性大綱(Engine Structural Integrity Program, ENSIP, MIL-HDBK-1783B w/CHANGE 2)中就明確提出“所有航空發(fā)動機零件的疲勞壽命都應達到至少109次循環(huán)”；Bathias等[3]也在其專著中指出燃氣渦輪發(fā)動機部件的循環(huán)次數可達到1010～1011次循環(huán)。

由于復合材料的各向異性、非勻質性，特別是層間性能遠低于層內性能等特點[4]，使得復合材料與金屬材料的疲勞性能試驗方法和理論分析大為不同，復合材料的疲勞分析與方法不能直接采用金屬材料的方法。目前國內外對于復合材料的研究大多數集中于靜載荷或低周循環(huán)，對于高周甚至超高周的試驗研究還十分匱乏，這與其重要應用現狀和前景的要求很不相符，如圖1所示。

圖1 復合材料在疲勞研究領域的數量統計

最近幾年，對復合材料超高周疲勞問題的研究受到了世界各國學者和工程界的廣泛重視，已經成為疲勞領域新的研究熱點。Silvain等[5]采用低頻0.5～10 Hz、高頻57～158 Hz的試驗頻率對碳纖維復合材料進行了研究，并將試驗循環(huán)周次擴展到了109以上，該實驗指出了復合材料試件在超高周條件下仍然會發(fā)生疲勞破壞；Gude等[6]采用自行設計的頻率大于150 Hz、可控制試樣溫升變化的超高周實驗方法，研究了碳纖維增強樹脂基復合材料(CFRP)在超高周疲勞加載下的破壞機理，結果表明試件在超高周范圍內會產生垂直于鋪層方向的斷裂，并引起剛度的明顯下降；Adam等[7]通過改進疲勞試驗機，完成了對[90/0]s玻璃纖維編織復合材料在試驗頻率為50～80 Hz下的四點彎曲超高周疲勞研究，發(fā)現在低載荷情況下沿厚度方向上的裂紋擴展被減緩，并使得分層推遲出現。

以上對復合材料進行的超高周試驗方法由于疲勞載荷頻率較低，造成試驗周期長，費用高，且試驗結果均為小樣本數據。比如采用最高160 Hz的試驗頻率，完成一個108循環(huán)周次的試驗也需要完整的7.2 d，而完成109周次更是需要不停歇地進行72.3 d，如圖2所示[8]。這對于需要大量試驗進行研究的材料科學是相當困難的。

圖2 幾種超高周疲勞試驗技術所需時間成本比較

Daniel等[9]采用頻率為20 kHz的超聲疲勞試驗技術，對碳纖維增強樹脂基復合材料進行了三點彎曲加載形式下的超高周疲勞研究。該實驗方法大大縮短了試驗周期，采用每試驗200 ms、暫停2 100 ms的間歇式冷卻方式來解決超高周實驗中的試樣溫升現象，并通過紅外熱像儀來監(jiān)測置于溫度為23℃±1℃的恒溫箱中的試樣溫度。但由于復合材料自身的結構特點，該實驗方法仍有需要改進之處：

(1)在200 ms的試驗時間段內，試件會產生嚴重發(fā)熱現象，有可能導致試樣內碳纖維發(fā)生高溫氧化，發(fā)生破壞；

(2)由于復合材料熱膨脹系數低，導熱性較差，若僅采用暫停試驗的方法可能會導致試樣冷卻不充分，且會增加一定的試驗時間；

(3)采用間歇式的冷卻方式可能會導致復合材料的受載情況與真實不符。

與國外研究相比，國內對于復合材料的超高周疲勞力學行為研究至今還未見有文獻報道。鑒于復合材料的重要應用前景，盡早開展我國的纖維增強復合材料葉片結構(材料)的超高周疲勞相關科學研究，探索其在超高周疲勞載荷作用下的損傷機理，對未來復合材料在我國先進飛機和高推重比發(fā)動機的設計和制造都具有重要的戰(zhàn)略意義。

基于此，本文提出一種超高周三點彎曲的復合材料試驗方法，通過將超聲試驗裝置與復合材料的三點彎曲試驗相結合，改進實驗裝置，并針對復合材料的受力特點及導熱性差、易出現試樣溫升現象的特性，采用液氮與壓縮冷空氣復合式冷卻方法，對其進行超高周三點彎曲疲勞特性的研究。

1 材料與試樣

本文采用航空科工武漢磁電公司提供的碳纖維/環(huán)氧樹脂基(HT3/5224)復合材料為研究對象，該材料層排布為[45°/0/-45°/90°]s，纖維體積分數為56%，相關參數如表1所示。

為了計算試件尺寸，運用ABAQUS軟件對復合材料試件進行建模及仿真分析，如圖5所示，仿真結果顯示，當試件尺寸為33 mm×15 mm×5 mm、兩支點距離L0=22 mm時，其諧振頻率為20 106 Hz，滿足超高周試驗的要求。

為了驗證以上仿真結果的可靠性，將所得是試驗尺寸代入下式[10]：

Y″″+b2(r2-s2)Y″-b4r2a2Y=0

(1)

(2)

表1 復合材料的材料參數表Tab.1 Material parameters of composite

利用邊界條件可得特征方程為：

sin bβ=0

(3)

其中：

(4)

b2β2=(nπ)2(n為固有頻率階數)

(5)

結合式(1)～(5)，利用Matlab編輯計算程序后代入仿真分析中得到的當n=4，即試件的4階共振頻率ω=20 116 Hz，試件尺寸設計合理，可進行超高周疲勞試驗，試樣尺寸及加載示意如圖4所示，應力比R=0.33。

圖3 試件仿真分析

通過壓頭對試件施加初載荷，在試驗過程中，通過光纖位移傳感器對試件底部位移進行測量，其精度為0.1 μm，采用峰-峰值檔，正常試驗時值基本保持不變；當試件發(fā)生破壞時，其值產生較大變化，此時可判斷試件發(fā)生破壞。

2 試驗方法

2.1 試驗裝置

本文所用超聲疲勞試驗裝置包括壓電轉換器、連接桿、變幅桿、壓頭、光纖位移傳感器、承力裝置、底座以及測控裝置[12]，如圖6所示。數控超聲波發(fā)生器能夠將50 Hz的正弦電信號轉化為20 kHz的超聲波信號，經過換能器的作用，將其轉化為同頻率的機械振動，再由變幅桿放大后得到試驗所需振動。三點彎曲超聲疲勞試驗系統基于共振原理，保證彎曲疲勞試件與超聲疲勞試驗系統具有相同的諧振頻率，實現不同靜載荷與動載荷的復合加載。換能器、連接器、變幅桿和壓頭構成縱向諧振系統，并通過壓頭將縱向振動載荷傳遞到彎曲疲勞試件，使彎曲疲勞試件產生彎曲振動。彎曲疲勞試件的幾何尺寸、支承點的位置經過式計算得出，使其滿足與縱向振動載荷同頻率的彎曲諧振條件，因而使彎曲疲勞試件產生彎曲共振。

圖4 復合材料試樣尺寸及加載示意圖

圖5 復合材料試件及微觀圖

圖6 超高周三點彎曲試驗裝置示意圖

2.2 裝置模態(tài)分析

對于超高周三點彎曲復合材料試驗，由于復合材料不同于普通金屬的特性，因此需要對其相關實驗裝置進行設計及模態(tài)分析，確保試驗裝置的諧振頻率處于超高周試驗范圍內，即處于20 kHz的試驗頻率范圍內。

(1)連接桿

由于在三點彎曲試驗中，需要對試件施加靜載荷，因此在傳統超聲試驗裝置基礎上增加了連接桿，用于連接換能器、變幅桿以及承力裝置。在設計該連接桿尺寸時，需要考慮到諧振頻率滿足實驗需求，且在試驗臺連接部位應當有駐點存在[11]。由圖7可得知該連接桿的高階諧振頻率為19 912 Hz，可滿足試驗需求。在圖中也可得出桿在連接部位A處存在位移為0的駐點，因此，可在此處施加初載荷。

圖7 連接桿的仿真分析

(2)變幅桿

變幅桿起著放大機械振動的作用，試驗中試件的位移可以反映出其受力情況，因此有必要對變幅桿的放大系數進行設計，使得與三點彎曲復合材料試驗相匹配。對變幅桿進行模態(tài)分析，得出共振頻率為20 060 Hz，其放大倍數為4.2，如圖8所示，滿足試驗所需條件。

圖8 變幅桿的仿真模擬

(3)整體裝置匹配分析

將連接桿、變幅桿及壓頭裝配后，對其進行整體分析，得出共振頻率為19 370 Hz，放大系數為7.265，如圖9所示，滿足試驗所需。

圖9 整體裝置匹配分析

2.3 試驗冷卻系統

由于超聲疲勞試驗以20 kHz的頻率進行試驗，試件在試驗過程中處于高頻振動狀態(tài)，會在一定程度上產生熱效應，試件上出現溫升現象，進而對實驗結果產生一定影響。王清遠等[16]在研究球墨鑄鐵材料的超高周疲勞性能時，發(fā)現試件在107次循環(huán)前溫度會有陡升，隨后有短暫的下降，在107次循環(huán)后相對溫度平衡穩(wěn)定，并指出該相對平衡穩(wěn)定階段似乎與疲勞試件裂紋的成核和慢速萌生有關，但并未就相關方面作進一步研究；謝少雄等[17]對CrMoW轉子鋼超高周疲勞行為進行研究時認為：由于溫度的升高，導致了材料的抗拉強度與屈服強度的降低，從而使得材料的抗疲勞性能減弱；Holmes等[18]在研究碳纖維增強碳化硅復合材料(C/SiC)時，發(fā)現當試驗頻率從1～85 Hz變化時，試件會有明顯的溫升現象，并指出這是由于周期加載過程中纖維與纖維、纖維與基體之間的相互摩擦造成的；Staehler等[19]在研究C/SiC高周疲勞行為時，提出在進行循環(huán)加載過程中，試件表面溫度的升高與加載頻率及所施加的循環(huán)應力有關。為解決此問題，采用了冷水機組系統進行冷卻，使試件溫度保持16.2℃±0.1℃，但該方法在試件有裂紋時，水會進入復合材料內部，從而對試驗造成不良影響，且該試驗環(huán)境與壓氣機葉片的真實工作環(huán)境不符；Xue等在研究TiAl合金的超聲疲勞試驗時采用了吹壓縮冷空氣的方法，該方法對在進行超高周疲勞試驗的金屬試件效果比較明顯；Daniel等在研究碳纖維編織復合材料的超聲試驗方法時，采用了間歇加載的方法，試驗一定時間后暫停試驗機以進行試件的冷卻。但由于復合材料本身的導熱性弱于金屬材料，試驗若僅采用壓縮空氣進行冷卻，則材料內部纖維的氧化現象仍然較為明顯。圖10為采用壓縮空氣進行冷卻的熱成像圖，從圖中可以看出，試件最高溫區(qū)域是處于試樣的兩支承點上方而不是在試件與支承點接觸的地方，在加載過程中，由于材料內部高頻摩擦導致溫度急劇升高，在8 s就可達到90℃，最高溫度可達120℃以上，并在此處產生微小裂紋，造成試件發(fā)生燒蝕破壞，如圖11所示。

圖10 采用壓縮空氣進行冷卻的熱成像圖

圖11 產生燒蝕的試件

基于此，本文提出了液氮與壓縮冷空氣復合式冷卻方法，通過氣流引射原理，將連接有電壓調器的電阻絲伸入液氮中，通過電阻絲加熱使液氮氣化，由罐口導管引出液氮冷氣，在接近試件處，利用高速噴出的壓縮空氣氣流，帶動液氮冷氣噴向試件，以達到對試件進行冷卻的目的，如圖12所示。該冷卻系統利用電壓調節(jié)器調節(jié)電阻絲功率，以達到控制導出液氮冷氣量的目的，進而控制冷卻溫度。采用這種方式，避免了直接使用液氮對復合材料基體造成損傷，又能達到快速冷卻的效果。

圖12 液氮與壓縮冷空氣復合式冷卻方法

圖13為采用液氮與壓縮空氣冷卻方法的溫度曲線，圖14為采用液氮與壓縮空氣冷卻的熱成像圖。從上圖中可以看出，經過液氮與壓縮空氣復合式冷卻方法冷卻后的試件在實驗中溫度明顯下降，穩(wěn)定階段溫度保持在55℃左右，在發(fā)生破壞時升高到75℃左右，在整個試驗加載過程中，試樣始終處于玻璃態(tài)轉化溫度以下，未出現燒蝕現象，表明該方法能有效對復合材料進行冷卻，滿足超高周三點彎曲疲勞試驗要求。

圖13 采用液氮與壓縮空氣冷卻的溫度曲線

圖14 采用液氮與壓縮空氣冷卻的熱成像圖

3 結 果

利用改進后的試驗裝置，對復合材料進行了不同應力下的超高周三點彎曲試驗研究，利用公式σmax=Ec·εmax可計算得出試件所受最大彎曲應力，得出其S-N曲線，如圖15所示。由圖可以得出，該材料在最大彎曲應力低于6.5 MPa時進入超高周疲勞狀態(tài)，不存在傳統的疲勞極限，在超高周范圍仍然會發(fā)生破壞。在σmax=4.9 MPa時，試件能夠達到109次循環(huán)，此時產生輕微分層，但在諧振頻率略降低后仍可繼續(xù)進行試驗，而當σmax<4.9 MPa時，試件在達到109后仍未發(fā)生破壞，可繼續(xù)進行試驗，這與Michel對碳纖維復合材料采用158 Hz進行超高周試驗的研究結果相一致。

圖15 試件在超高周范圍內的S-N曲線

超高周實驗表現出了與金屬材料完全不同的特性，其破壞形式主要有分層、橫向裂紋和脫膠現象。圖16所示為經過顯微觀察的試件，實驗測得該試件諧振頻率為20 112 Hz，處于試驗裝置的測試范圍，可進行超高周實驗，試驗周次達到2.1×108次循環(huán)。在圖中可以清晰看出試件存在著分層、橫向裂紋以及脫黏現象，其分層部位主要發(fā)生在不同纖維層交接處，橫向裂紋基本與分層處垂直。

圖16 顯微條件下的試件疲勞破壞

4 結 論

(1)提出了一種復合材料的超高周三點彎曲試驗方法，該方法可以大大縮短試驗周期，提高試驗效率；

(2)采用復合式冷卻技術可以消除試樣在超高周高頻加載過程中的熱效應，保證實驗結果的有效性；

(3)復合材料在低載荷、高周次的情況下仍會發(fā)生破壞，其疲勞特性不同于金屬，形式主要是分層、橫向裂紋及脫黏。