蘇新宇,蔡長春,余 歡,彭輝權(quán),徐志鋒

（南昌航空大學 航空制造工程學院,南昌 330063）

三維編織Cf/Al 復合材料除具有比強度和比模量增長幅度高和密度較低外，還具有良好的減振性和抗沖擊性[1-4]。低密度可實現(xiàn)對部分航空航天結(jié)構(gòu)件的減重，良好的減振性可減少振動疲勞帶來的持續(xù)損傷，是航空航天領域、汽車工業(yè)領域和化工紡織機械制造領域的理想材料。三維編織Cf/Al 復合材料其基體合金為ZL301，增強體為M40J 碳纖維，ZL301 中的Mg 元素可以提高熔融狀態(tài)下鋁液與碳纖維之間的潤濕性[5]，同時對界面反應產(chǎn)物（Al4C3）起到有效抑制作用，提高基體合金與碳纖維之間的界面結(jié)合強度[6]。M40J 碳纖維高強高模、理化性能數(shù)據(jù)穩(wěn)定、力學性能較好，常選擇其作為預制體的編織材料[7]，但是目前對三維編織Cf/Al 復合材料的研究還不能滿足實際工程應用的需求，對其疲勞性能的研究也鮮有報道。

近些年來，國內(nèi)外學者對各種材料與結(jié)構(gòu)件的振動疲勞性能進行了大量的研究，主要研究的方向是材料的振動疲勞壽命、振動疲勞實驗的優(yōu)化和振動疲勞實驗加速技術(shù)。楊強等發(fā)現(xiàn)復合材料葉片在振動疲勞實驗時，其固有頻率的衰減呈現(xiàn)多段變化的趨勢[8]。張部聲等通過采用閉環(huán)控制系統(tǒng)，實現(xiàn)對高溫環(huán)境下鈦合金葉片的振動疲勞應力監(jiān)控，并通過這一方法對高溫高周振動疲勞實驗下鈦合金葉片的疲勞壽命進行預測[9]。陳新等以TC17 鈦合金試樣為實驗對象，進行超高周振動疲勞實驗，采用DIC 法實現(xiàn)對試樣疲勞實驗應力的監(jiān)測，確定了試樣最大應力區(qū)域和不同振幅對應的應變幅值曲線[10]。張忠平等以航空發(fā)動機低壓二級轉(zhuǎn)子葉片為研究對象，分析了葉片af值（葉片葉尖振幅乘以其一階共振頻率）與疲勞壽命的關系，發(fā)現(xiàn)其異于傳統(tǒng)冪、指函數(shù)S-N曲線，這一模型的建立為確定高周疲勞結(jié)構(gòu)件的疲勞壽命提供新方向[11]。Gao 等通過等效應力功譜密度（PSD）并結(jié)合S-N曲線來預測層合板在隨機振動下的疲勞壽命[12]。Wei 等提出了一種基于電動力振動臺的鈦合金Ti11 高頻實驗方法，希望為VHCF 實驗提供一種可行的方法[13]。王雅娜等通過對2.5D 機織復合材料的緯向與經(jīng)向振動疲勞實驗數(shù)據(jù)對比，發(fā)現(xiàn)2.5D 機織復合材料在振動疲勞過程中主要失效模式為：纖維與基體之間界面脫粘，造成復合材料內(nèi)部結(jié)構(gòu)完整性下降和試樣剛度持續(xù)下降，從而導致試樣失效。并通過建立S-N數(shù)學模型曲線，預測了2.5D 機織復合材料的振動疲勞壽命[14]。許巍等對自主設計的超高頻板試樣進行振動疲勞實驗，獲取超高周疲勞的S-N曲線，并通過升降法預測其疲勞極限強度，在振動疲勞實驗中，設備的激振頻率高達1756 Hz[15]。顯然，當前我國對振動實驗的研究主要集中在金屬和樹脂基復合材料上，對三維編織金屬基復合材料振動疲勞性能的研究尚未深入研究。本工作設計的T 型件是為研究三維編織Cf/Al復合材料某結(jié)構(gòu)件和探索三維編織Cf/Al 復合材料結(jié)構(gòu)件的疲勞性能做準備，為飛機發(fā)動機上某些結(jié)構(gòu)件的性能探索提供理論上的支持，同時也為將來在航天航空等領域新材料的選擇以及飛機發(fā)動機減重多提供了一種可能，鑒于此，研究三維編織Cf/Al 復合材料的振動疲勞性能是十分必要的。

本工作采用真空壓力浸滲法[16]制備三維編織Cf/Al 復合材料T 型件，以研究T 型件的振動疲勞性能為主，剖析了T 型件振動疲勞的損傷機理和微觀損傷組織。

1 實驗材料與方法

1.1 材料與試件

1.1.1 實驗材料

實驗件為三維編織Cf/Al 復合材料T 型件：其基體合金為ZL301，主要成分是Al、Mg，以及一些其他元素，如表1 所示；增強材料為M40J 碳纖維，性能參數(shù)如表2 所示。

表1 ZL301 主要化學成分[17]Table 1 Main chemical components of ZL301[17]

表2 M40J 碳纖維性能參數(shù)Table 2 M40J carbon fiber performance parameters

1.1.2 T 型件的制備

預制體的主體部分直接編織成形，采用三維五向結(jié)構(gòu)[18]，底座則采用疊層穿刺結(jié)構(gòu)[19]，將兩種編織結(jié)構(gòu)結(jié)合起來，得到T 型件預制體，T 型件編織結(jié)構(gòu)圖如圖1 所示；疊層穿刺和三維五向的微觀結(jié)構(gòu)分別如圖2（a）、（b）所示。

圖2 三維編織復合材料微觀結(jié)構(gòu)（a）疊層穿刺微觀結(jié)構(gòu)；（b）三維五向微觀結(jié)構(gòu)Fig.2 Microstructure of three-dimensional braided composites（a）microstructure of laminated puncture;（b）three-dimensional five-way microstructure

通過真空壓力浸滲法制備Cf/Al 復合材料板件：先將ZL301 放入石墨坩堝中進行精煉除雜，熔煉時最高溫度可達690 ℃；除雜后，將鋁液放入真空壓力浸滲設備中，經(jīng)多次抽真空和充氬氣，將設備內(nèi)雜質(zhì)氣體洗凈；關閉加熱，在8 MPa 的浸滲壓力下，將鋁液壓入石墨模具；保壓20 min 后放氣，待其冷卻至室溫后取出脫模，即可得到Cf/Al 復合材料板件，最后通過電火花切割機切出所需形狀即可，T 型件的詳細尺寸如圖3 所示。

圖3 T 型件三視圖Fig.3 Three views of T-shaped part

1.2 實驗裝置與實驗方法

1.2.1 振動疲勞實驗裝置

振動疲勞實驗裝置由振動臺、夾具、激光位移傳感器、加速度傳感器、專用夾具、降頻塊等組成，如圖4（a）所示。通過激光位移傳感器全程監(jiān)測T 型件的振動幅值，加速度傳感器全程監(jiān)測振動臺的加速度，激勵加速度為0.5g(g：重力加速度)，加載波形正選輸出，振動控制系統(tǒng)閉環(huán)控制[20]，激勵方向如圖4（b）箭頭所示，沿振動臺垂直T 型件主體部分向上。

圖4 T 型件振動疲勞實驗（a）振動疲勞實驗臺；（b）T 型件正弦激勵加載示意圖Fig.4 Vibration fatigue test of T-shaped part（a）vibration fatigue test rig；（b）diagram of sinusoidal excitation loading of Tshaped part

1.2.2 振動疲勞實驗方案

（1）DR 無損檢測和微觀組織

通過微焦點射線機對振動疲勞前的T 型件進行DR 無損檢測，分別從主體立板、底座、立板與底座連接處進行X 射線掃射。

將所鑄的T 型件，隨機抽取、切樣，通過電火花切割機在T 型件主體和底座各隨機切出5 個大小均勻的樣品。通過場發(fā)射電子顯微鏡觀察，獲得T 型件沿浸滲方向微觀組織特征。

（2）掃頻法確定T 型件共振頻率

掃頻實驗通過激光位移傳感器監(jiān)測振動幅值，并改變激振頻率得到峰型的幅頻曲線。振動疲勞實驗時，共振頻率與實驗臺的激振頻率一致，當幅頻曲線上頻率對應的幅值達到頂峰，此時的頻率便為T 型件的初始固有頻率。未安裝配重塊時，T 型件固有頻率可達到335 Hz，此時振動幅值監(jiān)測為340 mm，安裝配重塊時頻率降低到125 Hz，最大振幅降至37 mm。固有頻率較未安裝配重塊降幅37.3%，最大振幅降低了10.9%。配重塊對實驗的影響可通過標定實驗消除，此外，配重塊的安裝起到T 型件的加速失效、降低頻率等作用，降低振動疲勞實驗的誤差。

（3）標定實驗

通過af值（T 型件頂端振幅乘以其一階共振頻率）來標定振動疲勞實驗應力是一種非接觸式測量，不會改變T 型件的結(jié)構(gòu)和內(nèi)部阻尼。通過應力升載，確定不同af值所對應的應變幅2ε。正式實驗時，通過觀察af值的變化來實現(xiàn)對應力、應變的精準監(jiān)控。

應力標定過程如下：在T 型件和底座連接處粘貼應變片，通過夾具將T 型件固定在振動臺上，開啟振動臺，設定好激振頻率，保證激振頻率與T 型件的初始固有頻率f0相同,產(chǎn)生共振，通過激光位移傳感器實時監(jiān)測T 型件共振時的位移a變化，通過加速度位移傳感器逐漸增大T 型件的末端位移，并逐個記錄不同af值對應的應變穩(wěn)定值，以af值為橫坐標，應變幅值為縱坐標繪制標定函數(shù)曲線。

（4）開展實驗應力下的共振疲勞實驗

通過專用夾具將T 型件固定在振動臺上，激勵加載方向與T 型件安裝方向垂直，開啟振動實驗臺，通過應力升載的方式獲得不同應力水平下T 型件的振動疲勞數(shù)據(jù)，監(jiān)測相位變化追蹤T 型件的共振頻率，對實驗臺的振動頻率進行調(diào)整，使T 型件保持持續(xù)共振狀態(tài)。HB5277—84《發(fā)動機葉片及材料振動疲勞實驗方法》振動疲勞實驗均可參照進行。當T 型件出現(xiàn)明顯裂紋或疲勞實驗時循環(huán)次數(shù)達到107，實驗終止。

（5）斷口形貌觀察

經(jīng)過破壞性實驗處理，將已完成振動疲勞的T 型件沿裂紋處拉斷，得到T 型件斷口，并通過場發(fā)射掃描電子顯微鏡對T 型件斷口處的微觀形貌進行觀察。

2 實驗結(jié)論與分析

2.1 無損檢測和微觀形貌

如圖5 所示，通過對T 型件不同位置進行DR無損檢測，發(fā)現(xiàn)T 型件內(nèi)部纖維排布均勻，未出現(xiàn)彎曲變形，裂紋等缺陷，T 型件主體和底座連接處無明顯鑄造缺陷，過渡處未出現(xiàn)碳纖維編織缺陷，兩種編織結(jié)構(gòu)結(jié)合緊密。通過檢測未發(fā)現(xiàn)氣孔、夾渣、裂紋等鑄造缺陷，T 型件結(jié)構(gòu)完整，纖維連接緊密。

圖5 T 型件DR 無損檢測實時成像圖Fig.5 DR non-destructive testing real-time image of T-shaped

通過場發(fā)射掃描電鏡對T 型件主體部分和底座處的微觀組織進行觀察分析，如圖6 所示。圖（a）～（d）中未發(fā)現(xiàn)明顯縮孔、裂紋等缺陷，但存在局部纖維偏聚和微米級浸滲孔隙，局部的纖維偏聚是由于預制體編織時，纖維未被完全壓緊，鋁液在8 MPa 的浸滲壓力下瞬間沖入模具中，部分纖維被沖歪；浸滲孔隙是因為鋁液壓入模具中時，纖維對其存在阻力，纖維排布越緊密，阻力越大，越容易產(chǎn)生浸滲微孔。

總體來看，纖維排布規(guī)律、均勻，真空壓力浸滲法制備的三維編織Cf/Al 復合材料T 型件成形較好，工藝較成熟[21]。

2.2 T 型件固有頻率變化分析

振動疲勞實驗時，T 型件處于一階彎曲彈性振動狀態(tài)，其一階共振頻率、彈性模量和剛度之間的關系為[22]：

式中：f為材料的一階共振頻率；h為T 型件的高度；E為T 型件的彈性模量；ρ為T 型件密度，在材料學中EI可表示材料的彎曲剛度K（I為慣性矩）；K為材料的剛度；m為材料的質(zhì)量。T 型件的固有頻率的平方與剛度正相關（無阻尼的理想模型），故建立剛度函數(shù)模型可通過共振頻率的變化宏觀表征T 型件內(nèi)部的損傷情況。

將所得的頻率數(shù)據(jù)歸一處理，得到不同應力水平下的T 型件f/f0與循環(huán)數(shù)的函數(shù)曲線，可間接反應材料內(nèi)部損傷情況。如圖7 所示，T 型件3-3、A3 的實驗應力均為120 MPa，所表現(xiàn)出的振動疲勞數(shù)據(jù)波動較小，f/f0與循環(huán)數(shù)的變化趨勢基本一致，均為開始時發(fā)生驟降與驟降后的穩(wěn)定，并最終變化趨于穩(wěn)定，但數(shù)據(jù)開始下降至穩(wěn)定時的降幅不同，當數(shù)據(jù)波動穩(wěn)定時，T 型件出現(xiàn)疲勞飽和（頻率的下降表現(xiàn)為先快速后逐漸趨于穩(wěn)定，最終共振頻率保持在一定區(qū)域間）。T 型件3-1、2-4、2-12 的實驗加載應力依次遞減，隨著實驗加載應力的提高，f/f0降幅越來越大，說明實驗時加載應力越大，對T 型件的內(nèi)部結(jié)構(gòu)破壞程度也越大，其振動疲勞壽命也會逐級降低。

圖7 T 型件歸一化處理后共振頻率f/f0 與循環(huán)數(shù)之間函數(shù)圖像Fig.7 Function image of the resonance frequency f /f0 and the number of cycles after normalized treatment of Tshaped part

2.3 T 型件共振疲勞壽命曲線

在T 型件失效前所循環(huán)的次數(shù)N為T 型件的疲勞壽命，建立實驗應力S和疲勞壽命N的數(shù)學模型，繪制S-N曲線，其對數(shù)表達式可表示為：

式中：S為實驗應力；A、B為常數(shù)；為某一實驗應力下對應循環(huán)壽命的平均值。

T 型件振動疲勞實驗數(shù)據(jù)如表3 所示，繪制如圖8 所示不同應力下T 型件的S-N曲線，用于預測T 型件的疲勞壽命，其函數(shù)表達式為：S=122.43932-2.99398×10-6lg。通過擬合結(jié)果發(fā)現(xiàn)實驗應力越大，T 型件的循環(huán)次數(shù)越低，即疲勞實驗中可穩(wěn)定工作的時間越短，實驗應力與平均循環(huán)次數(shù)大致呈現(xiàn)負相關。根據(jù)S-N曲線推斷T 型件在給定循環(huán)次數(shù)下的疲勞強度約為92 MPa。

圖8 T 型件振動疲勞S-N 曲線Fig.8 S-N curve of vibration fatigue of T-shaped part

表3 T 型件振動疲勞實驗數(shù)據(jù)Table 3 Vibration fatigue test data of T-shaped part

2.4 三維編織Cf/Al 復合材料T 型件共振疲勞實驗微觀損傷特征

疲勞實驗在室溫下進行，如圖9 所示為T 型件斷口和裂紋處的損傷形貌圖。如圖9（a）、（b）所示，未觀察到T 型件發(fā)生塑性變形和沿經(jīng)向拉長，宏觀裂紋呈亮灰色，強光照射閃閃發(fā)亮，斷口處未發(fā)現(xiàn)剪切狀的“唇口”；通過場發(fā)射掃描電鏡觀察到，微觀組織的斷口表面平齊，未出現(xiàn)明顯纖維抽絲現(xiàn)象，如圖9（c）、（d）所示。碳纖維發(fā)生斷裂，碳纖維斷端處應力集中，使得斷裂的纖維脫離基體，纖維與基體之間發(fā)生界面脫粘現(xiàn)象，如圖9（e）、（f）所示?；w合金表現(xiàn)出滯彈性，T 型件出現(xiàn)脆性斷裂特征。

圖9 T 型件振動疲勞實驗后斷口形貌（a）、（b）T 型件宏觀裂紋；（c）、（d）低倍；（e）、（f）高倍Fig.9 Fracture morphologies of T-shaped part after vibration fatigue test（a），（b）macroscopic cracks in T-shaped part；（c），（d）low magnification；（e），（f）high magnification

據(jù)觀察到的T 型件微觀組織和頻率變化等各種測試結(jié)果，分析得到T 型件的振動疲勞失效機理可能為：（1）由于浸滲微孔缺陷的存在，實驗時，裂紋沿著內(nèi)部微孔缺陷處萌發(fā)、擴展，并不斷擴大，導致T 型件最終失效；（2）鋁合金基體與碳纖維之間的黏合力持續(xù)下降，導致T 型件最終失效。鑒于復合材料的不均勻和各向異性等特點，它的損傷機理不會像單一均質(zhì)材料，同時根據(jù)無損檢測結(jié)果、微觀組織形貌、頻率變化等規(guī)律總結(jié)出存在性最大的第三種損傷機理:實驗初期，基體作為載荷的主要的承擔者，隨著循環(huán)次數(shù)的增加，基體出現(xiàn)微裂紋并逐漸擴展，載荷開始由基體和纖維共同承擔。當振動的循環(huán)次數(shù)達到一定值時，基體與界面的結(jié)合力減弱，基體內(nèi)部發(fā)生界面脫粘，損傷的進一步擴展速率取決于基體與界面的結(jié)合強度，此時纖維作為主要的載荷承擔者。疲勞實驗繼續(xù)，纖維上開始裂紋萌發(fā)，裂紋始于最薄弱纖維的最弱橫截面處，隨著循環(huán)數(shù)的累加，疲勞損傷的積累，更多的纖維發(fā)生隨機斷裂，當T 型件內(nèi)部纖維損傷到一定程度時，各種損傷相互耦合發(fā)展，局部纖維無法承受持續(xù)的疲勞載荷，將發(fā)生T 型件沿著載荷垂直方向拔出，T 型件最終失效。

3 結(jié)論

（1）根據(jù)DR無損檢測和微觀形貌觀察可知，三維編織Cf/Al增強復合材料T型件未出現(xiàn)明顯的夾雜、縮孔、裂紋等鑄造缺陷，真空壓力浸滲下的T型件成形效果較好。

（2）三維編織Cf/Al 增強復合材料T型件共振頻率隨著實驗加載應力的升高，f/f0降幅越來越大，說明在升載條件下，振動疲勞實驗對T型件內(nèi)部的疲勞損傷也在逐級增加。

（3）通過T型件的疲勞壽命曲線可知，當T型件的循環(huán)次數(shù)達到1×107時，其振動疲勞強度約為92MPa。

（4）三維編織Cf/Al 增強復合材料T型件在長時間高頻振動下的損傷包括基體開裂、纖維與基體之間界面脫粘、纖維斷裂，最終導致T 型件出現(xiàn)脆性斷裂特征。