三維編織/機織復材機匣包容性研究綜述

宋曼麗， 宣海軍， 何澤侃， 胡燕琪

（浙江大學 能源工程學院 高速旋轉機械實驗室，杭州310027）

0 引 言

近年來，國外新研發的高性能大涵道比民用航空渦扇發動機普遍采用碳纖維增強樹脂基復合材料（Carbon Fiber Reinforced Polymer Composites，簡稱CFRP）風扇機匣。GEnx發動機首次采用二維三軸編織碳纖維增強樹脂基復合材料風扇機匣[1]，如圖1所示。隨后這種技術被應用于LEAP發動機，并改進為三維機織工藝[2]，如圖2所示。三維編織/機織結構復合材料由于在厚度方向存在纖維增強，能夠有效抵抗沖擊分層，并可直接成型結構較為復雜的零件，是新一代航空發動機重要應用方向。

本文擬從三維編織/機織特點、復合材料性能測試、抗沖擊能力的試驗驗證與數值仿真分析方法方面綜述復合材料風扇機匣的包容性研究。

1 三維編織/機織特點

高速飛出的斷葉撞擊風扇機匣產生厚度方向沖擊波，三維編織結構增加了厚度方向紗線可有效提高織物抗沖擊強度。三維編織最基本的結構是三維四向結構，如圖3所示，為改善性能還可以增加不同方向的紗線形成三維五向、六向等結構。三維編織（3D Braided）通常采用“四步法”制造，成品的纖維束在空間內互相纏繞，形成網狀結構，因而具有較高的抗分層性[3]。但目前機器只能織造尺寸較小的預制件，而手工編織的可靠性較差，因此三維編織結構應用于風扇機匣還比較困難[4]，需要研發能夠低成本制造大尺寸復雜預制件的設備。

圖1 GEnx發動機風扇機匣

圖2 LEAP發動機風扇機匣

三維機織（3D Woven）是在多層經紗織造技術上發展的[5]，具有生產成本低的優點。三維機織在平面內垂直排列經紗（warp）與緯紗（weft），多層經、緯紗堆疊后以 穿 層 接 結 紗（binder）“綁定”[6]。其中又以正交機織最為簡單，如圖4所示，此結構已應用于LEAP發動機風扇機匣[7]。

2 復合材料力學性能測試

圖3 三維四向結構

圖4 三維正交機織結構

風扇機匣受碎片高速沖擊時主要破壞形式為平面內的纖維拉伸與壓縮、厚度方向的壓縮和剪切。掌握復合材料力學性能可應用于工程設計，也可用于建立合適的數值仿真材料模型。為更好地研究復合材料抗高速沖擊的能力，還需要測定其應變率相關的動態力學性能[8]。復合材料結構與性能強相關，而且三維編織/機織結構需測定厚度方向的增強性能，但當前測試標準以層合板為主，適用于三維編織/機織結構的專用測試標準與力學性能研究不多。

2.1 靜態力學性能

美國材料試驗協會（ASTM）制定的ASTM D3039、ASTM D6641等標準[9-18]，規定了復合材料拉伸、壓縮、面內剪切、面外拉伸和面外剪切等性能的測試方法。國內也有GB/T 1447-2005、GB/T 1448-2005等標準[19-23]，但存在測試體系不全面、測試不適用于三維結構等問題。

文獻[24]、[31]研究了三維機織復合材料面內拉伸性能，顯示拉伸應力-應變曲線近似呈線性，主要失效模式是纖維與基體界面脫粘、纖維斷裂和纖維拔出，正交機織比二維復合材料具有更高的拉伸強度、彈性模量和損傷容限。文獻[26]、[27]、[29]、[32]～[36]研究了三維機織復合材料面內壓縮性能，顯示壓縮破壞始于幾何缺陷周圍，主要失效模式為分層和扭結帶形成，正交機織比二維復合材料具有更高的壓縮強度和壓縮模量。文獻[35]、[37]、[38]研究了三維機織復合材料面內剪切性能，顯示面內剪切應力-應變為非線性響應，主要破壞模式是相鄰紗線間剪切和基質降解，提高纖維體積分數能夠改善剪切性能。文獻[37]、[39]～[41]研究了三維機織復合材層間剪切性能，顯示層間剪切應力-應變為非線性響應，損傷發生在樹脂富集區和接結紗周圍，接結紗能有效抵抗分層和裂紋擴展。文獻[39]～[40]研究了三維機織復合材厚度方向拉伸性能，顯示厚度方向拉伸應力-應變基本線性，主要失效模式是纖維拔出和斷裂。

三維機織復合材料面內與厚度方向性能測試的典型方式如圖5與圖6所示，但具體實施過程中還存在較多困難需解決。文獻[29]發現應變片短于單胞長度易造成數據分散性較高，測量區域表面樹脂開裂易導致應變片脫粘失效。文獻[30]、[31]使用聲發射、DIC、X射線和光學顯微鏡記錄裂紋擴展和損傷進展，獲得了完整應變場。不同單胞尺寸應使用不同剪切夾具[35,38]，使用IITRI夾具能有效避免壓縮測試過程中試樣側向彎曲[36]。厚度拉伸試驗中沙漏狀試件方便夾持，但因試件最小橫截面小于單胞尺寸而造成測試結果偏保守[40]。圓柱形試驗可用于測量厚度方向的拉伸強度，試樣采用膠水與金屬拉塊相接[39]，但三維編織材料厚度方向強度較高，只有粘接強度更高的膠水才能保證試驗中不脫粘。

圖5 面內性能測試方式

圖6 厚度方向性能測試方式

2.2 動態力學性能

材料動態力學性能常用霍普金森桿（SHPB）沖擊試驗獲取（如圖7），研究發現碳纖維對應變率不敏感，而樹脂有明顯的應變率效應。Hou等[42]研究認為以基體為主的抗壓強度、泊松比、面內剪切等性能與應變率相關，以纖維為主的面內拉伸性能與應變率無關，文獻[43]、[44]有類似結論。Chocron等[40]研究認為三維機織復合材料平面內和厚度方向拉伸性能與應變率無關，但Robert等[45]的研究則認為面內和面外拉伸及層間剪切性能明顯的應變率相關，而面外壓縮應變率無關。Zhang等[46]研究表明隨著應變率的增加厚度方向吸能遠高于面內，紗線在表面和局部區域彎曲易產生破壞。黃雄等[47]的動態壓縮試驗表明材料的極限強度和彈性模量隨應變率上升而增大，脆性也更高；面內壓縮失效模式為纖維束和基體界面剪切失效、纖維滑移、基體壓潰，厚度方向則為纖維束剪切斷裂和基體剪切屈服。

目前纖維增強樹脂基復合材料動態性能測試以拉伸壓縮居多，對剪切研究較少。而且測試多在室溫下進行，高溫天氣在地面工作時復合材料風扇機匣溫度可達到150～200 ℃，碎片劇烈撞擊會導致機匣局部急速升溫，因此還需要測試高溫下復合材料力學性能，探究材料溫升效應。

3 包容能力的試驗驗證

機匣包容性能力的試驗驗證通常按階段分為打靶試驗、部件或真實發動機適航取證試驗[48]。

3.1 打靶試驗

打靶試驗可分為平板打靶和旋轉打靶。平板打靶裝置如圖8所示，具有周期短、成本低的特點，能快速檢驗復合材料的抗彈性能。打靶試驗采用空氣炮進釋放彈體撞擊試驗平板，采用高速相機或者激光測速裝置測得彈體入射速度和出射速度。Roberts等[49]發現平板彈體會產生偏離和轉動，而圓柱彈則可避免干擾，二者的失效模式相同。有研究顯示[50]葉片前緣與機匣撞擊形成的半圓形前緣最具破壞性，可將彈體設計成帶有前緣的圓柱體；也可將靶板設計成類似于機匣的半圓環形[51]。

圖7 動態壓縮高速攝影

圖8 平板打靶試驗

Roberts等[49]的研究認為纖維對彈道極限影響較大，采用AS4/PR520、IM7/E-862比IM7/PR520制造的平板彈道極限分別下降18%與6%。R.Munoz等[52]發現正反面不同的靶板，從碳纖維面比從玻璃纖維面入射的彈道極限高10%。練軍等[53]研究發現三維編織平板的彈道極限與厚度呈非線性關系，平板正面壓縮、剪切破壞，反面拉伸破壞。劉元坤等[54]發現三維正交機織結構比三維編織結構具有更高的彈道極限。平板打靶試驗可以看出，纖維是吸收彈體沖擊動能主要成份，靶板正、反面破壞模式不同，彈道極限受材料厚度、纖維體積分數和結構等影響。因此，設計風扇包容機匣時，應選擇高強度的碳纖維制作預制體，確定合理的機匣厚度，內外壁可選擇不同的材料和結構以充分發揮性能優勢。

平板打靶試驗可以初步篩選出具有高抗沖擊性的材料，但是彈體只具有垂直于靶板方向的速度，無法完全表征出機匣包容過程中關鍵因素的影響。因此，有必要在旋轉試驗臺上進行旋轉打靶試驗（如圖9），試件為經過簡化縮小后的環形件，彈體為模擬風扇葉片，根部預制裂紋后加速至預定轉速飛斷撞擊環形件。通過采集機匣外壁的應變信號，可得到機匣模擬件受撞擊時周向和軸向沖擊波的傳播過程；并可用高速相機拍攝記錄葉片飛脫撞擊機匣模擬件的過程，分析撞擊過程葉片的偏轉變形和機匣模擬件的損傷等。相比于平板打靶，旋轉打靶得到的彈道極限更高，能夠體現出失效的葉片碎片沿切線飛出和沿質心的旋轉，更接近于實際過程。

圖9 旋轉打靶試驗

3.2 整機適航包容試驗方法

全新研制的民用航空發動機必須通過真實發動機整機包容試驗才能獲得適航許可證。2007年7月GE公司完成GEnx發動機整機包容性適航試驗[55]，并于2008年3月獲FAA認證[56]。2011年5月CFM公司[57]宣布成功完成了LEAP發動機的風扇機匣包容能力的臺架測試，2016年5月獲得FAA和EASA的聯合認證[58]。發動機整機包容試驗后損傷難以修復，試驗費用較高，通常放在最后一步進行。

4 包容能力的數值仿真分析方法

三維機織/編織復合材料機匣包容能力的數值仿真分析，受建模復雜性的限制，很少采用真實尺寸的機匣，通常以小尺寸平板為研究對象，建模方法主要有連續介質模型和紗線模型。

4.1 連續介質模型

連續介質模型不考慮織物內部結構，將纖維和樹脂基體視為整體，將其簡化為正交各向異性的連續體，在本構模型中描述纖維的變形行為，材料參數由性能測試獲得，可得出整體結構的響應（如圖10），適用于工程分析。

Binenda等[59 -60]提出使用殼單元和積分點的簡化建模方法，厚度方向由殼單元構成，殼單元又分為4個子胞模擬編織結構和定義纖維方向，Li[61]將單胞進一步分為6個子單元以提高計算效率。Ma等[62-63]根據三維編織結構提出了“米”字形模型和“纖維傾斜”模型，這種方法在近似模擬復合材料的動態行為時是較為有效的，但由于忽略了纖維基本構造而降低了準確度。Mathieu等[64]針對三維機織開發了一種用于三維六面體有限元的正交異性本構模型。Pankow等[65]將三維機織每一層視為正交各向異性連續介質，使用殼單元進行模擬。Sun等[66]推導出三維正交機織復合材料總體剛度矩陣，采用連續介質模型分析彈道沖擊試驗結果。

4.2 紗線模型

紗線模型按照纖維束走向分別建立纖維束和樹脂基體模型，可直觀反映纖維束和纖維束、纖維束和基體之間的相互作用，有助于研究復合材料內部作用機理，如圖11所示。

圖10 基于連續介質模型的數值仿真

圖11 基于紗線模型的數值仿真

Barbero等[69]、Duan等[67-68]在紗線上進行網格劃分，通過虛擬實驗建立有效的材料特性。Naouar等[69]使用CT成像自動建立三維機織織物的紗線模型。練軍[70]和Tan[71-72]模擬三維編織過程獲得纖維束的空間控制點坐標，從而生成了整個紗線模型。

4.3 紗線-連續介質模型

連續介質模型計算效率高卻不能精準表征復材結構，對損傷預測相對粗糙；紗線模型可以較準確地反映纖維損傷和基體開裂，但耗費計算時間，難以滿足工程需求。因此學界發展出一種結合兩者優點的仿真方法-組合多尺度建模方法（Combined Multiscale Modeling，簡稱CMM），在受沖擊中心部位采用紗線模型，遠處則采用連續介質模型，界面上采用合適的連接方法。常用方法有直接連接法和基于子模型技術的方法。直接連接法中，界面兩側不同單元通過共享節點或數學插值物理連接，直觀地表現出多尺度共存的結果（如圖12）[73]。基于子模型技術的方法比直接連接法更加靈活和穩定，可根據需要建立多級子模型，對界面連續性要求不高，大大簡化了建模和劃分網格工作[74-75]。CMM方法既可保證計算效率，又能捕獲局部受損區域精細化的材料力學響應，但仍需要更多的實踐使用經驗積累。當然，這種結合兩種模型優點而且易于實現的方法將會大大提高學者和工程師的工作效率，未來有廣泛的應用前景。

圖12 紗線-連續介質模型

5 結 語

以上綜述表明，開展大涵道比民用渦扇發動機復合材料風扇機匣包容性研究應關注以下幾點：1) 三維編織/機織結構通過增加厚度方向紗線，能有效抑制沖擊分層。三維編織結構目前還難以利用自動化編織機制造大尺寸預制件，手工制作存在力學性能不穩定、制作費用高等缺點。因此，技術相對成熟的三維機織結構是全復合材料機匣的首選。2)開展靜態和動態力學性能測試可獲取工程設計和數值仿真建模所需的材料參數。但常見的層合板測試標準并不適用于三維結構，需要在測試方法和測量手段方面開展研究，建立完整的測試標準體系。考慮到復合材料機匣真實使用環境，還需注重材料高溫下的力學性能測試和高速沖擊溫升效應。3)與平板打靶相比，旋轉打靶更符合發動機高速旋轉葉片丟失過程。因此，今后應在平板打靶試驗的基礎上適當增加縮比件旋轉打靶試驗，試驗數據可直接用于推導經驗公式，指導整機包容試驗的開展。4)細觀和宏觀結合的紗線-連續介質模型能夠兼顧局部沖擊損傷機理分析和工程應用需求，盡管仍需要很多的技術改進，但未來應用前景廣闊。