2.5D机织复合材料悬臂梁振动疲劳实验与有限元模拟.pdf
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1、 2.5D 机织复合材料悬臂梁振动疲劳实验与有限元模拟邓杨芳1,王雅娜2,3*(1中国航发四川燃气涡轮研究院,成都,610500;2中国航发北京航空材料研究院表面工程所,北京100095;3中国航发北京航空材料研究院先进复合材料科技重点实验室,北京100095)摘要:2.5D 机织碳纤维增强树脂基复合材料以其在力学性能和复杂构件成型两方面的综合优势,在大涵道比商用涡扇发动机风扇叶片方面具有巨大的应用前景。对发动机风扇叶片来说,振动疲劳是一种不可忽视的工况条件,目前 2.5D 机织复合材料振动疲劳方面的实验与数值预测模型十分有限。本工作针对一种模拟发动机叶片根部的2.5D 机织复合材料悬臂梁结构
2、,建立一阶弯曲振动疲劳行为模拟的多尺度模型,并基于固定周期跳跃的疲劳加载模拟方法,结合主导疲劳失效机制的损伤萌生准则和疲劳刚度退化模型,开展 2.5D 机织复合材料经、纬向试件振动疲劳实验过程的模拟。基于建立的多尺度模型分析试件危险部位单胞内的应力场,预测经、纬向试件振动疲劳实验后的损伤状态。数值模拟结果与实验后的断口形貌观测结果吻合,验证了本工作提出的 2.5D 机织复合材料振动疲劳多尺度预测模型的有效性。基于提出的振动疲劳多尺度预测模型,对随着疲劳加载次数累积经向试件工作段单胞内的损伤状态进行了仿真,揭示了 2.5D 机织复合材料振动疲劳损伤的演化机理。关键词:复合材料;碳纤维;2.5D
3、机织;多尺度;振动疲劳doi:10.11868/j.issn.1005-5053.2022.000208中图分类号:TB332文献标识码:A文章编号:1005-5053(2023)04-0111-11Vibration fatigue experiment and finite element simulation of 2.5D wovencomposite cantilever beamDENGYangfang1,WANGYana2,3*(1.AECCSichuanGasTurbineEstablishment,Chengdu610500,China;2.SurfaceEngineerin
4、gDivision,AECCBeijingInstituteofAeronauticalMaterials,Beijing100095,China;3.KeyLaboratoryofAdvancedComposites,AECCBeijingInstituteofAeronauticalMaterials,Beijing100095,China)Abstract:2.5Dwovencompositehasgreatapplicationprospectinhighbypassratiocommercialturbofanenginefanbladesduetoitscomprehensivea
5、dvantagesinmechanicalpropertiesandcomplexcomponentforming.Fortheaero-enginefanblades,vibrationfatigue is a working condition that can not be ignored.At present,the research on vibration fatigue behavior of 2.5D wovencompositeislimited,andthereisalackofnumericalmodelforvibrationfatiguebehaviorsimulat
6、ion.Inthispaper,amulti-scalemodelforthefirst-orderflexuralvibrationfatiguebehaviorofa2.5Dwovencompositecantileverbeamsimulatingtherootofenginebladewasestablished.Adoptingthefatigueloadingsimulationmethodwhichadoptedthefixedcyclejumpingstrategy,andthedamageinitiationcriterionandfatiguestiffnessdegrad
7、ationmodelbasedontheleadingfatiguefailuremechanism,thevibrationfatiguetestprocessesofthewrapandweftspecimensweresimulatedrespectively.Withtheestablishedmulti-scalemodel,thestressfieldintheunitcellofthedangerouspartofthespecimenwasanalyzed,andthedamagestateofthespecimenafterthevibrationfatiguetestwas
8、predicted.Thenumericalsimulationresultsareconsistentwiththeobservedfracturemorphologyafterthetest,whichverifies the validity of the proposed multi-scale prediction model for vibration fatigue of 2.5D woven composite materials.Inaddition,basedonthemulti-scalepredictionmodelofvibrationfatigueproposedi
9、nthispaper,thedamagestatesintheunitcellat2023年第43卷航空材料学报2023,Vol.43第4期第111121页JOURNALOFAERONAUTICALMATERIALSNo.4pp.111121theworkingsectionofthewrapspecimenwiththeaccumulationoffatigueloadingcyclessimulated,whichishelpfultounderstandtheevolutionarymechanismofvibrationfatiguedamageof2.5Dwovencomposite
10、materials.Key words:composites;carbonfiber;2.5Dwoven;multi-scale;vibrationfatigue 三维机织复合材料是纺织结构复合材料的一个分支,是利用机织技术将纤维束织造成具有空间网状结构的预成型结构件,然后以预成型结构作为骨架进行浸胶固化而直接形成的复合材料结构。为了区别于三维编织复合材料,三维机织复合材料有时也被称为 2.5D 机织复合材料1。由于独特的层间联锁结构,2.5D 机织复合材料比传统的层板复合材料具有显著的优势。从力学性能的角度,2.5D 机织复合材料具有更高的耐分层性、抗冲击性和损伤阻抗(切口不敏感性)。从设计
11、的角度,2.5D 机织复合材料具有更优良的可设计性,可按实际需要设计纤维预制体,针对特定要求定制每个部位、不同方向的力学特性。从制造的角度,2.5D 机织复合材料对复杂形状的零、部件可实现整体织造,能够一次成型组合件,使加工量和连接大大减少。因此,2.5D 机织复合材料在航空、航天结构中得到越来越多的应用2。未来大涵道比商用涡扇发动机的发展目标是高效率、低油耗、低排放,为了满足上述发展目标,采用复合材料风扇叶片是目前最为有效的技术途径。目前在发动机用复合材料叶片的选材有两种方案,一种是预浸料手工铺层/热压罐固化成型工艺,另一种是三维机织/传递模塑(RTM)成型工艺。20 世纪 60 代末期,罗
12、罗公司首次开展复合材料风扇叶片的研究。1985 年,GE 公司利用预浸料手工铺层+热压罐固化成型工艺,制造了 GE90 商用涡扇发动机风扇叶片。然而铺层工艺制备的叶片由于层间性能薄弱,导致其抗外物冲击性能不足,2012 年,随着三维机织技术的出现,GE 公司采用三维机织结构+RTM 工艺制造了 Leap-X 系列发动机复合材料风扇叶片,可获得更高的外形精度,并使叶片在鸟撞中保持足够的刚度和韧性。风扇叶片的安装采用根部固定在发动机风扇轮盘榫槽内的方式,当外激励的频率等于叶片的固有频率时叶片将发生共振导致疲劳断裂3,因此振动疲劳是三维机织复合材料风扇叶片工程应用必须深入理解的一个问题。目前关于三维
13、机织复合材料的振动疲劳行为的研究非常有限,有效的预测模型和分析手段也鲜有开发。在实验研究方面,国内外学者广泛采用悬臂梁形式的试件,开展复合材料振动特性(固有频率、模态振型、阻尼特性)的测试,并分别研究了振动特性随纱线编织结构、疲劳循环次数等的变化规律4-6。杨强等7对复合材料可调叶片开展模拟发动机真实约束条件下的振动疲劳实验。在仿真模拟方面,目前 2.5D 机织复合材料的有限元模型可以分为三大类,即细观有限元模型、宏观有限元模型和多尺度模型。细观有限元模型的方法主要用于材料细观力学分析,在考虑细观材料分布的精细化模型基础上,基于单胞尺度模型的应力场分析,预测材料的力学行为和损伤机理,研究者们在
14、这方面已经开展了大量研究8-10。由于细观有限元模型涉及复杂的建模问题,且计算成本较高,很难应用于实际工程结构的力学性能分析,因此 2.5D 机织复合材料结构以及复杂受力状态下的数值模拟大多采用宏观有限元模型11。近年来,兼顾计算精度和计算效率的多尺度模型逐渐发展成为 2.5D 机织复合材料结构损伤模拟和强度预测的理想技术途径12。多尺度模型的基本原理是:在远离结构高应力水平的危险区域采用宏观模型模拟,在危险部位采用基于单胞的细观尺度模型进行预测13。多尺度模型目前已被广泛应用于机织复合材料结构加载下的应力分析和力学响应预测,但其在 2.5D 机织复合材料振动疲劳行为模拟方面的应用还鲜有报道。
15、本工作利用实验与仿真相结合的手段探究 2.5D机织复合材料悬臂梁振动疲劳行为,对 2.5D 机织复合材料经、纬向试件分别开展设计应力水平下的振动疲劳实验,基于实验获得的材料振动疲劳损伤机制,建立 2.5D 机织复合材料振动疲劳模拟的多尺度模型;基于主导的疲劳损伤机制建立纱线和基体的疲劳损伤萌生准则,结合复合材料疲劳加载模拟常采用的循环跳跃策略,采用固定周期跳跃法,分别针对纱线和基体选择恰当的剩余刚度模型,预测 2.5D 机织复合材料经、纬向试件振动疲劳加载过程中工作段单胞内的应力场,并通过与试件断口形貌的对比验证模型的有效性。最后,利用建立的多尺度模型对 2.5D 机织复合材料经向试件不同加载
16、次数下内部损伤状态进行预测,揭示 2.5D 机织复合材料振动疲劳损伤的演化机理。112航空材料学报第43卷1 2.5D 机织复合材料的振动疲劳实验1.1 材料与试件材料为一种发动机叶片用 2.5D 机织复合材料,由中国航发北京航空材料研究院软材料研究中心提供,其中 2.5D 机织预制体采用国产 T800 制备,基体为一种热固性双马树脂 EC230R。通过RTM 工艺制备获得的 2.5D 机织复合材料板的名义厚度为 4mm,纤维体积含量为 56%。2.5D 机织预制体由天津工业大学制备,图 1(a)为 2.5D 机织预制体编织结构示意图,编织参数详见参考文献 12。2.5D 机织复合材料振动疲劳
17、试件设计参考HB57221984 发动机叶片及材料振动疲劳试验标准,试件的构型和具体尺寸见图 1(b),设计加工经、纬向振动疲劳试件各 3 根,其中经向试件的长度方向沿着2.5D 机织复合材料的经纱方向,纬向试件的长度方向沿着 2.5D 机织复合材料的纬纱方向。Binder yarnWeft yarnWrap yarn2055111010823d=1.5D=8.5R=20(a)(b)图12.5D 机织复合材料振动疲劳试件(a)2.5D 机织预制体;(b)试件构型Fig.1Vibrationfatiguespecimenof2.5Dwovencomposite(a)2.5Dwovenperfor
18、m;(b)configurationofspecimen1.2 实验装置与实验方法1.2.1振动疲劳实验装置振动疲劳实验装置包括一台 1 吨推力电磁振动系统、一套专用实验夹具、一台 Spider-81 型振动控制与动态信号分析系统、一台 VIB2040 专用振动应变测量仪、一套 ILD2310-40 型激光位移传感器、一个 8324 型振动加速度传感器,上述仪器装置的信号将采用闭环控制方式进行采集和控制,通过控制输入-输出疲劳曲线相位角的一致性,实时追踪试件的共振频率,并控制振动台的激励频率始终等于试件的共振频率。1.2.2实验方法(1)试件一阶弯曲模态频率测试利用扫频测试方法获得 2.5D
19、机织复合材料经、纬向试件的一阶弯曲模态的固有频率,即初始共振频率。(2)应变-振幅关系标定实验在试件工作段最小截面处的上表面粘贴应变片,将试件用特定夹具连接于振动台上,将振动台激振频率设定为试件一阶弯曲模态频率,开启振动台、动态应变采集仪以及激光传感器,通过调节加速度令试件获得不同的振幅,得到一组试件末端位移 X、试件工作段中心上表面沿试件长度方向应变 的数据,即为应变-振幅标定曲线。(3)振动疲劳实验对经向试件,选取 2.5D 机织复合材料经向拉伸强度 X1(数值为 691MPa)的 0.32 倍作为其振动疲劳实验的最大设定应力水平,对纬向试件,选取材料纬向拉伸强度 X2(数值为 662MP
20、a)的 0.29 倍作为其振动疲劳实验的最大设定应力水平。利用胡克定律计算经、纬向试件在设定最大应力水平下的应变值,根据应变-振幅标定曲线插值得到试件末端位移设定值。设定应力比 R=1,并设定激振频率等于试件初始共振频率,使试件末端位移逐渐增加到试件末端位移设定值后开始计数,停机判据为:材料破坏到一定程度导致共振无法保持。1.3 实验结果表 1 为 3 根经向试件和 3 根纬向试件的振动疲劳实验结果,包括试件编号、末端位移、初始共振频率以及停机时的循环次数。采用光学显微镜对不同应力水下开展过振动疲劳实验的 2.5D 机织复合材料经、纬向试件工作段侧面的断口形貌进行观察。采用微纳米焦点 CT 扫
21、描对疲劳实验后试件内部的损伤进行检测。图 2 为光学显微镜观察到的经、纬向试件经历振动疲劳实验后的工作段侧面的损伤状态。靠近试件上、下表面的区域可观察到纱线与基体之间发生了明显的界面脱粘。第4期2.5D 机织复合材料悬臂梁振动疲劳实验与有限元模拟113图 3 为振动疲劳实验后经向、纬向试件工作段不同方向截面 CT 图像。由图 3 可见,经、纬向试件内部的损伤比侧面观察到的损伤更严重,材料内部不仅发生了明显的纱线与基体之间的界面脱粘,基体和纱线内部也都发生了不同程度的开裂,界面脱粘也主要是由于基体开裂所诱发的。2 2.5D 机织复合材料振动疲劳仿真模型2.1 2.5D 机织复合材料振动疲劳试件的
22、多尺度模型对试件大部分区域采用基于材料均匀化的宏观有限元模型,而对试件中部最窄截面区域(即工作段)采用考虑真实编织结构的全厚度单胞模型模拟,单胞模型以一定的方式“嵌入”宏观有限元模型中14。(1)全厚度单胞模型全厚度单胞模型的建模流程如图 4 所示,采用英 国 诺 丁 汉 大 学 设 计 开 发 的 织 物 建 模 软 件TexGen建立 2.5D 机织复合材料全厚度单胞的几何模型,尺寸为 3.33mm(经向)5mm(纬向)4mm(厚向)。单胞几何模型建模所需的纱线机织参数见表 2。进一步设置基体、纤维组分的材料属性。纱线中 T800 碳纤维是横观各向同性材料,其 6 个工程常数包括纵向弹性模
23、量 Ef=295GPa,横向模量 Et=10GPa,纵横剪切模量 Gft=5GPa,横向剪切模Gtt=5GPa,纵横泊松比vft=0.3,横向泊松比vtt=0.4。基体采用 EC230R,弹性模量为 Em=4.5GPa,泊松比 vm=0.35。最后,基于单胞的几何模型生成可导入商用有限元软件 ABAQUS的单元网格,单元类型选为 C3D8R,长、宽、高三个方向的单元数量均为 80,并设置单胞模型的周期性边界条件15-16。将 TexGen中导出的单胞模型 inp 文件导入ABAQUS中运行数值计算,进行单胞内部应力场的分析后运行 TexGen提供的脚本文件,得到2.5D 机织复合材料 9 个工
24、程常数的预测值。表 3同时展示了 2.5D 机织复合材料工程常数的预测值与测试值。实验仅能实测得到 E1、E2、G12、12,利用单胞模型预测得到的上述四个工程常数与测试结果吻合较好,证明了基于单胞模型预测 2.5D 机织复合材料宏观工程常数方法的适用性。(2)2.5D 机织复合材料振动疲劳试件的宏观有限元模型图 5 为 2.5D 经、纬向振动疲劳试件的宏观有限元模型,模型采用减缩积分的 8 节点六面体单元(C3D8R)。宏观模型建模时将材料等效为均匀的表1经向、纬向试件的振动疲劳实验结果Table1Resonancefatiguetestresultsofwarpspecimensandwe
25、ftspecimensTypeSpecimenNo.Amplitude/mmInitialnaturalfrequency/HzCycleAverageCycleWrapJ-13.09204162823147069J-23.34211102829J-33.44202175556WeftW-13.30213450112372535W-23.68217272917W-33.45220394576DebondingDebondingDebondingDebonding1 mm1 mm(a)DebondingDebondingDebondingDebondingDebondingDebondingDe
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