纖維增強鈦基復合材料整體葉環設計技術

張少平，李冠達，安利平，裴會平

(中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500)

纖維增強鈦基復合材料整體葉環設計技術

張少平，李冠達，安利平，裴會平

(中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500)

新材料和新結構的開發使用是航空發動機減重的一個主要技術途徑，纖維增強鈦基復合材料制備的整體葉環結構具有明顯的減重優勢。以SiC(f)/TA12整體葉環試驗件為例，分別從結構、強度、工藝等方面闡述了整體葉環設計技術。利用ANSYS有限元軟件進行數值模擬，并采用最大應力準則和平均周向應力準則評估了整體葉環試驗件的破裂轉速。通過旋轉試驗初步驗證了整體葉環的減重效果和強度計算方法，并對今后的研究方向進行了展望。

航空發動機；纖維增強鈦基復合材料；整體葉環；減重；結構設計；纖維涂層法；熱等靜壓；強度分析

1 引言

航空發動機增推減重是航空動力不懈追求的目標。傳統發動機葉盤由于受材料強度限制，減重空間有限，要突破目前水平，實現未來輕質量、高性能的發動機，新材料、新結構的開發使用是一個主要的技術途徑。新材料方面，連續纖維增強金屬基復合材料(MMC)由于具有比強度高、耐高溫、抗疲勞和蠕變性能好等優點[1]，受到各國航空發動機研究機構的廣泛重視。新結構方面，整體結構應運而生，如壓氣機整體葉盤、整體葉環結構。研究[2-3]表明，與傳統盤片分離結構壓氣機盤相比，整體葉盤結構可減重30%，而SiC長纖維增強鈦基復合材料(TMC)葉環鼓筒式無盤結構可減重70%。另外，相對于傳統盤甚至是目前的整體葉盤轉子，整體葉環較大的內腔空間可用于設計新型支承結構，有利于轉子動力學設計[4]。目前，減重效果明顯的整體葉盤技術已較為成熟，而更為輕質、簡單的整體葉環結構也開始進入人們視野。

早在20世紀80年代，美國在IHPTET計劃中研制的TMC整體葉環(直徑400 mm)，就已在驗證發動機上進行了成功測試[5]。90年代，德國MTU公司研究的SiC(f)/TMC整體葉環完成了低循環疲勞旋轉試驗[6]。英國也在TMC的制造、特性和設計等方面進行了研究[7]。目前，國外航空發動機強國都在研究纖維增強鈦基復合材料整體葉環技術，并已將取得成果應用于在研和改進發動機上，未來還將用在推重比25～30的發動機上[2]。

由于金屬基復合材料的制作成本高，工藝水平要求嚴，制備流程復雜，受金屬基復合材料制備水平限制，我國對金屬基復合材料整體葉環設計技術的研究起步較晚。僅少數科研院所、高校等單位進行了規模不大的研究，且多數研究工作仍處于金屬基復合材料的制備和強度理論摸索階段，與國際先進水平差距較大。中國燃氣渦輪研究院自20世紀90年代開始，在金屬基復合材料本構模型、力學性能、疲勞壽命等方面，通過與科研院所和高校的緊密合作，推動了金屬基復合材料強度理論的應用和相應航空發動機結構件的研制。

目前，整體葉環公開研究成果非常少。本文以鈦基復合材料整體葉環轉子強度考核件為例，闡述了單向纖維增強鈦基復合材料整體葉環轉子的結構設計、強度校核、制備流程和試驗驗證，并通過試驗結果分析，初步驗證了整體葉環結構轉子的減重效果和強度計算方法。

2 整體葉環試驗件

2.1 結構布局研究

單向纖維增強鈦基復合材料加強的整體葉環結構，主要有單環復合材料加強和多環復合材料加強兩種形式，如圖1所示。鑒于整體葉環制造工藝復雜、成本高，美國空軍研究實驗室和艾利遜先進技術開發公司，研究出了金屬基復合材料外置環，通過把兩個外置環安裝在輪盤內徑上，減少了生產和維修成本，避開了整體葉環制造的復雜工藝。

2.2 結構設計

考慮加工等多種因素，本文中的整體葉環(圖2)采用單環復合材料布局結構設計，由金屬基體和復合材料環組成：基體包括前、后安裝邊，盤緣和葉片，材料為TA12；復合材料環的材料為鎢芯SiC(f)/ TA12，纖維體積分數為40%，纖維直徑為100 μm。

圖1 復合材料整體葉環結構形式Fig.1 Bling structure

圖2 整體葉環試驗件Fig.2 The structure of bling specimen

2.3 強度校核

復合材料宏觀性能很多，其中力學角度最關注熱彈性性能和力學性能。熱彈性性能主要關注復合材料纖維與基體的熱變形不匹配引發的熱殘余應力，及復合材料宏觀熱膨脹系數的各向異性特征。力學性能主要關注纖維和基體的強度，纖維的尺寸、分布及體積含量，殘余應力及界面粘結強度等因素對復合材料剛度、強度的影響。

整體葉環結構件由于在各向同性的金屬材料中加入了纖維增強金屬基復合材料，其力學性能發生了較大變化，這是傳統均質材料結構所不具備的特點。

本文使用ANSYS有限元軟件進行數值模擬。整體葉環葉片部分采用帶厚度的平面應力單元模擬，環身部分(基體和復合材料)和后軸頸采用PLANE183軸對稱單元模擬。邊界條件為：約束試驗件軸頸與傳動軸螺栓連接處(圖3中A處)節點的軸向位移，在整體葉環與軸頸配合面B處采用接觸單元模擬裝配接觸，并耦合螺栓中心線處的軸向位移模擬螺栓連接。假設復合材料環與金屬基體腔之間的接觸為理想連接(不分離)。

圖3 整體葉環有限元模型Fig.3 The finite element model of bling

整體葉環試驗件的應力計算結果如圖4所示，最大Mises等效應力出現在復合材料中，即復合材料承載了很大一部分周向應力。復合材料橫向采用最大應力準則分析，周向采用平均周向應力準則分析。經比較分析可知，周向纖維方向斷裂是試驗件的主要失效模式。由于平均周向應力與轉速平方成正比，由此可推算出試驗件的理論臨界破裂轉速。計算結果表明，試驗件的試驗設計轉速，滿足試驗的安全性要求。

2.4 加工

從加工工藝角度，由于整體葉環結構是纖維增強金屬基復合材料和合金的結合體，因而其工藝流程相比整體葉盤和盤片分離結構增加了兩個過程：一是預制體的制備過程；二是將預制體與合金結構包套結合在一起的熱等靜壓過程。

2.4.1 預制體的制備

預制體的制備主要有箔-纖維-箔法、基體涂覆單層帶法、纖維涂層法[8]等，本文采用纖維涂層法制備，如圖5所示。纖維涂層法制備預制體可精確控制復合材料中纖維的體積分數，減少殘余應力導致的基體/纖維開裂。制備的預制體經排布可獲得形狀復雜的復合材料結構件，熱等靜壓后是理想的六方密排堆垛且纖維分布均勻。

圖4 ANSYS軟件計算的整體葉環應力分布結果Fig.4 Bling stress distribution calculated by ANSYS

圖5 纖維預制體的制備方法Fig.5 The processing methods of matrix-coated fiber

2.4.2 整體葉環的制備

首先將鈦合金鍛造成環狀毛坯，切割為兩個環，然后在一側環面加工出U形環槽，在槽內纏繞排布涂覆鈦合金的纖維預制體，并用鈦合金外環覆蓋封裝環槽，焊接密封接縫以保證真空環境，再進行熱等靜壓，最后完成機械加工，如圖6所示[3]。熱等靜壓結合面有軸向結合和徑向結合兩種。

圖6 葉環結構件的加工流程Fig.6 The processing flow of bling

中國燃氣渦輪研究院與沈陽金屬研究所合作，應用纖維涂層法制備了國內首個SiC(f)/TA12復合材料整體葉環試驗件，如圖7所示。

圖7 SiC(f)/TA12整體葉環試驗件Fig.7 SiC(f)/TA12 bling specimen

3 試驗驗證

3.1 強度考核試驗技術狀態

(1)試驗環境為室溫和500℃。

(2)試驗轉速為計算的試驗設計轉速，轉速精度為±50 r/min，試驗穩態保持轉速時間為5 min。

(3)測量周向和徑向應變，重復測量次數不少于三次；周向和徑向應變測量點各三個，分別布置在前安裝邊螺栓孔兩側，在葉環圓周上等間距分布。

3.2 試驗結果及分析

室溫和500℃條件下，在設計轉速強度考核試驗后，葉環主體部分表面均未發現破壞；有限元計算所得理論周向應變與試驗測量值吻合較好，誤差在10%以內。

另外，對整體葉環、盤片分離和整體葉盤結構零件數及質量進行對比，其結果見表1。可見，整體葉環無論從零件數量還是質量上，都具有明顯優勢。

表1 不同結構形式零件數及質量對比Table 1 The comparison of weight and part amount for various structure

4 結束語

本文以國內首個SiC(f)/TA12復合材料壓氣機整體葉環試驗件為例，探討了整體葉環結構的設計方法。利用ANSYS軟件對該試驗件進行了二維數值模擬，采用最大應力強度準則和平均周向應力強度準則，對其橫向和周向靜強度進行了評估，并通過試驗對計算結果進行了初步驗證。通過壓氣機整體葉環結構設計獲得的葉環結構，比傳統輪盤結構減重約55%，比整體葉盤結構減重約30%，初步探索了整體葉環結構設計方法的合理性及正確性，驗證了纖維增強整體葉環結構在減重方面的優越性。

但文中只對整體葉環的強度評估方法進行了初步探索，還需在本構模型、強度校核方法、失效模式等方面開展更為深入的研究。此外，對于整體葉環，X光檢測和工業CT檢測尚不能對小尺度缺陷做出有效判斷，因此需進一步探索如何通過非破壞性測試手段檢測復合材料結構件中的小尺度缺陷。

[1]李成功，傅恒志，于翹，等.航空航天材料[M].北京：國防工業出版社，2002.

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Design technology for fiber reinforced TMC bling

ZHANG Shao-ping，LI Guan-da，AN Li-ping，PEI Hui-ping
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

Development and application of new materials and new structures in aero-engine is one of the major technical ways to reduce engine weight.The weight advantage of bling structure with continuous fiber reinforced titanium matrix composites has been verified.Taking a SiC(f)/TA12 bling specimen as an exam?ple,the structure design,strength analysis and processing of bling are discussed.A numerical simulation is made by ANSYS.The burst speed of bling has been estimated using maximum stress criterion and circum?ferential average stress criterion.Effects of weight reduction and methods of strength analysis have been ver?ified by rotating tests.The research direction in the future has also been discussed.

aero-engine；fiber reinforced titanium matrix composites(TMC)；bling；weight reduction；structure design；matrix coated fiber(MCF)；hot isostatic press(HIP)；strength analysis

V257；V232

A

1672-2620(2016)01-0045-04

2014-08-01；

2015-02-10

張少平(1980-)，男，陜西寶雞人，高級工程師，主要從事壓氣機結構設計工作。