樹脂基復合材料在民用航空發動機中的應用與關鍵技術研究進展

張超，曹勇，趙振強，張海洋，4，孫建波，王志華，蔚奪魁

1.西北工業大學 民航學院，西安 710072

2.遼寧省航空發動機沖擊動力學重點實驗室，沈陽 110042

3.太原理工大學 機械與運載工程學院，太原 030024

4.中國航發沈陽發動機研究所，沈陽 110042

5.航天材料及工藝研究所，北京 100076

為滿足旅客機在推重比、經濟性、長航程、巡航燃油效率和綠色環保（噪聲、排污）方面的需求，民用航空發動機涵道比不斷增大。通過增大風扇直徑增加發動機進口的面積是增大涵道比的主要方式之一，如GE90 發動機的風扇直徑達3.251 m，已高于ARJ21-700 的艙內寬度（約3.143 m），接近一些中型客機的機身直徑（約3.76 m）。更大的風扇直徑具有諸多優點，如提高了發動機的空氣流量，有助于提升熱效率和推力；在葉尖速度需求額定的情況下，風扇可采用更低的轉速，進而降低噪聲，以滿足綠色環保和舒適性的要求。但發動機風扇尺寸的增加不僅增加了風扇葉片自身質量，同時也導致風扇輪盤、風扇機匣、安裝結構、傳力系統等結構質量增加，最終導致發動機質量大幅增加，因此對風扇減重提出了需求。

新材料的使用可降低發動機重量，提高發動機耐久性、可靠性，改善發動機性能［1］。纖維增強樹脂基復合材料（簡稱復合材料）具有高比強度、高比剛度、可整體成型和可設計等優點，是目前被廣泛采用的輕量化材料之一。通過纖維材料組合實現輕量化結構設計，在結構減重的同時又可降低結構件的裝配成本。航空發動機要求嚴格控制重量，復合材料的這些特點對于航空發動機的減重、提高推進效率、降低噪聲和排放、降低成本等都具有重要意義［2］。與先進飛機結構發展現象類似，復合材料的使用比例和用量已成為航空發動機先進程度的重要標志。

復合材料在航空發動機應用過程中同樣需要解決多種關鍵技術問題：復合材料的性能設計、制造過程中缺陷的檢測與影響評估、復合材料的沖擊損傷分析、復合材料對環境和濕度敏感研究、復合材料連接問題以及分層問題等。新材料和新工藝的使用必然會給結構設計和生產帶來挑戰，在航空發動機應用的極端載荷下，這些復合材料的固有問題更值得注意。為此本文從復合材料應用發展和材料類型方面簡述了復合材料在航空發動機中的應用現狀，并重點對復合材料應用于航空發動機制造、設計、試驗及適航取證中的關鍵技術問題研究現狀進行總結，如圖1 所示，以支持復合材料在航空發動機中的應用。

圖1 航空發動機復合材料應用關鍵技術示意圖Fig.1 Scheme for key challenges in application of composites on aero-engines

此外，考慮到本文主要從復合材料應用于具體工程部件的角度進行闡述，在纖維增強體和樹脂組分材料制備和力學性能方面的關鍵技術未進行介紹。

1 復合材料在大涵道比民用航空發動機中的應用現狀

1.1 主要應用情況

樹脂基復合材料在常溫下具有穩定且優異的力學性能，可在發動機進氣端的結構中使用，如壓氣機機匣、葉片、導向葉片、帽罩及框架組件等。目前美國通用電氣航空集團（General Elec?tric Company，GE）、英國勞斯萊斯股份有限公司（Rolls-Royce PLC，羅羅）和美國普拉特惠特尼集團公司（Pratt & Whitney Group，普惠）等國外主要發動機廠商已在民用大涵道比發動機的風扇葉片和風扇機匣結構中大規模使用碳纖維樹脂基復合材料，應用情況如圖2 所示。

圖2 典型大涵道比航空發動機風扇機匣和葉片復合材料的應用Fig.2 Application of composites in typical high bypass ratio aero-engines fan case and blades

20 世紀90 年代，通用公司的GE90 發動機率先使用了鋪層復合材料葉片；同期GE90、羅羅公司的Trent 系列和普惠公司的PW4000 等發動機使用了金屬復合材料疊層的復合型風扇機匣。此后隨著復合材料設計和制備工藝的進一步發展，二維和三維編織復合材料也逐漸受到發動機廠商的青睞。通用公司的GEnX 發動機在國際上首次使用了基于二維三軸編織復合材料的全復合材料風扇機匣，該風扇機匣采用自動化編織工藝，成型后的風扇機匣直徑達2.82 m，相比同尺寸的金屬材料機匣減重160 kg，且具有更優異的抗外物沖擊性能和抗腐蝕性能，顯著提升了發動機的使用壽命。

此外羅羅公司在1995 年投入使用的Trent 700系列也選用了高強度纖維纏繞增強的軟壁風扇機匣結構，并以此為基礎發展出了Trent 發動機的家族序列。普惠公司的最新型號發動機PW1000G 的機匣和風扇葉片也大量使用了復合材料。

1.2 主要復合材料類型

航空發動機結構中常用的復合材料增強類織物可以分為平面型（2D）和立體型（2.5D、3D），其中傳統單向帶類織物、自動鋪絲織物屬于平面型增強體，而機織物、針織物和編織物屬于平面型或立體型增強體［3］。目前復合材料風扇機匣和葉片常用的增強體有單向帶類織物、二維三軸編織物、三維機織物和三維編織物，其織物結構如圖3 所示。這些增強體在國外主要型號中都有應用，如采用預浸料鋪層工藝的GE90 風扇葉片［4］；羅羅公司將自動鋪絲工藝（AFP）結合激光定位技術用于其Trent 1000 和Trent XWB 復合材料風 扇 葉 片 的 研 制 之 中［5］；CFM 公 司 的LEAP-X發動機風扇葉片和風扇機匣均采用三維機織復合材料；通用公司的GE9X 發動機的風扇機匣材料也采用了三維機織復合材料。

圖3 紡織復合材料典型織物結構Fig.3 Typical fabric structures of textile composites

航空發動機用復合材料基體按加工性能不同可分為熱固性和熱塑性兩類，熱固性主要有環氧樹脂體系、雙馬來酰亞胺（BMI）樹脂體系和聚酰亞胺樹脂（PI）體系；熱塑性主要有聚醚醚酮（PEEK）、聚醚酮（PEK）和聚醚酰亞胺（PEI）等。這些樹脂都為高性能樹脂體系，其各方面性能必須滿足實際應用需求，如拉伸、壓縮、彎曲、韌性及抗沖擊等力學性能；溶劑的溶解性、流動性和黏度的變化情況等工藝性能；玻璃化轉變溫度、耐熱氧化穩定性、熱分解溫度等熱物理性能。通用公司的GE90 復合材料風扇葉片采用了韌性環氧樹脂、LEAP-X 的風扇葉片采用了高溫高韌環氧樹脂，這些增韌樹脂的使用可改善復合材料的斷裂和疲勞性能，對提高結構的剩余強度有益。

2 航空發動機復合材料關鍵技術

要深刻認識復合材料及其結構工程應用中的關鍵問題，需對制造工藝、結構設計、力學分析、試驗技術和產品使用條件等多方面進行認識，結合復合材料在航空發動機工程應用中此類相關關鍵技術進行論述。

2.1 復雜構形預制體設計與成形

復合材料葉片是一種大扭轉、高厚度、變截面、復雜異構曲面結構，其厚度縱橫雙向均勻變化，葉片前緣厚度小，后緣薄，葉頂到葉根厚度、扭角逐漸增大，并在葉身和榫頭間厚度突變以保證氣流流動均勻做功［6］。復合材料機匣同樣存在變厚度結構，一般為上下剖分的筒形層合結構，在剖分邊緣處、前后段機匣連接處及機匣開孔處均有局部鋪層加厚區（變厚度區），此外復合材料風扇機匣設計有周向翻邊［7］。這種均勻變厚度、大尺寸回轉體翻邊對預制體設計和織物工藝具有極高的要求。

在預制體變厚度設計和成形方面，精確分區差異化鋪層設計技術、自動鋪放高效路徑規劃和仿真技術、三維紡織雙向均勻增減紗技術構成了復合材料預制體變厚度設計的關鍵技術。精確分區差異化鋪層設計較為復雜，應考慮結構形狀、離心力、氣動力和外物沖擊等因素影響，通過反復的試驗和仿真確定最終分區、鋪層和增減紗結構，以實現截面的連續變厚度。這個過程中需著重把握預浸料的平面-曲面變換裁切優化、預浸料鋪貼的精確定位及預浸料的層間增強。國外普遍采用分層切片法配合自動裁床進行平面-曲面變換裁切優化，并采用激光放樣法進行精確定位［8］。文獻［9］報道了航空發動機風扇葉片鋪層分區設計的過程，其鋪層設計考慮了幾何形狀和受載的影響。

在完成分區設計后，可根據織物形式采用如人工鋪放、自動鋪放和紡織物增減紗技術等不同的方法實現預制體成形。二維織物可采用人工鋪放成形，也可通過自動鋪放軌跡設計實現葉片和機匣的自動化織造，如羅羅公司采用自動鋪絲工藝制備了“超扇（UltraFan）發動機”風扇葉片［5，10］，超扇風扇葉片的復合材料由500 層HexPly M91 纖維和高強韌環氧預浸料構成。采用自動鋪絲工藝可顯著提升制造效率，但自動鋪絲在鋪放過程中會產生絲帶扭轉、皺褶及間隙等缺陷，可考慮壓頭轉彎半徑、壓實情況和鋪絲角度偏差等因素設計加工軌跡、模擬鋪放過程，以形成高效路徑規劃和仿真技術。南京玻璃纖維研究院、東華大學［11］、天津工業大學［6，12］的研究人員介紹了三維機織葉片增減紗變厚度異形葉片的紡織過程，指出現有紡織工藝可實現葉片預制體的厚度設計，但在葉根過渡處的設計和制造技術還有待突破。

復合材料機匣的大回轉體翻邊結構特征如圖4［9，13］所示，若采用二維單向帶類材料，可根據設計載荷進行鋪層設計和插層補強，文獻［13］探討了具有整體翻邊特征的復材機匣拼接鋪層設計方法，并確定了拼接層數、拼接層位置及拼接截面；自動鋪絲、三維機織和三維編織物需一體成形翻邊預制體，需突破自動化織造技術，以實現均勻變厚度變截面過程。通用電氣的LEAPX 發動機采用三維預成形技術，制備了一種每個邊都有L 型翻邊的風扇機匣，具有較高的成形質量和成形精度［14］。

圖4 復合材料復雜曲面預制體設計技術Fig.4 Design technology of complex curved composite preform

2.2 復合材料異形結構高精度制備

復合材料葉片和機匣多采用高韌性液體成型樹脂進行整體成型。樹脂在一個包含曲面的大尺寸變厚截面預制體內部長距離流動過程中極易由于樹脂溫度不平衡、流動分布不均勻導致成型失敗［15］，進而出現表面氣孔、干斑和富樹脂等缺陷。樹脂傳遞模塑成型（RTM）是復合材料葉片和機匣制作過程中廣泛采用的液體成型工藝，該工藝是在具有一定形狀的剛性模具型腔內使樹脂與纖維充分浸潤，并按樹脂工藝規范進行升溫固化，進而得到復合材料零件，RTM 工藝同樣存在多種液體成型缺陷和充模時間等問題。因此需建立大尺寸預制體成型技術和高增韌短時效快速RTM 成型技術。

在大尺寸預制體成型技術方面，Brouwer［16］、Hindersmann［17］和Hamidi［18］等 研 究 了 大 型 結 構的真空注塑成型技術及其對加工缺陷的影響。真空輔助成型可依靠大氣壓力注入樹脂，更容易穿透浸潤纖維，改善浸潤效果，進而減少氣泡、空洞等制造缺陷的產生。中航復合材料有限公司的研究人員［19］探討了具有曲率半徑的復合材料在熱壓罐成型中的制造缺陷問題，指出曲率半徑越小越容易出現缺陷，易出現分層、孔隙和厚度分布不均等問題。

在高增韌短時效快速RTM 技術方面，Nielsen［20］、Spoerre［21］等 和 武 漢 理 工 大 學［22］的 研究表明RTM 成型過程中纖維浸潤不充分、磨具流道設計及排氣口設置不合理等因素會引起樹脂在膜腔內停留時間短，進而形成干斑；若纖維在模腔內分布不均，樹脂流經纖維含量低的區域固化后則會形成富樹脂區［15］。RTM 工藝還受真空度、注射壓力、注射流量等注射參數的影響，如高壓樹脂傳遞模塑成型（HP-RTM）采用高壓注塑完成基體浸潤和快速固化，具有短時效的優點。Zhao 等［23］研 究 了 高 壓RTM 作 用 下 樹 脂 流動導致的纖維面內變形的問題，如圖5 所示，在高壓注射壓力下纖維束沖刷（Fiber-Tow Washout）構成了主要的制造缺陷；在高注射速度時纖維束內會形成小氣泡，低注射速度時會在纖維束間形成大氣泡。注塑后可采用熱壓罐進行固化，但大尺寸預制體成型僅依靠熱壓罐成型工藝已難以保證零件的成型精度；結合閉模成型工藝可較好地解決成型精度不足的問題，已成為復合材料風扇葉片的主流成型技術。

圖5 樹脂基復合材料的典型制備缺陷［23］Fig.5 Typical fabrication defects of polymer composites［23］

綜上，大型復雜曲面復合材料結構的成型需優化成型溫度、模壓壓力和固化曲線，并綜合考慮真空度、注射壓力、注射流量等因素的影響。為降低研發成本，可通過預制體固化仿真分析對固化工藝進行優化；此外工藝仿真還可綜合考慮預成形導致的纖維擾亂、面外波動，注塑導致的干斑、孔隙，固化導致的微裂紋、纖維擾亂和孔隙擴散等因素，進一步改善復雜結構件的成型質量與成型效率。

2.3 葉片包邊膠接工藝設計與仿真

復合材料葉片在服役過程中會受飛鳥、水滴、冰雹、冰片、沙石等外物的沖擊，此外復合材料邊緣在制造過程中也易出現孔隙、分層等物理缺陷。這些復雜外載及材料自身工藝問題在葉片高速旋轉產生的巨大離心力及高速氣流產生的氣動力的作用下，會對材料本身的性能造成巨大影響。為保護復合材料葉片，通常對復合材料葉片本體前緣進行金屬包邊，通過膠接結合熱壓的方式進行連接。然而葉片作為一種大扭轉變截面的復雜結構，前緣更是發生扭轉曲面變形最大的區域，相應的金屬包邊是一種深V 槽型扭轉結構件［24］，易出現粘合質量不均、粘合強度和可靠性不足的問題。這種結構在旋轉反復受力、持續周期性氣流和振動載荷的作用下，存在的脫粘風險可能導致包邊脫落并進入發動機，造成嚴重后果［25］。因此葉片前緣與金屬包邊的粘合工藝設計、粘合強度與穩定性成為影響葉片使用壽命的重要因素［26］。包邊膠接工藝設計方法、外物沖擊載荷下膠接界面失效行為預測是復合材料葉片包邊設計的關鍵技術。

在金屬包邊膠接工藝設計方面，文獻［27］研究了采用真空袋和熱壓罐將輕量化包邊粘于風扇葉片的流程，熱壓過程中需根據粘接劑特性合理控制壓力和溫度；武漢理工大學的研究人員［26］公開了一種通過超聲波減振注射粘接劑，利用振動壓力耦合作用促進粘接劑流動，進而提高成型質量的方法；文獻［24］研究了金屬包邊與復合材料膠接成型過程中包邊與葉片本體定位控制組成預組合體及升溫固化成型的方法，可控制單側膠層厚度為0.2～0.4 mm；西北工業大學的研究人員［28-29］研究了復合材料的仿生毛化連接方法，有助于提升金屬包邊與復合材料葉片前緣的膠接強度和穩定性。包邊膠接界面會受拉、壓、剪混合載荷作用及沖擊和疲勞載荷作用，為研究界面載荷傳遞與破壞機理，需精確分析混合模式下膠接界面變形、損傷的起始與擴展過程，建立相適應的界面力學數值模型顯得尤為重要。因此應針對膠接界面拉-壓-剪混合載荷、駐點壓力應力破壞、裂紋擴展后閉合等復雜問題，改進現有內聚力單元法，建立可表征混合應力狀態下膠接界面力學行為的有限元數值模型。

在金屬包邊膠接承載仿真方面，Miller 等［30］利用壓力磨具制備了包含金屬包邊的平板葉片模擬件，開展了沖擊打靶測試，結果顯示葉片包邊發生了明顯的脫粘現象（如圖6（a）所示）；劉洋等［31］也觀測到類似的脫粘現象，這說明仿真分析外物沖擊包邊葉片時不可忽略包邊膠層失效的問題。文獻［32］仿真對比了有無金屬包邊復合材料葉片損傷情況，但分析中未考慮界面膠層的影響；文獻［33］模擬鳥撞載荷下包邊葉片的脫粘情況（如圖6（b）所示），膠層本構采用的是混合雙線性模型，結果表明在鳥直接撞擊載荷下包邊膠層發生大面積失效，但葉片整體未發生結構性失效。現有研究盡管開展了外物沖擊包邊葉片的分析，但分析中未考慮界面的應變率效應問題，已有研究［34］表明在高速沖擊載荷下復合材料界面存在明顯的應變率問題，這也是研究沖擊載荷下包邊膠接界面失效應考慮的問題。

圖6 含金屬包邊復合材料葉片的沖擊失效形貌與仿真模擬Fig.6 Impact failure morphology and numerical simulation of composite blade with metallic edging

2.4 復合材料結構多尺度建模與精細化仿真

三維編織和三維機織織物復合材料在厚度方向都有一定的紗線相互作用，可提升材料的層間性能、可設計性和鋪放效率，并有效降低生產成本與制造周期，在制備大型復合材料結構中使用廣泛。這兩類紡織物復合材料具有特殊的交叉和繞結特征，成型后的紡織物結構局部和整體都會發生變化，由此帶來的纖維束的彎折、錯位都會影響復合材料的性能。三維紡織物的交織結構使其成型后的評價更為復雜，宏觀上已不能簡單等同于傳統單向帶復合材料進行分析，通常先根據復合材料多尺度特性建立其包含織物織造特征的細觀結構幾何模型，再將模型離散為有限元模型。細觀尺度模型將織造纖維束和基體分開，分別賦予不同的材料屬性和本構關系，細觀單胞模型可對三維織物復合材料進行分析，但模型的計算量較大。因此需發展細觀單胞參數化建模方法、復雜構型結構精細化建模技術、兼具計算效率和精度的多尺度計算方法等仿真技術。

通常編織復合材料的幾何模型是根據理想化的編織結構建立的，之后再對幾何模型進行離散化，建立相應的有限元模型，由于纖維交織的結構形式復雜，需發展細觀單胞參數化建模方法（如圖7［35］所示），西北工業大學的研究人員采用計算機圖像測定方法計算了2.5D 機織復合材料纖維束在實際復合材料結構中的纖維束輪廓，結合Texgen 軟件實現了參數化建模［35］，并進一步開展了仿真計算，此外還可采用CT 掃描的方法獲得織物的幾何結構信息［36］，基于此類圖像處理和CT 掃描技術實現了復雜構型結構參數化、精細化建模。在完成建模后的細觀有限元模型及其 邊 界 條 件 的 建 立 方 面，Lomov［37］和Xia［38］等 進行了詳細介紹，哈爾濱工業大學［39］、浙江大學［40-41］的研究人員也開展了相關紡織復合材料的細觀有限元模擬方面的研究。

圖7 復合材料航空發動機葉片結構多尺度建模與精細化仿真［35］Fig.7 Multi-scale modeling and refined simulation of composite aero-engine blade structures［35］

雖然細觀有限元模型在分析紡織結構損傷失效行為方面具有明顯優勢，但也存在計算效率低的缺點，在模擬尺寸較大的復合材料結構沖擊損傷行為時，現有計算條件很難滿足算力需求，因此有學者在多尺度計算方法方面開展了研究［42］。針對平紋機織復合材料及二維三軸編織復合材料建立了宏觀亞單胞模型（Subcell Model），將具有復雜紡織結構的胞元等效為具有不同材料方向的單層板串并聯正交各向異性體，使模型既能反映材料結構的不連續性，又具有宏觀模型的高效性。

2.5 復雜應力狀態下復合材料的性能表征、本構建模與強度理論

航空發動機結構工作在大離心力、氣動力和多種沖擊載荷下，處于復雜應力狀態，可能出現纖維斷裂、基體損傷、分層等多種形式的破壞模式。復雜應力狀態下，要測出多種情況下復合材料相應極限應力，在工程上較為困難，在試驗原理和試驗設備方面的研究尚有不足；同時在高速沖擊載荷下，材料的本構并不能高效且準確地描述材料在不同載荷條件下的漸進失效行為及其非線性力學響應，加之材料的絕熱溫升也導致發動機復合材料的受載是一個典型的熱力耦合、形變-相變相互耦合的動力學過程。因此如何建立復雜應力狀態下復合材料的本構和強度理論也是值得研究的問題，需發展復合材料動態本構模型、復合材料的多軸動態試驗表征技術、多向應力下的損傷起始和失效判據等。

在復合材料動態本構模型方面，現有文獻主要從宏觀力學方法和細觀唯象方法兩個角度對復合材料的動態本構開展研究。細觀力學方法是將纖維和基體作為材料的基本單元，將復合材料的宏觀性能與組分材料的細觀組分聯系起來，直接通過組分材料的應力與應變場實現材料整體宏觀應力應變場的計算，如對微觀力學模型進行應變率改進形成復合材料的動態本構模型［43］。此外復合材料層間界面也表現出了對加載速率的敏感性［44-46］，考慮到風扇葉片和機匣使用的三維復合材料存在層間裂紋擴展不穩定、測試表征不完善等方面的問題，此類材料應變率敏感性相關問題也需進一步研究。研究材料的應變率效應最直接的辦法是開展材料動態力學性能測試，已有大量文獻報道了采用分離式霍普金森桿（Split Hopkinson Bar，SHB）開展纖維增強復合材料單軸動態測試方面的研究［47-49］。

在復合材料的多軸動態試驗表征技術方面，文獻［50］采用單軸霍普金森壓桿實現了壓剪復合加載，這種加載只是通過試樣設計或引入更多的邊界條件實現試樣的多軸應力狀態，并不是真正意義上的多向或多軸加載，應力比和多軸應力的同步性難以準確控制。目前采用高壓氣體驅動的方式難以實現同步時間精度在微秒量級的多向甚至多軸動態加載［51］，西北工業大學［51］開發的電磁霍普金森桿加載系統因產生的應力直接施加在試件上，從而消除應力時差，可實現真正意義上的動態多向同步加載，對提升復合材料的動態測試技術具有實際意義。

多向應力下的損傷起始和失效判據方面，復合材料的破壞分析與強度理論研究引起了相關領域的廣泛關注，產生了多種強度理論與失效判據，如在纖維或基體達到指定應力和應變狀態時發生失效的最大應力/應變準則，考慮各個方向應力耦合的Tsai-Wu 失效準則或對失效模式進行解耦的Hashin、Chang-Chang 準則。在多向應力下的損傷起始和失效判據方面，Li 等［52］研究了Tsai-Wu 準則中面內正應力和橫向正應力交叉項系數的確定方法，這種方法使確定交叉項系數的過程有一定數學和邏輯基礎。這種唯象的、二次多項式形式的失效判據很難表征復雜應力狀態下裂紋的擴展與失穩，但在工程中考慮復雜應力狀態也有一定的借鑒意義。后續又發展出了在準則中引入斷裂面的Puck 準則、考慮材料非線性的LaRC05 準則等，對這些準則在復雜應力狀態下的適用性可參考文獻［53-54］。考慮復合材料各向異性和航空發動機葉片受載的復雜性，現有失效模型在高應變率、多向應力狀態下的適用性還有待進一步研究。

2.6 長期服役條件下復合材料結構的疲勞強度和壽命預測

航空發動機壓氣機部件除受到離心力和氣流作用外，還受側風、進氣畸變、地面吸渦等因素的影響，疲勞載荷工況極為復雜，因此，高周疲勞失效（High?Cycle Fatigue，HCF）是壓氣機葉片的主要失效模式[55]，也是葉片設計的關鍵問題之一。在疲勞載荷作用下，復合材料基體裂紋通常先在自由邊或材料薄弱處萌生，然后貫穿開裂層的厚度方向并沿纖維或試件寬度方向擴展，最終影響結構安全。研究復合材料機匣葉片典型結構疲勞性能，既涉及復合材料力學、損傷力學、斷裂力學等理論，也需要大量的積木式靜力和疲勞試驗數據支持，還需要通過有限元仿真分析進行準確預測。

針對復合材料疲勞和壽命問題，要關注高低周復合疲勞試驗加載技術、制造缺陷對疲勞壽命的影響機制、高精度疲勞壽命預測模型、長期服役老化下復合材料的性能退化機制與預測模型等。江南大學的研究人員［56］研究了增減紗對三維編織復合材料疲勞壽命的影響，通過微CT 和 超 聲 波 觀 測 材 料 的 損 傷 起 始；Song 等［57］研究了2.5D 機織復合材料在室溫和非室溫條件下的疲勞行為，出現非室溫情況下材料疲勞壽命增加、剩余強度突變的現象，剩余強度和疲勞壽命還應考慮溫度 的影響；Rafiee 等［58］研究了圓環狀復合材料件低周疲勞加載方法，并采用連續損傷模型預測了3 種載荷下圓環失效的疲勞壽命；翁晶萌［59］構建了拉-扭組合載荷作用下復合材料的多軸力學行為及疲勞壽命預測模型，并通過一系列準靜態單軸、多軸高低周疲勞試驗驗證了模型的可行性。上海交通大學的研究人員［55］開展了復合材料葉片高中疲勞薄弱點預測方面的研究，指出葉片彎曲模態、扭轉模態應力薄弱位置及導致葉片高周疲勞的關鍵應力。

試驗方面，復合材料單向板、層合板的基本力學性能也有可參考的測試方法，但研究疲勞裂紋的演化機理還需要更先進的試驗器材和高精度檢測技術，特別是針對葉片這種大型結構件，也有必要發展工程環境下的在線檢測技術；理論方面，關于復合材料力學分析方法已有大量研究工作，建立的損傷起始和演化的預測模型多與高低周疲勞有關，還應進一步探討適用于超高周疲勞損傷預測的復合材料壽命預測模型；對于厚度漸變、鋪層數量多、外界激勵載荷譜隨機非穩態、幾何形狀復雜的復合材料葉片，尚無法建立如各向同性材料的疲勞失效預測理論，國內目前對其應力壽命數據的積累較少，缺少多重應力-壽命（S-N）曲線，導致有限元分析軟件疲勞模塊不能直接應用于復合材料風扇葉片疲勞壽命位置預測。應結合試驗、工程數據和理論模型形成研究框架（如圖8 所示），開展復合材料疲勞結構損傷機理分析，揭示服役環境下復合材料自身和外部載荷對疲勞壽命的影響規律。

圖8 風扇葉片復合材料疲勞強度和壽命預測研究框架Fig.8 Research framework for fatigue strength and life prediction of fan blade composites

2.7 復合材料機匣的包容性設計方法

航空渦輪發動機包容性主要是指發動機機匣具有足夠的強度，以防止斷裂或脫落的葉片穿透機匣從而危害飛機其他部分的結構安全。民用航空發動機必須滿足相關適航規章的要求并通過適航管理部門的適航審定才能投入使用，中國和國際主流適航管理部門關于航空發動機的適航規章和專用條款都對復合材料機匣包容性有明確要求。應明確包容性相關適航規章條款的實質要求，形成相關的適航符合性驗證思路、方法和包容性設計準則。發展適用于復合材料機匣的經驗公式設計準則、機匣包容仿真分析準則、復合材料機匣整機包容仿真、機匣響應測試方法等。

FAA 針對GE90、GEnx、LEAP 等采用復合材料結構風扇葉片的發動機型號制定了專用條件，如針對GE90 的專用條件為SC33-ANE-08［60-61］，這些專用條件基于這樣的安全假設：復合材料中的裂紋、分層等制造缺陷不會出現受載擴展的現象，因此復合材料葉片只可能是由于外物沖擊而不可能因為自身缺陷導致葉片斷裂從而引起發動機包容問題。因此復合材料機匣的包容能力主要取決于材料的抗沖擊性能，尤其是抵抗硬物高速沖擊的能力。這樣只需要進行復合材料葉片流道線以上部分（即可能被外物撞擊的部分）脫落的整機包容性試驗證明符合性。另外復合材料由于自身的特點，其力學性能不僅與材料本身相關，還與服役使用環境和加工制造缺陷相關，且由于環境因素的影響，其力學性能還有可能進一步退化。因此在分析復合材料相關結構包容性時，需考慮服役環境（例如溫度、濕度、鹽度）、制造缺陷及分散度和性能退化等因素對于材料性能的影響。

在經驗公式設計準則方面，適用于金屬材料機匣的經驗公式方法［1，62-65］在預測單個葉片的包容能力時具有適用性，但不能簡單通過經驗公式的方法計算得到復合材料機匣的包容裕度。通常結合積木式的試驗和仿真分析進行復合材料結構包容裕度分析（如圖9 所示），這涉及機匣包容仿真分析準則的確定、復合材料基本力學性能測試、子結構部件抗沖擊性能分析與試驗、全結構整機部件包容能力仿真分析與試驗、機匣響應測試方法等。針對這些方面中國商飛的研究人員［66］研究了編織復合材料外物沖擊載荷復合材料風扇機匣包容性能提升的要點；浙江大學［67］、西北工業大學［68］和北京航空材料研究院［69］的研究人員針對三維編織、機織和二維三軸復合材料開展了彈道沖擊試驗、旋轉打靶試驗和數值仿真模擬，研究了復合材料機匣包容性相關的一系列力學問題。

圖9 復合材料發動機機匣包容性積木式驗證示意圖Fig.9 Schematic for building-block validation of composite engine casing containment

如能在發動機的設計開發階段就將適航要求作為相關設計輸入貫徹其中，探索基于積木式的驗證方法在不同層級開展工作，建立符合適航要求和程序的復合材料風扇機匣包容性的評估計算體系，就可以減少風險，節約資金，并保證最終產品順利通過適航審定。同時作為審定局方，需要有前瞻性地開展航空發動機適航審定的關鍵技術研究，這樣才能為即將開展的適航審定服務做好相關技術儲備。

2.8 復合材料風扇轉子葉片抗沖擊性能的高效預測與評價方法

航空發動機的風扇葉片位于進氣口的最前端，最易遭受鳥體、砂石、冰雹等外來物的沖擊。外物沖擊可能造成風扇葉片出現大變形或斷裂，降低葉片結構的強度從而導致喪失部分或全部推力，即使很小的葉片損傷也會引起發動機的不平衡。此外外物沖擊可能造成高速旋轉狀態下的葉片斷裂飛脫并沖擊風扇機匣，同樣可能引發飛行事故。如今，鳥撞和冰撞等外物撞擊威脅已成為現代發動機設計和制造中的首要安全問題。

為保證飛機的飛行安全，適航規章對發動機的風扇葉片和機匣的抗沖擊安全性能有嚴格的要求，如：① 要求風扇葉片在遭受2.5 磅的鳥體沖擊后20 min 內，發動機必須能保持75%的起飛推力；② 在發生風扇葉片飛出（FBO）事件時不能有非包容碎片飛出發動機，并且發動機在15 s 內不能起火。因此在進行發動機結構設計時必須將此類關鍵結構的抗沖擊性能作為重要指標之一。但復合材料結構在沖擊載荷下的力學行為復雜，單一地使用理論、仿真或試驗方法均難以預測復合材料的沖擊失效行為，從而無法準確評估結構的抗沖擊性能。

要實現對復合材料構件抗沖擊性能的預測，須從材料動態力學性能表征入手，通過試驗結合數值仿真的方法，在充分掌握復合材料的率相關及尺寸相關力學行為的基礎上，建立材料的動態本構模型及相適應的動態強度理論，結合準確的材料力學性能作為輸入，預測結構的抗沖擊性能。但受原材料性能差異、制備工藝及缺陷的影響，直接采用理論模型或數值仿真手段得到的預測結果往往是不夠準確的，需根據構件的真實服役環境設計相應的等效試驗驗證并校準，才能用于評估復合材料構件的抗沖擊性能。一個有效的理論或數值模型往往要通過大量的試驗結果校準，且其有效性通常具有很大的局限性，僅能用于評估一種結構或相近改型結構的抗沖擊性能。由此可見針對復合材料結構抗沖擊性能的預測與評估，想建立一個高效準確且具有普適性的模型，仍任重而道遠。此外對于復合材料構件抗沖擊性能的評價需要一個有效的、全面的標準，且這個標準的建立要以設計目標為指導。當結構的靜強度、動強度及沖擊后的損傷容限性能都作為設計指標時，對結構抗沖擊性能的評價就不能使用“彈道極限速度”或“沖擊吸能效率”等單一的評價標準。

3 展 望

總結了將連續纖維增強樹脂基復合材料應用于航空發動機需克服的一系列關鍵技術問題和面臨的挑戰。隨著新技術、新方法的出現，以下3 個方向值得關注：

1） 考慮成型缺陷、材料組分、預制體形狀、固化反應和整體力學性能的全周期成型過程評價體系

成型工藝會對復合材料的性能造成顯著影響，如自動鋪絲因溫度、壓力、鋪放角度、速度等工藝因素會引起絲束間隙、扭轉、褶皺、翻折氣泡等鋪放缺陷；固化過程中內部溫度分布會受預制體形狀的影響，固化殘余應力又會產生固化變形。對于形狀復雜的風扇葉片，對制造全周期進行評價，預測固化整體變形情況、內部織物波動特征和固化過程溫度等因素是提升其服役性能的關鍵問題。現有制造過程模擬或評價系統中，紡織物預成形與注塑固化過程往往相互獨立，未能將其相互影響因素聯系起來。為此應從材料組分層面出發，建立制造質量控制參數與結構件的性能和形狀之間的聯系和反饋機制，如圖10 所示。這套考慮多種因素的全周期制造過程評價系統應結合實際的制造過程數據、模擬數據、結構件反饋數據及經驗數據，能夠給出所需的工藝溫度、壓力、注塑流速、劑量等因素，從而能對制造過程缺陷進行快速評估，充分發揮復合材料可設計性方面的優勢，克服異形、大構件復合材料件制備的難點。

圖10 全周期成型過程評價體系組成Fig.10 Full cycle forming process evaluation system composition

2） 混雜纖維增強體復合材料抗沖擊設計技術

采用不同種類纖維制備混雜纖維增強復合材料是改善復合材料抗沖擊性能的有效途徑之一［70］，但選材和混雜方式往往需在掌握材料基本性能和構件沖擊變形失效機理的基礎上進行設計。比如芳香族聚酰胺（Kevlar）纖維和高韌性低密度的超高分子量聚乙烯（UHMWPE）纖維構成的層間混雜復合材料有著更高的沖擊吸能值及更低的背凸變形量［71］。不同混雜比的單向經編層內碳/玻混雜織物在高速沖擊載荷下具有更好的吸能效果，低速沖擊下具有更高的極限載荷且損傷程度更低［72］。碳-芳綸混雜二維編織層板結構在低速沖擊載荷下表現出的韌性大于單碳纖維增強層板［73］。此外合理的混雜設計還可以在保證力學性能的同時降低成本，比如Kevlar、碳纖和玻纖組成的復合材料相比純Kevlar 可節省21%的材料成本，且相比單一增強纖維復合材料可承受更高的沖擊能量［74］。由此可見通過力學設計手段采用不同的纖維材料進行混紡或混鋪，可實現對材料整體強韌性和抗沖擊性能的調控，這樣可在現有成熟材料體系和經驗下開展研究，有效降低新材料結構的研發成本。如何合理設計混雜材料組分及比例，同時兼顧經濟性與優異抗沖擊性能，是未來混雜復合材料發展的重要導向。類似未改變材料體系的鋪層設計技術還有仿生鋪層復合材料、薄層復合材料設計技術［75］。

3） 基于數據驅動的復合材料結構設計與計算方法

繼理論、實驗、計算之后，數據已成為人類認識世界的第4 種范式［76-78］，先進復合材料應用于航空發動機的過程中，無論是成型模擬、多尺度計算，還是抗沖擊設計，都牽涉大量而又復雜的試驗和計算過程，如復合材料結構的多尺度仿真方面，盡管已發展出多種均勻化模型、本構和失效準則，本質上還是在現有計算力學框架內完成的，依然需要較高的人工和時間成本。采用數據驅動的方法旨在通過數據科學的手段避開復雜的本構建模、繁瑣的試驗過程和經驗的不確定性，進而可大幅度縮短航空發動機復合材料結構的研發周期。目前的數據驅動方法一方面可用于對材料力學性能的預測，即利用機器學習技術代替傳統機理探究或經驗模型設定等方式，挖掘數據中所蘊含的變量映射關系，從而預測材料的力學性能；另一方面，采用數據驅動方法可不受經典計算力學框架的限制，略過傳統的建模步驟，直接由大量實驗數據和約束條件構建材料本構模型［79］，且通過算法的改進可不斷提高模型的魯棒性［80］、推廣模型應用范圍［81］。近年來數據驅動計算力學方法的快速發展使其在研究復合材料力學性能方面展現出多種可能，可根據鋪層層數和鋪層角度預測復合材料層合板的A、B、D矩陣特征值［82］、堆疊順序對彈道極限的影響［83］，建立復合材料在疲勞載荷作用下的剛度退化模型［84］。數據驅動方法的發展為力學的應用提供了無限可能，但目前的應用過于依賴數據的準確性。在未來的發展中，應引入更多的力學原理或理論作為支撐，發展具有物理意義的數據驅動模型用于解決實際工程問題。

4 結 論

從應用、制備、力學行為及服役等角度總結和展望了長纖維增強樹脂基復合材料在航空發動機應用中的部分關鍵技術問題。

1） 材料設計與制備方面，對于復雜曲面預制體設計，需掌握精確分區差異化鋪層設計技術、自動鋪放高效路徑規劃和仿真技術、三維紡織雙向均勻增減紗技術相關的變厚度設計備技術及大回轉體一體化翻邊成形相關技術，同時也要建立異形結構高精度制備相關的大尺寸預制體成形技術和高增韌短時效快速RTM 技術，并開展制備過程仿真優化，減少制備缺陷的產生；對于葉片包邊膠接工藝設計，需考慮粘合工藝、粘合強度與溫度形成包邊膠結工藝設計方法。

2） 力學行為方面，對于復合材料結構多尺度建模與精細化仿真，需要發展細觀單胞參數化建模方法、復雜構型結構精細化建模技術及兼具計算效率和精度的多尺度計算方法等仿真技術，并建立可表征混合應力狀態下膠接界面力學行為的本構模型；對于復雜應力狀態下復合材料本構和強度理論，需發展復合材料應變率相關本構模型、復合材料多軸動態試驗表征技術、多向應力下的損傷起始和失效判據等。對于復合材料結構的疲勞強度和壽命預測，應形成高低周復合疲勞試驗加載技術、高精度疲勞壽命預測模型，明確制造缺陷對疲勞壽命的影響機制、長期服役老化下復合材料及相關界面的性能退化機制等。

3） 在服役環境方面，需發展適用于復合材料機匣的經驗公式設計準則、機匣包容仿真分析準則、復合材料機匣整機包容仿真及機匣響應測試方法等。考慮使用過程中不可避免的鳥撞、機匣包容等沖擊問題，須從材料動態力學性能表征入手，通過試驗結合數值仿真的方法，在充分掌握復合材料率相關及尺寸相關力學行為的基礎上，建立材料的動態本構模型及相適應的動態強度理論，結合準確的材料力學性能作為輸入，預測結構的抗沖擊性能。

4） 隨著新技術新方法的出現，還應建立全周期成型制備過程質量評價體系，對預浸料、預成形、注塑和固化等工藝過程進行綜合評價以提高結構件成型質量；為在現有材料體系下改善復合材料結構的抗沖擊性能，還應開展混雜纖維增強復合材料抗沖擊設計技術；為提高復合材料結構研發效率，基于數據驅動的復合材料結構設計與技術方法也是值得探討的問題。