復合材料風扇葉片力學性能試驗研究與有限元分析

（航空工業(yè)空氣動力研究院，哈爾濱 150001）

隨著試驗空氣動力學技術應用的日漸成熟，風洞產(chǎn)業(yè)近年來發(fā)展良好，多種尺寸、用途的風洞設備大量投入使用。與此同時，風洞內部的結構優(yōu)化、能耗優(yōu)化等問題逐漸獲得關注。葉片作為風洞設備產(chǎn)生風力的核心部件，其良好的結構力學性能是保證設備穩(wěn)定運行的關鍵，其重量控制水平一定程度上反映了設備整體的能耗。

將碳纖維復合材料應用于風扇葉片可充分發(fā)揮其比強度、比剛度高和可設計的特點[1]，使葉片在具有優(yōu)異力學性能的同時質量輕、能耗低，目前在復合材料葉片結構設計、優(yōu)化方面已開展了大量的研究工作。周紅麗等[2]從外形設計、成型工藝、葉片增強材料體系研究進展等方面全面介紹了復合材料在風機葉片中的應用及目前存在的問題。王蔓等[3]采用有限元方法分析了高溫高濕環(huán)境對復合材料風機葉片材料性能以及結構整體強度、剛度的影響。劉偉等[4]采用有限元方法分析大型風力機葉片的動態(tài)特性和氣彈穩(wěn)定性，計算結果給出了葉片可能發(fā)生局部屈曲的薄弱部位。李建華等[5]采用有限元方法對風機復合材料葉片進行分析，計算了葉片6階固有頻率和模態(tài)。馮消冰等[6]研究了將新型環(huán)氧樹脂融入傳統(tǒng)工藝風機葉片的相關方法，采用改良后工藝生產(chǎn)的葉片在惡劣工況環(huán)境中獲得使用壽命的提高。目前，復合材料葉片力學性能研究工作展開方向主要針對設計計算，多數(shù)分析采用近似梁模型[7-8]，無法滿足精度要求[9]，且不能反映葉片的細節(jié)結構特性[10]，采用殼單元建模的計算方法中很少論及曲面構件復合材料屬性設置方法，系統(tǒng)化的試驗研究較少，對葉片力學性能的描述論證缺乏試驗依據(jù)，對風扇葉片產(chǎn)品的性能測試缺乏相關規(guī)范。

本文開展風洞風扇復合材料葉片的力學性能試驗研究，通過系統(tǒng)的力學試驗對復合材料風扇葉片額定工況、二倍超載工況、全壽命周期疲勞工況下設計指標進行驗證，并結合拉伸破壞試驗確定了葉片的破壞極限載荷。以試驗結果為佐證，對比了葉片設計過程中的有限元計算結果，計算結果與試驗結果吻合良好，論證了計算方法的合理性。試驗流程的制定和具體試驗方法可為同類產(chǎn)品的力學性能檢驗提供參考。

1 試驗對象及方法

1.1 復合材料葉片試件

試驗葉片為某汽車風洞風扇復合材料葉片。葉片材料采用T700級單向帶預浸料和平紋織物預浸料，平紋織物預浸料應用于葉片表層，其余復合材料部分采用單向帶鋪疊。葉片成型工藝為中溫模壓工藝，采用蒙皮與內部盒形加強梁相結合的結構形式，在內部空腔內填充PMI泡沫，葉片根部與金屬葉柄通過膠接與機械連接相結合的方式固連。圖1所示為葉片結構示意圖。

1.2 試驗方法

對復合材料葉片在額定轉速下運轉時所受載荷進行了計算預估，離心力大小為35kN，氣動力合力大小為1kN，氣動阻力合力大小為0.57kN。因加載設備只能提供單一方向載荷施加，且葉片所受氣動載荷遠小于因旋轉產(chǎn)生的離心力載荷，靜力試驗中略去小量，主要考慮離心力載荷施加。

風洞設備的工作周期為10min，設計年限為30年，結合使用頻率計算設計年限內起停次數(shù)為38萬次，試驗過程中進行40萬次疲勞加載以驗證結構的疲勞性能，與靜力試驗相同，疲勞加載主要考慮離心力載荷。

圖1 復合材料葉片結構示意圖Fig.1 Structure of the composite fan blade

葉片試驗件與試驗工裝通過機械連接與膠接結合的方式相連，裝夾于試驗機上，試驗設備采用MTS疲勞試驗機，可進行靜力和疲勞加載，設備極限載荷50t。

加載過程中對葉片應變狀態(tài)進行監(jiān)測，應變測點須在夾持區(qū)域外以連接測試線路，同時反映承載關鍵位置的應變狀態(tài)，綜上按圖2所示在葉片端部粘貼應變片并連接測試線路，其中一側應變測點按照1～7編號，另一側對應按照b1～b7編號。復合材料風扇葉片拉伸試驗夾持及加載系統(tǒng)如圖3所示。

試驗流程圖如圖4所示，首先進行額定工況離心力載荷拉伸靜力試驗，隨后進行2倍工況離心力載荷拉伸靜力試驗，靜力試驗完成后進行疲勞加載，疲勞試驗完成后進行驗證性額定工況離心力載荷拉伸靜力試驗，將試驗結果與疲勞加載前的試驗結果進行對比，分析試驗件的疲勞性能，最后進行拉伸破壞試驗，確定葉片結構的承載極限和破壞模式。所有靜力試驗進行前均進行3次以上預載，各次預載結果具有較好重合度的基礎上進行正式加載，加載過程中在關鍵載荷點采集應變數(shù)據(jù)。

圖2 應變測點布置方法Fig.2 Distribution of strain gauges on specimen

圖3 復合材料風扇葉片拉伸試驗夾持及加載系統(tǒng)Fig.3 Clamping and loading system of tensile experiment on the composite fan blade

圖4 試驗流程圖Fig.4 Procedure of the experiments

2 試驗結果

2.1 額定工況離心力載荷拉伸靜力試驗結果

試驗過程中，載荷隨位移線性增加，而各應變測點的應變與載荷均基本保持線性關系。當載荷達到35kN時，位移和應變均較小，最大位移和最大應變分別為0.338mm和330μ ε。試驗結束后，試驗件沒有出現(xiàn)明顯損傷。載荷-位移曲線和應變-載荷曲線分別如圖5、6所示。因葉片為復雜曲面外形結構，受到軸向拉伸載荷時，不同位置曲面表面應變測點因彎拉效應或彎壓效應產(chǎn)生不同的額外應變增量，導致各應變測點應變值存在一定差異。應變載荷曲線中選取的應變測點為最大應變值編號為4、5的兩個測點。

2.2 2倍工況離心力載荷拉伸靜力試驗結果

正式試驗過程中，載荷隨位移基本線性增加，而各應變測點的應變與載荷均基本保持線性關系。當載荷達到70kN時，位移和應變均較小，位移和最大應變分別為0.636mm和653μ ε。試驗結束后，試驗件沒有出現(xiàn)明顯損傷。載荷-位移曲線和應變-載荷曲線分別如圖 7、8所示。

圖5 額定工況離心力載荷拉伸靜力試驗載荷-位移曲線Fig.5 Load-displacement curve of the static tensile experiment on the composite fan blade under the rated centrifugal load

圖6 額定工況離心力載荷拉伸靜力試驗應變-載荷曲線Fig.6 Strain-load curve of the static tensile experiment on the composite fan blade under the rated centrifugal load

圖7 2倍工況離心力載荷拉伸靜力試驗載荷-位移曲線Fig.7 Load-displacement curve of the static tensile experiment on the composite fan blade under the double overloaded centrifugal load

圖8 2倍工況離心力載荷拉伸靜力試驗應變-載荷曲線Fig.8 Strain-load curve of the static tensile experiment on the composite fan blade under the double overloaded centrifugal load

2.3 疲勞試驗結果

疲勞加載循環(huán)次數(shù)達到40萬次后，試驗件未破壞，且未出現(xiàn)明顯損傷。疲勞試驗結束前后進行的一倍工況離心力載荷拉伸試驗結果對比表明，兩次試驗中，載荷-位移曲線基體相同，各應變測點的應變接近。可見，經(jīng)過疲勞壽命測試后，試驗件的結構剛度無明顯變化。以上結果表明葉片具有滿足使用設計要求的疲勞性能。疲勞壽命測試前后靜力試驗的載荷-位移曲線對比和應變值較大的編號為4、5、b3、b4測點處應變-載荷曲線對比分別如圖9、10所示。

2.4 拉伸破壞試驗結果

試驗中，當載荷達到150kN左右之后，載荷和應變均繼續(xù)增加，但是試驗件剛度顯著下降，開始頻繁出現(xiàn)較小幅度的載荷突降和應變波動，并一直持續(xù)到接近試驗件失效。當載荷達到254.21kN時，載荷出現(xiàn)較大幅度的下降，試驗件失效。試驗結束后，經(jīng)觀察發(fā)現(xiàn)，試驗件失效形式為槳葉根部接頭擠壓失效。試驗件具有較高的承載能力，能夠承受7倍以上工況離心力載荷。

圖9 疲勞加載前后葉片靜力試驗載荷-位移曲線對比Fig.9 Comparison of load-displacement curves of static tensile experiments on the composite fan blade before and after fatigue-loading

圖10 疲勞加載前后部分應變測點應變-載荷曲線對比Fig.10 Comparison of strain-load curves of static tensile experiments on the composite fan blade before and after fatigue-loading

試驗件初始損傷起始后，損傷平緩擴展，且持續(xù)過程較長。圖11所示為拉伸破壞試驗載荷-位移曲線結果，圖12所示為試驗件破壞位置示意圖。

3 有限元計算

采用有限元分析軟件ABAQUS對碳纖維復合材料葉片在離心力拉伸載荷作用下的載荷-位移響應進行數(shù)值模擬，結合拉伸試驗結果，論證建模方法和計算方法分析此種類型復合材料構件力學性能的適用性。

3.1 曲面外形構件復合材料屬性設置

圖11 復合材料風扇葉片拉伸破壞試驗載荷-位移曲線Fig.11 Load-displacement curve of strength fracture experiment on the composite fan blade

復合材料屬性涉及3個關鍵方向：單層內0°方向、90°方向和構件鋪層堆疊方向，工程設計和實際成型操作時，按照鋪層方式調整每一單層的鋪設角度并按照堆疊方向逐層疊加即形成所需的構件。對于不含曲面的平板類復合材料構件，可規(guī)定矩形長寬方向為單層0°和90°方向，厚度方向為堆疊方向，建立統(tǒng)一坐標系，各鋪層通過繞堆疊方向旋轉至鋪層角度、逐層堆疊即可完成復合材料部件屬性的設置。此類構件三維實體可通過平面簡易切分，建模可采用殼單元、實體單元、連續(xù)殼單元多種方式，是目前復合材料有限元分析的主要方法。

實際工程中，尤其在航空復合材料產(chǎn)品的制造上，產(chǎn)品外形常以曲面形式呈現(xiàn)，產(chǎn)品制造可通過模具保證曲面外形并采用減量裁剪的方式實現(xiàn)鋪層在曲面模具內的堆疊，但在數(shù)值模擬上，上述適用于平板構件的分析方法已不再適用。對于不規(guī)則曲面，法線方向隨位置不同而變化，無法通過建立單一坐標系反映整個曲面構件的復合材料屬性，此外曲面實體無法像平板實體一樣進行幾何切分劃分出接近結構實際的鋪層，對其建模不能采用實體單元及連續(xù)殼單元。

目前應用于車輛、航空等行業(yè)的曲面復合材料制品需求量巨大，一種突破上述限制適用于分析曲面復合材料構件力學性能的處理方法可為曲面復材部件的生產(chǎn)試驗節(jié)約大量成本。本文結合國內外相關工作及項目問題自身特點，提出一種曲面外形構件復合材料屬性設置解決辦法，具體分為以下步驟：

（1）對結構幾何外形面進行提取，建立結構三維殼體模型；

（2）對三維殼體模型進行細致切分，將曲面外形劃分為多個曲率不大近似平面的四邊形區(qū)域；

（3）在每個四邊形區(qū)域建立獨立坐標系，規(guī)定鋪層的0°方向、90°方向和堆疊方向，結合各鋪層的材料屬性和鋪層方向設置各區(qū)域的復合材料屬性。

圖13所示為上述方法的示意圖。

3.2 有限元模型

復合材料葉片有限元模型由蒙皮、盒型梁、盒型梁內部的填充泡沫和盒型梁與蒙皮間的填充泡沫4部件裝配而成。圖14為有限元模型示意圖。

圖12 復合材料風扇葉片破壞位置Fig.12 Failure position of the composite fan blade

蒙皮與內部盒型梁采用S4R殼單元建模，結合幾何后處理方法可真實反映具有曲面外形構件的復合材料屬性，材料屬性參數(shù)如表1所示。內部填充泡沫為各向同性材料，采用C3D8R三維實體單元建模。為模擬復合材料蒙皮與內部盒型梁的粘接工藝，特別建立了蒙皮與內部盒型梁的連接區(qū)域，以樹脂為材料屬性，采用COH3D8膠層單元進行模擬。模型含有殼單元3000個，實體單元701個，膠層單元128個。

模型載荷及邊界條件為：葉片根部節(jié)點與特征點耦合，約束全部自由度作為固定端；蒙皮加載區(qū)域與特征點耦合，施加離心力拉伸載荷。

圖13 曲面構件復合材料屬性設置方法示意圖Fig.13 Setting method of composite properties on the complicated curved structures

圖14 復合材料風扇葉片有限元模型Fig.14 Finite element model of the composite fan blade

表1 葉片中單向帶及平紋織物材料性能

圖15 復合材料風扇葉片蒙皮及盒型梁復合材料屬性設置方法Fig.15 Setting method of composite properties on the skin and the box-beam of the composite fan blade

本次對復合材料葉片的蒙皮和內部盒型梁的模擬采用前文所述方法進行，處理方法如圖15所示。

對結構的模擬，尤其是材料屬性的設置方法，不能完全真實反映結構的材料屬性，但同時，已經(jīng)通過對結構曲面的細致切分和前期材料基本性能參數(shù)試驗使結構建模盡量逼近真實，故有限元計算結果不能完全與試驗結果相符合，但在一定程度上可對結構的載荷-位移響應進行預測。

3.3 有限元計算結果與試驗結果對比

圖16為額定工況離心力拉伸載荷作用下載荷位移曲線試驗結果與有限元計算結果對比圖，有限元計算得到的位移和試驗所測的位移分別為0.331mm和0.338mm，誤差為-1.95%。試驗結果與有限元計算結果載荷-位移曲線重合度較好，計算方法能夠合理預測額定工況離心力載荷范圍內葉片結構的載荷-位移響應，上述曲面復合材料結構建模方法適用于復合材料葉片離心力作用下的力學響應分析。

圖16 額定工況離心力拉伸載荷作用下載荷-位移曲線試驗與有限元結果對比Fig.16 Comparison of load-displacement curves between experimental result and FEM result under the rated centrifugal load

4 結論

目前，碳纖維復合材料因其輕質、高強、耐疲勞的優(yōu)異性能在高性能風扇葉片上廣泛應用。由于對葉片性能指標的要求越來越清晰、嚴格，以往的經(jīng)驗性設計與加工流程對高性能復合材料葉片的研制過程已不適用，需要合理的工程計算方法對復合材料結構進行計算分析和結果評估，并制定有效的試驗流程，在產(chǎn)品批量生產(chǎn)前確定其力學性能滿足要求。

本文結合某汽車風洞碳纖維風扇葉片的實際研發(fā)過程，規(guī)劃實施了針對復合材料葉片各種工況及疲勞壽命的系列試驗，試驗方法系統(tǒng)、有效，其結果可覆蓋葉片在使用工況下所需的力學性能。針對平板復合材料構件計算方法的局限性和其應用于曲面復合材料構件計算上的困難，提出了一種曲面外形構件復合材料屬性設置的方法并以此為基礎建立了碳纖維復合材料葉片有限元分析模型，有限元計算結果所得載荷-位移曲線與試驗結果吻合較好，計算方法適用于此類復合材料構件的試驗前工程估算。

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