顆粒增強鋁基復合材料結構高階振型疲勞試驗技術研究

吳 瓊, 鄧 瑛,2,3, 姚 罡, 張榮霞,2,3

（1.中國航空制造技術研究院，北京100024；2.塑性成形技術航空科技重點實驗室，北京 100024；3.數(shù)字化塑性成形技術與裝備北京市重點實驗室，北京 100024）

顆粒增強鋁基復合材料具有密度小、比強度及比模量高[1]、抗疲勞性好、韌性及抗沖擊性高、熱膨脹系數(shù)低、耐磨性好[2]等特點，對實現(xiàn)航空發(fā)動機結構的減重、增效起重要作用[3]。近年來，顆粒增強鋁基復合材料在航空發(fā)動機材料研制中開始嘗試應用[4]。普惠公司從PW4084發(fā)動機開始，將以DWA公司生產(chǎn)的擠壓態(tài)顆粒增強變形鋁合金復合材料作為風扇出口導流葉片，用于所有采用PW4000系發(fā)動機的波音777上。作為風扇出口導流葉片或壓氣機靜子葉片，鋁基復合材料的耐沖擊（冰雹、鳥撞等外物打擊）能力比樹脂基（石墨纖維/環(huán)氧）復合材料好，而且易于發(fā)現(xiàn)任何損傷。此外，還具有7倍于樹脂基復合材料的抗沖蝕（沙子、雨水等）能力，并使成本下降1/3以上[5-6]。葉片是航空發(fā)動機主要零部件之一，其工作環(huán)境復雜，結構因振動導致疲勞破壞是葉片主要的失效形式之一[7]。葉片結構的振動疲勞特性和壽命嚴重影響發(fā)動機的安全性和可靠性[8]。因此，開展該結構振動疲勞研究是非常必要的。

1 試驗方法

顆粒增強鋁基復合材料結構增強體為SiC顆粒，含量為17%，尺寸為10μm，且增強體彌散分布于基體中。此外，針對該結構第1階固有頻率低、完成1×107次循環(huán)周次試驗時間長的特點，首次提出在高階振型下開展疲勞試驗的方法，針對顆粒增強鋁基復合材料結構高階振型下振動應力分布復雜的特點，通過數(shù)值和試驗相結合的方法獲得振動應力極值所在位置。首先針對試驗件建立有限元模型，采用模態(tài)分析獲得試驗模態(tài)下的應力分布；隨后在表面高應力區(qū)安裝應變片。采用控制系統(tǒng)具有的正弦駐留模塊[9]代替?zhèn)鹘y(tǒng)人工干預控制的試驗方法，依據(jù)試驗件固有特性的設定參數(shù)，降低試驗中試驗數(shù)據(jù)的波動并保證試驗連續(xù)運行。通過應力分布和破壞部位對比分析驗證考核部位預測精度，通過壽命試驗驗證控制方法的精度。

采用電動振動臺作為激勵源[10]，采用電阻應變片測量應變，但應變片在高應變條件下工作時容易脫落，不能獲得整個試驗過程中的應變值，因此通過控制振幅間接控制考核部位的振動應力。

2 試驗過程

2.1 模態(tài)分析

采用有限元方法開展顆粒增強鋁基復合材料結構模態(tài)分析，模擬結構裝夾狀態(tài)，提取結構前10階固有頻率和振型，分析獲得第3階振型下的振型和Von-Mises應力分布規(guī)律，如圖1和2所示，試驗狀態(tài)下，最大應力點位于夾持端和葉身的過渡圓角處。據(jù)此確定應變片的粘貼位置，從中可以看出，試驗狀態(tài)下該結構第3階振型下最大應力點位于葉片夾持端和葉身的過渡圓角處，應力分布較復雜，無法得出主應力方向，因此在最大應力區(qū)附近安裝三軸應變花進行標定應力的測量。計算獲得前3階固有頻率，第1階為70.30Hz，第2階為147.00Hz，第3階為397.10Hz。

圖1 第3階振型Fig.1 Mode patterns of third order

2.2 試驗裝夾

基于顆粒增強鋁基復合材料結構外形和安裝特點，設計專用試驗工裝如圖3所示，外框基礎夾具和振動臺連接，通過螺釘與振動臺臺面剛性連接。外框內(nèi)部設置了截面為長方形的孔，配有和夾持端配合的夾塊，夾塊外形為長方體；夾持端底部配有定位槽，保證夾持狀態(tài)一致；夾持端前面設有圓角，避免產(chǎn)生大的應力集中。

圖3 夾具實物圖Fig.3 Physical drawing of clamp

試驗時，將試驗件單端夾持，外框用螺栓緊固。裝夾時，在夾持端涂抹干磨潤滑劑，裝夾示意如圖4所示。

圖4 試驗件裝夾示意圖Fig.4 Schematic diagram of test piece clamping

2.3 振動疲勞測試

進行正弦掃頻試驗預試驗，依據(jù)應變和激光位移的響應譜圖確定共振頻率點；以激光位移傳感器監(jiān)控振幅作為控制參數(shù)[11]，采用閉環(huán)控制方法進行定頻振動疲勞試驗。

2.3.1 試驗狀態(tài)

在室溫條件下，利用電磁振動臺作為激勵源、動態(tài)應變儀及激光位移傳感器，形成圖5所示的測試系統(tǒng)，從而進行顆粒增強鋁基復合材料結構的振動疲勞性能試驗。

圖5 振動疲勞試驗測試系統(tǒng)圖Fig.5 Vibration fatigue test system diagram

2.3.2 掃頻試驗

確定激勵頻率，采用掃頻模式開展試驗，加速度為0.5g，以0.1oct/min 速率在350～450Hz 范圍內(nèi)采用低量級正弦掃頻試驗譜對試件進行掃頻試驗，確定可調(diào)葉片的第3階固有頻率f3；通過幅頻響應曲線（圖6）確定試驗件第3階共振頻率，對比該頻率下各應變花測量數(shù)據(jù)，得出最大應變點。

圖6 幅頻響應曲線Fig.6 Amplitude-frequency response curve

2.3.3 標定試驗

靠近夾持端應力復雜，根據(jù)理論分析結果在試驗件兩側最大應力附近區(qū)域各安裝一片應變花[12]。試驗中，將試驗件夾持端水平放置，并剛性固定在電磁振動臺的垂直臺面上，激勵方向垂直于夾持面。振幅監(jiān)控點位置位于試驗件尖端，距外緣6mm，前緣9mm，試驗件振幅監(jiān)控位置及應變花安裝位置如圖7所示，試驗狀態(tài)如圖8所示。

圖7 試驗考核下振幅監(jiān)控位置及應變花安裝位置示意圖Fig.7 Schematic diagram of amplitude monitoring position and strain gauge installation position under test and examination

圖8 試驗狀態(tài)Fig.8 Test status

圖2 第3階振型下應力分布Fig.2 Stress distribution under third order mode

采用電動振動臺激勵試驗件，激勵頻率為單元考核件第3階固有頻率，逐級提高激振加速度，記錄考核部位在4個應力水平下對應的監(jiān)控點振幅及應變花應變幅值，通過式（1）和（2）確定監(jiān)控點振幅與應變花等效應力之間的對應關系，要求式（2）的線性相關度達到0.999以上。

式中，E為彈性模量，根據(jù)材料取值為100GPa；σa為等效應力幅值；εa為等效應變幅值；ATip為監(jiān)控點振動幅值；F為激振頻率；C為線性擬合斜率。

根據(jù)表1中1號等效應力數(shù)據(jù)獲得應力幅值與振幅數(shù)據(jù)，根據(jù)式（2）線性擬合應力幅值與振幅數(shù)據(jù)，得

表1 標定試驗數(shù)據(jù)Table 1 Calibration test data

式中，△σ為等效振動應力幅值；A為振幅；a、b為常數(shù)。

擬合獲得考核點應力幅值與應變幅值如圖9所示，兩者如式（3）所示，線性相關系數(shù)R2= 0.999735，表明兩者具有較好的線性度。

圖9 振幅-應力標定結果Fig.9 Amplitude-stress calibration results

2.3.4 壽命試驗

根據(jù)擬合公式計算試驗條件下監(jiān)控點振幅，以掃頻試驗獲得的試驗件第3階固有頻率為基值，采用振動控制系統(tǒng)提供的正弦駐留試驗模式開展壽命試驗。試驗開始后，系統(tǒng)首先在頻率上下限之間搜索試驗件真實固有頻率，系統(tǒng)一旦獲得試驗件固有頻率，激勵頻率將被鎖定，試驗過程中固有頻率發(fā)生微小變化時，控制系統(tǒng)將自動調(diào)整激勵頻率使之與固有頻率相同[13]。當激勵頻率低于固有頻率1%或振幅不能達到要求時，記錄對應時間作為試驗件壽命，壽命試驗過程如圖10所示。

圖10 壽命試驗過程Fig.10 Life test process

由圖10可知，壽命試驗過程中，通過振幅時間歷程曲線可知，測試過程中監(jiān)控點實際振幅以理論目標振幅為中心上下波動，振幅波動峰峰值為0.01454mm，振幅波動較小，考核部位應力波動為考核應力水平的0.6%，處于工程可接受范圍內(nèi)，保證試驗過程中應力水平的精度。

2.4 疲勞強度測試結果

在相同條件下開展5件顆粒增強鋁基復材結構試驗件的振動疲勞試驗，試驗結果如表2所示。

表2 振動疲勞試驗結果Table 2 Results of vibration fatigue test

3 結果分析

3.1 振動特性分析

通過振動臺掃頻獲得試驗件前3階固有頻率，采用全場掃描激光測振儀進行試驗件振型測試，結果如表3所示。

表3 前3階固有頻率Table 3 First three natural frequencies of blade Hz

由以上試驗可知，顆粒增強鋁基復合材料結構的理論/實測固有頻率相近，振型一致。第1階、第2階和第3階固有頻率理論和實測固有頻率偏差不超過1.1%、2.2%和1.0%。

3.2 斷口分析

試驗完成后對5件中全部破壞的4件試驗件開展斷口分析。斷口打開后采用Leica DVM6體視顯微鏡和Canon100相機進行宏觀斷口觀察和分析，記錄裂紋源位置，裂紋所在位置如圖11所示，4件試驗件破壞位置一致，位于試驗確定的高應力區(qū)內(nèi)。

圖11 疲勞裂紋位置Fig.11 Fatigue crack positon

1#、3#、4#、5#試驗件斷口宏觀形貌如圖12所示。可以看到，4件試驗件的裂紋源均在夾持端根部（圖片右側），且集中在靠近根部的上側（以圖片方向為基準）。裂紋源均在榫頭根部凸臺的圓角過渡處，該處的應力集中較大，應為裂紋源產(chǎn)生的主要原因。

圖12 1#、3#、4#、5#斷口形貌Fig.12 Fracture morphology of 1#，3#，4#，5#

4 結論

本文針對顆粒增強鋁基復合材料結構振動疲勞測試技術開展研究，提出了一種高階振型疲勞試驗方法，通過理論計算、試驗測試和斷口分析，獲得以下結論。

（1）顆粒增強鋁基復合材料結構的理論/實測固有頻率相近，振型一致且理論與實際破壞位置相同，表明這類復合材料可以沿用傳統(tǒng)金屬材料的試驗方法來預測試驗狀態(tài)。

（2）高階振型下，雖然結構變形復雜，但在垂直方向上的變形分量與考核部位應力之間仍滿足線性變化規(guī)律，振幅-應力的線性相關性在0.999以上。因此，試驗中采用控制振幅的方法能夠間接、有效地控制考核部位的應力幅值。

（3）針對試驗件選擇第3階振型條件下開展試驗，同時滿足了縮短試驗時間和試驗設備能力的需求，第3階試驗頻率為397.10Hz，相對傳統(tǒng)方法采用第1階頻率70.30Hz，試驗時間從40h縮短為7h，有效地控制了試驗周期。

綜上，本研究提出的顆粒增強鋁基復合材料結構振動疲勞測試方法能夠在保證疲勞性能測試精度的前提下，有效縮短試驗周期，對顆粒增強鋁基復合材料等新材料在航空發(fā)動機上的應用具有推動作用。