【摘 要】
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三维编织Cf/Al复合材料以其较高的比刚度、比强度,较低的密度在航空领域具有广阔的应用前景,三维编织技术使编织预制体具有良好的可设计性,为航空飞行器复杂零部件的整体成型创造了条件。航空发动机中经常会遇到由于装配需求或冲击磨损造成的缺口部件,以及结构复杂、形状奇特的异型件,为保证三维编织Cf/Al复合材料在航空发动机上安全使用,研究三维编织Cf/Al复合材料缺口部件的疲劳性能和异型件的力学性能是很有
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三维编织Cf/Al复合材料以其较高的比刚度、比强度,较低的密度在航空领域具有广阔的应用前景,三维编织技术使编织预制体具有良好的可设计性,为航空飞行器复杂零部件的整体成型创造了条件。航空发动机中经常会遇到由于装配需求或冲击磨损造成的缺口部件,以及结构复杂、形状奇特的异型件,为保证三维编织Cf/Al复合材料在航空发动机上安全使用,研究三维编织Cf/Al复合材料缺口部件的疲劳性能和异型件的力学性能是很有必要的。本文以ZL301为基体,M40J碳纤维为增强体材料,采用真空压力浸渗工艺制备了三维五向编织的Cf/Al复合材料双边V型缺口试样和三维五向与叠层缝合复合编织的Cf/Al复合材料T型件,测试并分析了试件的致密度、微观组织、元素分布、物相组成,对T型件进行了DR无损检测。对三维五向编织Cf/Al复合材料进行缺口拉-拉疲劳试验,对静子叶片典型化处理后得到的三维编织Cf/Al复合材料T型件进行室温(25℃)和高温(350℃)下的弯曲性能测试。主要结论如下:致密度测试和微观组织观察结果表明,三维编织Cf/Al复合材料缺口试样与T型件的致密度分别为96.98%、98.36%,缺口试样与T型件除个别地方存在少量束内纤维偏聚和浸渗微孔外,总体组织致密,内部结构完整,物相主要由Al、C和Al3Mg2组成。缺口试样缺口处纤维断口整齐,切断纤维末端呈“笋尖”状,纤维被切断后与基体结合良好。DR无损检测结果显示,三维编织Cf/Al复合材料T型件整体结构完整,纤维均匀分布,内部纤维结构无明显缺陷。三维五向编织Cf/Al复合材料缺口试样拉-拉疲劳试验结果表明,缺口试样平均静拉伸强度为615.9MPa,拉-拉疲劳极限为460MPa左右,此时应力水平为74.7%。循环载荷越大,滞回曲线的平均面积越大,滞回曲线数量越少;同一循环载荷下,拉-拉疲劳循环次数越多,滞回曲线累积面积越大,试样损伤越大。缺口试样在一定的循环区间内存在疲劳刚度变大的现象。缺口试样在460MPa下拉-拉疲劳循环10000和50000次的平均剩余强度分别为602.3MPa和574.3MPa,循环10000次比循环50000次的平均剩余强度高4.6%。拉-拉疲劳断口形貌表明,缺口的存在导致缺口处应力集中以及三维五向编织结构的破坏,使得载荷作用下缺口处率先产生裂纹并扩展至纤维表面,纤维断裂拔出,最终导致试样在缺口处断裂失效。同种载荷不同的载荷加载方式,导致三维五向编织Cf/Al复合材料缺口试样在脆性断裂的情况下产生了不同的断口形貌。静拉伸失效断口处,纤维束内大簇纤维被拔出,留下较大的“孔洞”,纤维束开裂,纤维束周围部分纤维呈松散状,但纤维与表层基体仍保有一定的结合。拉-拉疲劳失效断口处,表层基体严重开裂,基体呈“鳞片”状剥落,纤维裸露,纤维束内大量小簇纤维断裂拔出,留下的“孔洞”小而密集,大部分纤维呈松散状态。剩余强度测试失效断口处,既有大簇的纤维束开裂和断裂拔出,也有较高程度的纤维松散。三维编织Cf/Al复合材料T型件在室温(25℃)和高温(350℃)下的弯曲强度分别为384.2MPa、214.6MPa,高温(350℃)相较于室温(25℃)弯曲强度下降了44.1%。T型件弯曲初始阶段载荷-位移曲线呈线弹性特征,室温(25℃)弯曲刚度高于高温(350℃)。T型件在室温(25℃)和高温(350℃)下弯曲失效后呈现出“假塑性”特征,但它们都保有较好的完整性,失效的形式也基本相同,都是T型件根部连接处的弯曲变形,受拉面的基体开裂以及受压面的基体“鼓包”。根部处弯矩最大是其失效的主要原因。设定参数下的模拟结果与试验结果吻合,该参数下的模拟对T型件弯曲试验具有指导意义。
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