不同金属硬物冲击航空发动机叶片损伤研究

为分析不同金属硬物对航空发动机风扇叶片造成的外物损伤特征差异,选取钢、铜、铝、铅四种材料弹珠作为外来物,以两种角度、多种速度冲击真实叶片进气边缘进行高速弹道冲击试验,并采用数值方法仿真动态损伤过程。结果表明:钢、铜珠冲击时,叶片损伤形貌可分为凹坑、撕裂和缺口,产生撕裂形貌时,小角度相比于大角度冲击需要更高的冲击速度,铜珠相比于钢珠冲击需要更高的速度;铝、铅珠因冲击时自身变形较大,对叶片只能造成挤压变形。仿真结果表明:在22 J冲击能量条件下,铜珠、钢珠造成叶片撕裂损伤的过程中存在两个显著的接触力峰值,且伴随着“动能回升”现象;铜珠动能较多地转化为叶片和自身的应变能,因而对叶片的侵彻能力不如钢珠;铝珠冲击力峰值最大,其动能转化为自身应变能的比例最高;铅珠冲击力峰值不明显,其动能大部分转化为摩擦耗散的热量。     

缠绕复合材料壳体低速冲击损伤试验与仿真研究

针对缠绕复合材料壳体的低速冲击问题,采用试验和仿真相结合的方法研究了不同冲击能量下复合材料的冲击响应规律和损伤模式。基于连续介质损伤力学方法建立了考虑材料强度威布尔分布的复合材料面内损伤模型,并将模型通过用户材料子程序VUMAT嵌入ABAQUS中模拟复合材料面内损伤;同时采用cohesive单元模拟复合材料层间分层损伤。研究结果表明:在1.5k N冲击力附近缠绕复合材料产生初始损伤,初始损伤出现后,冲击力上升速率降低,并在最大冲击力附近处出现明显震荡;当冲击力达到3.5k N左右时出现纤维破坏,冲击力不再随冲击能量增加而增加。仿真结果与试验结果较为一致,表明该模型适用于研究缠绕复合材料壳体的低速冲击问题。     

复合材料层板冲击损伤特性及冲击后压缩强度研究

对两种材料体系(T300/QY8911和T300/5405)/铺层的复合材料层板进行三种支持条件(冲击点无支持、梁凸缘或长桁凸缘支持和肋凸缘支持)、六种冲击能量等级的冲击损伤特性及冲击后压缩强度试验研究。讨论了冲击能量、支持条件等与冲击损伤特性和剩余压缩强度的关系,研究结果表明,冲击表面凹坑深度和冲击损伤面积可用于表征复合材料冲击损伤,而基体裂纹长度不可以用于表征冲击损伤。且随着冲击点背面支持刚度的增加,冲击所造成的损伤随之减小。随着冲击能量的增加,冲击后压缩强度随之减小。在相同的冲击能量作用下,随着冲击点背面支持刚度的增加,冲击后压缩强度也随之增加。     

不同冲击角度外物损伤对TC4钛合金高循环疲劳强度的影响

基于空气炮冲击试验装置在不同冲击角度下进行了TC4钛合金平板试件的外物损伤模拟试验,采用逐级加载试验方法测试获得了光滑和冲击损伤试件的高循环疲劳(high cycle fatigue,HCF)强度,研究了冲击角度、冲击位置以及冲击损伤宏观几何尺寸与HCF强度的关系.结果表明:不同冲击角度下的损伤对HCF强度的影响程度不同.冲击损伤在试件边缘时,30°冲击使试件HCF强度的下降幅度最大;冲击损伤在试件表面时,60°冲击使试件HCF强度的下降幅度最大.试件边缘产生的缺口使HCF强度的下降幅度一般大于试件表面产生弹坑的影响.但在60°冲击时,冲击缺口损伤的影响要小于冲击弹坑损伤的影响.冲击损伤宏观几何尺寸一定程度上可以表征损伤试件HCF强度下降的严重程度.      

冲击载荷作用下38CrMoAl渗氮钢损伤机理和耐腐蚀性能

为研究38CrMoAl渗氮钢材料在冲击载荷与海洋环境侵蚀共同作用下的损伤机理和耐腐蚀性能,对渗氮处理前后的38CrMoAl钢材料进行了冲击加载试验和腐蚀性能测试。研究发现渗氮38CrMoAl钢材料在高应变率下具有较强的正应变率敏感性。在冲击载荷作用下,试件表面渗氮层出现裂纹,并伴随着渗氮层的部分脆性剥落,但裂纹长度均在500~700 μm,裂纹只在渗氮层中扩展,并没有继续延伸至非渗氮层的金属基体内部。渗氮处理提高了材料表面硬度和强度,但降低了韧性。电化学测试结果表明渗氮处理显著提高了材料的耐腐蚀性能,其自腐蚀电位相对于未渗氮试件由-726.24 mV正移至-174.42 mV。但冲击加载后的渗氮试件由于表面渗氮层的破损,部分金属基体露出并与未发生破坏的表面形成电势差,进而发生较为强烈的电偶腐蚀。扫描开尔文探针测试结果表明,渗氮件表面阴阳极电位差及电位分散程度相对于未渗氮件增大,渗氮件更易发生局部腐蚀。冲击加载改变了渗氮层的表面状态,阴阳极电位差增加,使材料表面腐蚀变得更加不均匀。对试件耐腐蚀性能进行了盐雾试验验证,盐雾试验结果与电化学测试分析结果相一致,在舰载机维护保养中,应关注受冲击部位渗氮层的裂纹检查,并做好相应的防腐处理。     

编织型复合材料的冲击及冲击后压缩强度的试验研究

通过对冲头进行设计 ,和采用多通道的数据采集系统 ,得到较为详尽的冲击响应的过程 (包括冲击力 ,试件的正背面响应 ,离冲击点不同距离的响应 )。并且本文还进行了冲击后的压缩试验 ,对编织型复合材料在不同冲击能量下的压缩破坏载荷 ,及损伤后不同位置的响应进行了记录和讨论 ,是一个全面了解冲击和冲击后压缩的应力分布和破坏载荷的较为满意的实验研究方法     

复合材料加筋壁板多点冲击损伤和高周剪切疲劳试验

为研究多点冲击损伤和高周剪切疲劳对复合材料加筋壁板损伤演化、屈曲行为及破坏模式的影响，制作了9块相同构型的复合材料加筋壁板，设计了冲击试验、高周剪切疲劳试验和剩余剪切强度试验。在多点冲击和高周剪切疲劳试验过程中，使用超声C扫描系统监测了损伤区域。C扫描图像表明损伤区域的长度和宽度随着循环次数的增加而增加。与无预制损伤试验件相比，多点冲击损伤和高周剪切疲劳试验件的平均破坏载荷下降了约50%。冲击或疲劳形成的初始损伤对破坏模式产生影响，冲击疲劳试验件出现了局部蒙皮屈曲变形，破坏裂纹非常接近冲击点。      

多次连续冲击台的原理与调整

本文阐述了凸轮式多次跌落冲击台的结构原理、力学性质、冲击参数及其调整方法。凸轮式跌落冲击台产生的次冲击能够影响试件的测试参数和性能，并能造成试件的疲劳损伤与的失效。本文还说明了消除次冲击的方法。     

激光冲击处理降低铝合金裂纹扩展速率的研究

采用 3.0mm厚的LY12 (2 0 2 4 )T6 2薄板制作成紧凑拉伸试件 ,在试件的预制裂纹延长线上进行三次搭接激光冲击处理 ,然后进行裂纹扩展速率试验并与未处理试件进行对比。由于激光冲击处理产生的强化效应在裂纹扩展路径上存在区域差别 ,所以裂纹扩展速率无法进行Paris公式拟合 ,但在整体上能大大降低裂纹扩展速率 ,在某些强化区还能明显提高应力强度因子门槛范围值。     

复合材料层压板冲击后压缩研究

针对同一种材料组成、不同铺层的复合材料层压板,研究了低速冲击后,层压板压缩性能。结果表明:层压板在受冲击后的压缩破坏模式为穿过损伤区中间的压缩破坏(LDM~①)。凹坑深度-冲击能量曲线和冲击后压缩破坏应变-凹坑深度曲线均在凹坑深度1.0mm附近出现了拐点现象。取凹坑深度在1.0mm附近试件的破坏强度和破坏应变的平均值,即为三种铺层的层压板的冲击后压缩强度值和破坏应变值。     

毫米级球状沙尘颗粒连续冲击损伤的力学模型与数值模拟研究

在服役环境中，航空发动机叶片易受到沙尘颗粒的连续冲击作用，产生凹陷、撕裂、微裂纹等损伤，从而影响其高周疲劳性能。为保证航空发动机的结构完整性和安全可靠性，有必要深入分析沙尘颗粒连续冲击对叶片造成的影响。本文基于损伤力学理论，开展了毫米级球状沙尘颗粒连续冲击损伤的力学模型与数值模拟研究。首先，推导了损伤耦合的J-C本构模型和连续冲击损伤模型，给出了材料参数的标定方法。其次，基于ABAQUS平台，编写Vufield子程序和Python脚本，实现了连续冲击损伤的数值计算。通过将计算结果与文献中的试验数据进行对比，验证了该方法的有效性。最后，分别进行单个和多个沙粒连续冲击的数值模拟，分析了冲击变形、残余应力和冲击损伤的变化规律。单个沙粒连续冲击叶片的计算结果表明，冲击凹坑深度、冲击残余应力的影响跨度及最大冲击损伤随冲击速度、沙粒尺寸和冲击次数的增大而增大。针对两种不同的随机冲击方式，多个沙粒连续冲击叶片的计算结果表明，沙粒个数越多，最大冲击凹坑深度越深，冲击损伤主要发生在沙粒与叶片接触部位，冲击损伤随冲击次数变化呈阶段性突增。     

微晶玻璃亚表面损伤深度测量技术及控制试验研究

针对微晶玻璃材料研磨加工引入的亚表面损伤层,综合使用磁流变抛光斑点技术和HF酸差动化学蚀刻速率法测量亚表面裂纹层深度和亚表面残余应力层厚度,针对微晶玻璃材料抛光加工引入的亚表面损伤,采用蚀刻台阶高度变化率法对其进行了准确测量。基于研磨、抛光产生的亚表面损伤深度准确检测的基础上,提出一种超低亚表面损伤复合加工工艺。将复合工艺与传统工艺加工试件的亚表面损伤深度进行了对比,试验结果表明,复合工艺对亚表面损伤抑制效果非常明显,试验证实了提出的复合工艺可以实现微晶玻璃超低亚表面损伤加工。     

G/C纬向混杂浅交弯联三维机织复合材料的低速冲击性能

为了研究纤维混杂对三维机织复合材料低速冲击性能的影响,本文基于同一种浅交弯联三维机织结构制备成型了全碳纤维(T700)和玻璃/碳纤维(E-glass/T700)纬向混杂两种不同的复合材料。以上述两种复合材料为研究对象进行低速冲击实验,试验时设定冲击能量分别为10、23和40 J。结果表明:在不超过40 J的冲击能量下,两种复合材料均未被冲破;在三种冲击能量下,混杂材料的峰值力均小于全碳材料,其吸收能量、最大位移均大于全碳材料。在10和23 J的冲击能量下,混杂材料的损伤程度小于全碳材料;但当冲击能量达到40 J时,混杂材料的损伤程度大于全碳材料。     

基于近场动力学理论的热障涂层热冲击开裂行为

为研究热障涂层热冲击后损伤行为,设计并完成了陶瓷基热障涂层(TBC)的热冲击试验,研究了热障涂层损伤规律,分析了热冲击温度对损伤的影响。基于近场动力学(PD)理论,推导了热障涂层的热力耦合计算列式,编程计算了热障涂层的温度响应和裂纹扩展过程,分析了冲击温度对热障涂层损伤的影响。结果表明：纵向裂纹从陶瓷层表面萌生,沿厚度方向扩展到陶瓷层/粘结层界面附近,部分裂纹出现分叉和转向的现象,形成了与界面平行的横向裂纹;随热冲击温度提高,涂层中纵向裂纹萌生时间提前且数量增加,纵向裂纹数量在0.50 s时达到峰值。近场动力学方法可较好地捕捉热障涂层内部纵向裂纹和横向裂纹的萌生与扩展现象,且裂纹位置、裂纹形式及不同参数对涂层损伤的影响规律与试验符合较好。     

玻璃基复合材料基体裂纹行为和分布规律的研究

碳化硅纤维增强玻璃基复合材料是一种能够在１１００℃高温氧化环境中使用的新型材料。玻璃基复合材料承载后基体产生裂纹，裂纹影响了材料的力学性能。本文改进了实验方法，使用不同加载－卸载循环后试样表面的照片研究了裂纹分布规律，发现裂纹的行为在同一材料，同一加载后，不同区域内有所不同，分为门槛和增长两种类型。在门槛区内，经一定的载荷后，裂纹突然出现，布满全部区域。在增长区内，裂纹随载荷的增加而逐渐增加。本文     

三维机织复合材料弹道冲击试验研究

先进复合材料具有高比强度、高比模量等优点，是航空发动机应用研究的热点。本文通过弹道冲击试验研究三维机织复合材料平板在高速物体冲击下的损伤失效机制及其力学行为，采用高速相机记录下了靶板受冲击损伤变化过程，分析了不同速度对三维机织复合材料平板损伤形貌的影响。试验结果表明，三维机织复合材料具有优异的抗裂纹萌生和扩展性，冲击表面的主要破坏模式是纤维剪切破坏和基体破碎，在出口表面主要破坏模式是纤维拉伸断裂和基体开裂。本研究可用于支撑验证碳纤维增强树脂基复合材料包容性，为航空发动机复合材料机匣研制提供基础。     

玻璃纤维增强铝合金层板高速冲击损伤容限

为研究玻璃纤维增强铝合金（GLARE）层板高速冲击损伤容限,对单次、多次冲击载荷下GLARE层板的损伤特性进行了高速冲击试验和数值仿真研究。采用一级气体炮,在GLARE层板靶板的中心位置、边位置、角位置进行弹道冲击试验,获取弹道极限和损伤模式,然后结合数值仿真剖析动态响应特性。结果表明,弹道冲击条件下,GLARE层板主要通过塑性变形、金属层裂纹、脱胶、复合材料纤维脆断等损伤模式吸收冲击能量。边界约束效应对GLARE层板冲击损伤特性具有显著影响,主要表现在：约束效应导致不同位置冲击下GLARE层板损伤模式不同,包括成坑、金属裂纹和冲塞等特征;角位置冲击条件下,GLARE层板的弹道极限速度明显低于中心位置冲击结果;重复冲击条件下,角位置比与边位置和中心位置更容易发生穿透。     

C/GFRP层板冲击损伤红外脉冲雷达热波成像检测技术研究

本文采用落锤式冲击试验机对碳纤维/玻璃纤维混杂增强复合材料（C/GFRP）样块开展不同冲击能量下的撞击试验，进而制备了含有模拟低速冲击损伤检测试件，研制了红外脉冲雷达热波成像检测系统，并利用该系统对不同冲击能量损伤试件开展检测试验研究。采用多种特征提取算法（双路正交解调算法、互相关匹配滤波算法及主成分分析算法）对热辐射响应信号（热波信号）进行数据分析与特征提取，实现了C/GFRP试件冲击损伤脱粘区域的有效识别，得到了不同冲击能量与脉冲雷达热波特征的映射关系。针对C/GFRP平顶孔模拟脱黏缺陷开展红外脉冲雷达热波成像检测试验研究，验证了红外脉冲雷达热波成像检测技术的探测能力。试验结果表明，红外脉冲雷达热波成像检测技术可以实现对C/GFRP低速冲击损伤的有效检测。     

热冲击条件下高热叶片的热疲劳对比试验方案研究

针对涡轮叶片的热冲击疲劳寿命实验,提出了一种新的对比实验方案和措施:将实验叶片和参照叶片组合在同一组试验叶栅上,并且在试验过程中定期对调两种叶片的安装位置。按照这一方法完成了一组相似材料的涡轮导向器叶片的对比试验。实验结果显示两种叶片表现出了几乎相同的热冲击疲劳寿命特性,并且裂纹的形态、分布区域以及生长历程也完全符合热疲劳裂纹的理论规律。      

状态方程对叶片外物损伤数值模拟结果的影响

分别采用Bammann粘塑性本构模型和修正Zerilli-Armstrong本构模型在LS-DYNA软件中对钢珠冲击TC4钛合金平板试件的冲击损伤过程进行了数值模拟。通过对修正Zerilli-Armstrong本构模型选择线性多项式状态方程和Gruneisen状态方程,研究了状态方程在发动机叶片FOD数值模拟中的作用。通过对比分析钢珠在不同速度下冲击TC4试件产生的弹坑外貌、尺寸以及残余应力分布,结果表明,是否使用状态方程来描述叶片材料在冲击载荷下的体积压缩或膨胀行为,对FOD数值模拟结果的影响很小。在发动机叶片的FOD数值模拟中,材料本构模型的选择和评估更为重要。