SiC_%28f%29_SiC陶瓷基复合材料T型结构件在弯曲载荷下的失效行为研究.pdf

2023 年 8 月第 44 卷 第 8 期推进技术JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGYAug.2023Vol.44 No.8210815-1SiCf/SiC陶瓷基复合材料T型结构件在弯曲载荷下的失效行为研究*李鑫1，李龙1，邵红艳1，于国强2，高希光2，陈官峰1，张春兰1（1.中国航发四川燃气涡轮研究院，四川 成都 610500；2.南京航空航天大学 能源与动力学院，江苏 南京 210016）摘 要：为了揭示SiCf/SiC陶瓷基复合材料（CMCs）T型结构件在发动机服役载荷下的失效模式及承载水平，利用数字图像相关技术（DIC）研究了室温及高温环境下T型结构件在弯曲载荷下的失效行为，开展了T型结构件在室温、900以及1200下的静强度试验。DIC及断口分析结果表明，T型结构模拟件在弯曲载荷下底板首先出现分层，并沿着结合面向外扩展。随着载荷进一步增大，底板和肋板的倒圆位置出现径向裂纹，T型结构件承载能力迅速下降。T型结构件在900下的最大承载能力为室温的73.2%，1200下的最大承载能力为室温的59.1%。关键词：陶瓷基复合材料；T型结构件；弯曲载荷；数字图像相关技术；失效分析中图分类号：V257 文献标识码：A 文章编号：1001-4055（2023）08-210815-08DOI：10.13675/ki.tjjs.210815Failure Behavior of SiCf/SiC T-Pieces Specimens under Bending LoadLI Xin1，LI Long1，SHAO Hong-yan1，YU Guo-qiang2，GAO Xi-guang2，CHEN Guan-feng1，ZHANG Chun-lan1（1.AECC Sichuan Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China）Abstract：In order to reveal the failure mode and bearing level of SiCf/SiC ceramic matrix composites（CMCs）T-pieces structure under engine service load，the failure behavior of T-pieces specimens under bending load at room temperature and high temperature was studied by using digital image correlation technology（DIC）.The static strength tests of T-piece specimens were completed at room temperature，900 and 1200.DIC and fracture analysis show that delamination would first start at the intersection area of bottom plate and then extend outward along the bonding surface.When the load continues to increase，radial cracks appeared at the rounding position of the bottom plate and rib plate.The maximum load-carrying capacity of T-piece specimens decreased with the crack appeared.The results show that the maximum load-carrying capacity of T-piece specimens at 900 is 73.2%of one at room temperature and 59.1%of room temperature value at 1200.Key words：Ceramic matrix composition；T-piece specimens；Bending load；DIC；Failure analysis*收稿日期：2021-11-20；修订日期：2022-03-24。通讯作者：李鑫，硕士，工程师，研究领域为航空发动机强度设计。E-mail：引用格式：李鑫，李龙，邵红艳，等.SiCf/SiC陶瓷基复合材料T型结构件在弯曲载荷下的失效行为研究 J.推进技术，2023，44（8）：210815.（LI Xin，LI Long，SHAO Hong-yan，et al.Failure Behavior of SiCf/SiC T-Pieces Specimens under Bending Load J.Journal of Propulsion Technology，2023，44（8）：210815.）SiCf/SiC 陶瓷基复合材料 T 型结构件在弯曲载荷下的失效行为研究第 44 卷 第 8 期2023 年210815-21 引 言随着航空发动机部件向着高温、高压比、高可靠性发展1-3，传统金属材料因减重和提高使用温度有限，已经难以满足高推重比航空发动机对高温部件的性能需求。与高温合金相比，在无空气冷却和热障涂层的情况下，SiCf/SiC 陶瓷基复合材料（CMCs）可降 低 冷 却 气 流 量 15%25%，提 高 工 作 温 度 1503504，潜在使用温度可达 1450，同时可以实现减重。由于 CMCs这些优异的性能，航空发动机低压涡轮后支板、可调喷管及尾锥、燃烧室火焰筒、高/低压涡轮导叶、喷管5-7等结构均已经开展了 CMCs 方案的实施与验证工作。典型件试验是连接积木式试验不同层级的重要桥梁，是连通构件设计与验证的重要步骤8，正确的典型件设计及试验可以大大缩短迭代周期，提高设计效率。T型结构广泛应用于航空发动机安装边、导向叶片等部位，研究 T 型结构的力学行为对于 CMCs在航空发动机的应用具有重要意义。He等9通过对C/SiC 复材 T 型试验件开展静力试验，研究了 T 型试验件在室温拉伸载荷下的力学行为，并研究了制备缺陷对试验件失效行为的影响。Justo等10通过对不同尺寸和铺层形式的 T型试验件开展拉伸试验，研究了层间破坏损伤的产生及扩展规律；Trask 等11研究了 T型结构件在拉伸载荷下的结构破坏损伤，并探究了局部缺陷对分层损伤的影响。Chen 等12-13等研究了编制复合材料 T型结构件的分层行为，并对试验件的失效载荷进行了分析。He 等14对 C/SiC 工字梁在弯曲载荷下破坏行为进行了研究，并对分层机理进行了深入探究；Hlnon 等15-16对复合材料层合板 T型件对弯曲载荷的响应进行了研究，并发现纤维方向最大横向主应力是决定结构发生失效的主要因素。针对 SiCf/SiC 复合材料的损伤演化规律，刘海龙等17发现单轴拉伸载荷下狗骨状试件首先出现基体横向开裂，纤维断裂最终导致材料出现失效。杨正茂等18研究了 CMC在热机载荷下的损伤形式并建立了含热冲击损伤的本构模型。杨成鹏等19通过进行2D-C/SiC 槽型梁承载性能试验，研究槽型梁试件的承载性能、损伤过程及其失效机理。Yu 等20-22通过DIC研究了 C/SiC 复合材料在单向拉伸以及剪切试验下的损伤演化形式。虽然目前已有大量关于 T 型结构件力学行为以及 CMC 损伤演化规律的文献，但是研究主要集中在室温载荷下，且大多数集中在 C/SiC 材料，对 SiCf/SiC材料 T 型件的力学行为特别是高温下的力学行为及损伤演化研究还十分有限，针对材料的失效模式大多通过 SEM，XCT 等进行研究，无法对结构失效的全过程进行监测。本文提出了一种高温 T型结构件的试验设计，使用数字图像相关技术（DIC）测试加载过程中试验件的应变分布情况，并对 T 型试验件开展了有限元分析；通过进行室温、900和 1200下的静力试验获取了试验件的极限承载能力，并结合有限元分析结果、DIC 结果以及失效形貌分析研究了 T 型结构件的损伤扩展与失效形式。2 试验方法2.1 试 样本文所用试验件由西安鑫垚复合材料科技有限公司制备，预制体由第二代 SiC 纤维通过二维编织而成。T 型结构件试样首先通过模具试制成 T 型结构，然后通过化学气相渗透法（CVI）在纤维表面涂覆氮化硼后再进一步采用 CVI 进行 SiC 基体制备23。将制备完成的试样沿其长度切割出多个试样。其中材料的密度为 2.452.6g/cm3，纤维含量为 45%50%，孔隙率为 5%10%。图 1 给出了本文 T 型结构试验件的设计尺寸及实物图，试验件是基于发动机涡轮导叶的缘板结构进行设计的，其尺寸与叶片缘板的真实尺寸保持一致，T 型试验件肋板位置增加了螺栓孔用于施加载荷，同时底板两侧适当增加了长度以便于试验件的装夹。连接螺栓采用耐高温的 310S 不锈钢，可以满足 1200的温度试验需求，试验时夹具与试验件通过 多 个 螺 栓 进 行 连 接，可 以 保 证 连 接 结 构 的 可靠性。2.2 试验过程试验系统主要由加热装置、冷却装置、温度控制装置、载荷施加装置以及 DIC 测试装置组成，图 2 给出了试验夹具的结构图和试验系统现场图。图 2 所示夹具安装到电子万能试验机上，通过螺栓将 T型结构试验件固定在下夹具上，将夹板压在试验件的底面上，采用螺栓将压板和试验件固定在下夹具上。通过螺栓将试验件侧边与上夹具连接固定，试验时通过上夹具在 T型结构试验件肋板上施加弯曲载荷，加载方式为位移加载。本文试验包括室温、900以及 1200三种温度，高温试验时采用加热炉对试验件 进 行 加 温，同 时 采 用 冷 却 水 系 统 对 夹 具 进 行降温。推进技术2023 年第 44 卷 第 8 期210815-3试验时在试验件的侧面（图 2）喷涂散斑，采用DIC 设备监测试验件在加载过程中的应变以及损伤情况。高温加热炉上带有石英玻璃窗口，用于在高温试验时进行 DIC观测，同时高温试验时需要通过增加蓝光光源对 DIC 观测面进行补光。当试验件在相同载荷下位移快速增加时即认为试验件发生破坏。试验前后采用 XCT 扫面设备对试验件进行了无损检测及分析。3 结果及讨论3.1 载荷位移曲线图 3 给出了 T 型结构试验件在室温弯曲载荷下的载荷位移曲线，载荷位移曲线根据变化趋势可以分为三个阶段。在试验加载初期由于试验件与夹具之间存在间隙，因此随着载荷的增加间隙逐渐减小其切线刚度值有逐步增加的趋势。随着载荷的进一步增大，结构的承载水平不断提升，载荷位移曲线基本呈线性增加。当载荷达到峰值后继续增加位移，结构失效，试验载荷出现下降，变形急剧增加，直至断裂。图 4 给出了 T 型结构试验件在 900和 1200弯曲载荷下的载荷位移曲线，由于试验件和夹具受热出现膨胀导致夹具的间隙加大，在试验初期会出现一段空载的情况（位移增大，载荷小于 0.2kN）。因此，在绘制载荷位移曲线的时候去除了载荷位移曲线第一段的数据点。与室温载荷位移曲线相比，载荷位移曲线也呈先上升后下降的趋势。不同点在于，室温试验在通过第一阶段且在载荷出现下降前，载荷一直呈线性增加，但是高温试验当载荷增大到一定程度后载荷位移曲线的斜率会出现偏折，随着载荷进一步升高其斜率会持续下降，与 900试验相比，1200下载荷位移曲线的斜率下降得更快。载荷Fig.3Load vs displacement curve at room temperatureFig.1T-piece specimens(mm)Fig.2Test fixture and test systemSiCf/SiC 陶瓷基复合材料 T 型结构件在弯曲载荷下的失效行为研究第 44 卷 第 8 期2023 年210815-4位移曲线的斜率的变化反映的就是试验件结构刚度的变化，斜率下降说明试验件的刚度发生了降低，即试验件出现了损伤。同时对比各个温度的载荷位移曲线可以看出，随着温度的增加，T 型结构件损伤程度逐步变大，具体的损伤形式及产生的原因将在 3.4节进行详细讨论。表 1 给出了试验件在不同温度下的最大承载能力。可以看出，高温下 T型结构件的最大承载能力相对于室温有显著的下降，900下试验件的最大承载能力仅为室温下的 73.2%，1200下试验件的最大承载能力仅为室温下的 59.1%，表明随着温度的上升，T型结构件的承载能力会逐步下降。3.2 有限元分析模型为了了解试验过程中试样的应力状态，进行了有限元建模。本文利用 ANSYS 软件建立了 T 型试验件的三维均匀化结构模型，表 2 给出 CMCs 在室温下的材料性能。模型采用 Solid186实体单元，计算时在T型件的肋板处施加载荷，并固支底板与试验工装连接的位置（图 5（c）。为了便于表征计算结果，图 5给出了不同应力分量的定义，由于本文分析的位置主要在倒圆位置，下文将 S11称为周向应力，将 S33称为径向应力。3.3 有限元分析结果图 6 给出了有限元计算 T 型结构件底板与肋板连接位置的周向应力（S11）、径向应力（S33）以及剪应力（S13）云图。周向应力的最大位置位于 T 型结构件底板与肋板倒圆位置中间偏向肋板的位置，径向应力和剪应力最大位置位于底板交接位置，图 6 T 型件底板连接位置左侧为拉应力，右侧为压应力。周向应力的峰值位置表明，如果形成径向裂纹，则会在 T 型结构件底板与肋板倒圆位置外侧首先出现。在径向应力和剪应力的驱动下，层间主导的周向裂纹（分层损伤）将会在 T 型试验件底板连接位置受拉一侧首先出现。3.4 失效行为分析图 7 给出了 T 型结构件在室温试验下的主应变变化情况，其中 DIC应变场云图为载荷位移曲线上各个点所对应时刻的结果。随着载荷的施加，底板中心处开始首先出现分层损伤并在受拉侧沿着结合面开始扩展，此处径向应力和剪应力应力最大，可以看Table 1 Max bearing capacityTemperature/RT9001200Max load Fmax/kN2.8112.2201.5012.4281.7721.6242.9122.0231.693Average F/kN2.7171.9891.606Fig.4Load vs displacement curve at high temperatureFig.5Normal stress components and FEMTable 2 CMCs material properties at RTModulusPropertyStrengthPropertyE1/GPa199Tension/MPa241.3E2/GPa199Compress/MPa704.9E3/GPa44In-planeShear/MPa240.2G12/GPa83InterlaminarShear/MPa42.4G13/GPa16Bend/MPa450.8G23/GPa16推进技术2023 年第 44 卷 第 8 期210815-5出分层损伤是由径向应力和剪应力驱动产生。载荷进一步增大后受拉侧底板与肋板倒圆位置出现径向裂纹并发生纤维断裂，出现裂纹的位置为周向应力最大点。当底板与侧板倒圆位置出现裂纹后，T型件的承载开始出现下降，继续加载后底板处分层进一步扩展，且扩展速率逐渐增大，同时倒圆位置的径向裂纹沿着厚度方向逐步扩展，并最终贯穿整个试验件。此时试验件的承载能力已经严重降低，继续施加载荷后位移会快速增大，试验件虽然未出现断裂，但是已经失去承载能力。图 8 和图 9 分别给出了 T 型结构件在 900和1200试验下的主应变变化情况，与室温试验结果类似，首先在底板受拉方向中心位置出现分层损伤，载荷进一步增大后受拉侧底板与肋板倒圆位置径向裂纹。与室温试验不同的是，倒圆位置出现径向裂纹的同时也有明显的周向裂纹（分层损伤）产生，随着载荷的继续施加倒圆位置的径向裂纹和周向裂纹同时扩展后最终相互连接，并形成贯穿性裂纹，型件最终出现失效。对比图 79 可以看出，与室温试验相比，高温试验在载荷持续施加的过程中，底板处分层损伤扩展较慢，但是底板与肋板倒圆位置同时出现了周向和径向裂纹，而常温试验仅出现径向裂纹，且倒圆位置周向裂纹是早于径向裂纹，这也是高温环境下型结构件承载能力降低的主要原因。根据高温承载试验可以看出，倒圆位置周向裂纹的起始早于径向裂纹，周向裂纹的产生导致了载荷位移曲线的弯折。同时室温和高温试验中 T 型件出现径向裂纹时试验件的承载能力最大，因此可以判断倒圆位置出现纤维断裂损伤是承载能力发生下降的原因。与 900试验相比，1200下倒圆位置的周向裂纹出现的时刻更早，且扩展得更快，结合图 6可 以 看 出，当 要 达 到 T 型 件 承 载 极 限 的 时 刻 时，1200的载荷位移曲线其偏折程度更高，即 T型件的损伤程度更高，这说明倒圆位置出现的周向裂纹数量更多，大量的周向裂纹势必会导致 T型件的承载能力降低。通过裂纹的产生形式可以看出，T型结构件失效形式与材料级试样具有明显差异，在高温环境下受到弯曲载荷后 T 型结构件承载能力并不是由纤维强度决定，而是与基体性能有较强的相关性。在高温下材料与基体相关的基体开裂及层间剪切性能有明Fig.6Stress resultFig.7Principal strain result at RTSiCf/SiC 陶瓷基复合材料 T 型结构件在弯曲载荷下的失效行为研究第 44 卷 第 8 期2023 年210815-6显的下降，T型结构件倒圆位置很快就出现了较多的周向裂纹及径向裂纹，基体裂纹的出现为氧化性气体提供了进入结构内部的氧化通道，因此，基体性能下降及氧化是 T 型结构件在高温下承载能力下降的主要原因。同时温度水平直接影响氧化程度，1200下 T型结构件的承载能力相比于 900存在进一步的下降。图 10给出了 T 型结构试验件在试验前的 XCT 检测结果，可以看出试验件 T型结构试验件预制体由三部分组成，采用 CVI完成基体制备后其各部分之间存在可见的分界线，同时底板受拉方向受载后应力水平 最 高，这 也 导 致 此 处 在 受 载 后 首 先 出 现 分 层损伤。图 11 给出了室温、900以及 1200下 T 型结构试验后的失效图片，可以看出所有温度下试验件底板受拉方向交叉位置均出现了分层，室温下底板与肋板倒圆位置的裂纹较直，基本由一条裂纹形成；而高温下底板与肋板倒圆位置的裂纹呈现锯齿状，结合失效过程的分析可以判断裂纹是由多条周向裂 纹 和 径 向 小 裂 纹 同 时 扩 展 最 终 连 接 在 一 起 形成的。Fig.9Principal strain result at 1200Fig.8Principal strain result at 900Fig.10XCT result before test推进技术2023 年第 44 卷 第 8 期210815-74 结 论本文开发了一套在室温和高温下测试 T 型试验件承载能力的试验装置，采用 DIC研究了在弯曲载荷下的结构失效过程，得到如下结论：（1）探明了 T 型结构件的失效过程。T 型结构件在受载过程中底板中心处首先开始出现分层损伤，随后在倒圆位置纤维发生断裂，纤维断裂损伤沿着厚度方向扩展并最终贯穿整个试验件。正是这样的失效机理和过程导致 T 型试验件在弯曲载荷下的承载能力表现出先上升、后下降的现象，（2）揭示了温度对 T 型结构件的失效行为的影响。与室温试验相比，高温试验在载荷持续施加的过程中，底板与肋板倒圆位置由于基体性能下降同时出现了周向和径向裂纹，裂纹产生的原因主要是基体性能的下降，同时基体裂纹的出现为氧化性气体提供了进入结构内部的氧化通道，因此，基体性能下降及氧化是 T 型结构件在高温下承载能力下降的主要原因。（3）室温试验底板与肋板倒圆位置的裂纹为一条直裂纹，而高温下底板与肋板倒圆位置的裂纹呈现锯齿状，结合失效过程的分析可以判断裂纹是由多条周向裂纹和径向小裂纹同时扩展最终连接在一起形成的。（4）T型结构件在 900下的最大承载能力为室温的73.2%，1200下的最大承载能力为室温的59.1%。参考文献 1 刘大响.一代新材料，一代新型发动机：航空发动机的发展趋势及其对材料的需求 J.材料工程，2017，45（10）：1-5.2 江义军.推重比 1215 发动机技术途径分析 J.航空动力学报，2001，16（2）.3 刘巧沐，黄顺洲，何爱杰.碳化硅陶瓷基复合材料环境障涂层研究进展 J.材料工程，2018，46（10）：1-8.4 刘巧沐，黄顺洲，何爱杰.碳化硅陶瓷基复合材料在航 空 发 动 机 上 的 应 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