整机丨西工大&606所封面：树脂基复合材料在航空发动机应用中的关键技术研究与现状
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复合材料在大涵道比民用航空发动机中的应用现状
主要应用情况
此外，罗罗公司在1995年投入使用的Trent 700系列也选用了高强度纤维缠绕增强的软壁风扇机匣结构，并以此为基础发展出了Trent发动机的家族序列。普惠公司的最新型号发动机PW1000G的机匣和风扇叶片也大量使用了复合材料。
主要复合材料类型
这些增强体在国外主要型号中都有应用，如采用预浸料铺层工艺的GE90风扇叶片；罗罗公司将自动铺丝工艺（AFP）结合激光定位技术用于其Trent 1000和Trent XWB复合材料风扇叶片的研制之中；CFM公司的LEAP-X发动机风扇叶片和风扇机匣均采用三维机织复合材料；通用公司的GE9X发动机的风扇机匣材料也采用了三维机织复合材料。
航空发动机用复合材料基体按加工性能不同可分为热固性和热塑性两类，热固性主要有环氧树脂体系、双马来酰亚胺（BMI）树脂体系和聚酰亚胺树脂（PI）体系；热塑性主要有聚醚醚酮（PEEK）、聚醚酮（PEK）和聚醚酰亚胺（PEI）等。
这些树脂都为高性能树脂体系，其各方面性能必须满足实际应用需求，如拉伸、压缩、弯曲、韧性及抗冲击等力学性能；溶剂的溶解性、流动性和黏度的变化情况等工艺性能；玻璃化转变温度、耐热氧化稳定性、热分解温度等热物理性能。
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航空发动机复合材料关键技术
复杂构形预制体设计与成形
复合材料叶片是一种大扭转、高厚度、变截面、复杂异构曲面结构，其厚度纵横双向均匀变化，叶片前缘厚度小，后缘薄，叶顶到叶根厚度、扭角逐渐增大，并在叶身和榫头间厚度突变以保证气流流动均匀做功。
图4 复合材料复杂曲面预制体设计技术
复合材料异形结构高精度制备
树脂传递模塑成型（RTM）是复合材料叶片和机匣制作过程中广泛采用的液体成型工艺，该工艺是在具有一定形状的刚性模具型腔内使树脂与纤维充分浸润，并按树脂工艺规范进行升温固化，进而得到复合材料零件，RTM工艺同样存在多种液体成型缺陷和充模时间等问题。因此需建立大尺寸预制体成型技术和高增韧短时效快速RTM成型技术。
在大尺寸预制体成型技术方面，Brouwer、Hinders mann和Hamidi等研究了大型结构的真空注塑成型技术及其对加工缺陷的影响。真空辅助成型可依靠大气压力注入树脂，更容易穿透浸润纤维，改善浸润效果，进而减少气泡、空洞等制造缺陷的产生。
中航复合材料有限公司的研究人员探讨了具有曲率半径的复合材料在热压罐成型中的制造缺陷问题，指出曲率半径越小越容易出现缺陷，易出现分层、孔隙和厚度分布不均等问题。
在高增韧短时效快速RTM技术方面 ，Nielsen、Spoerre等和武汉理工大学的研究表明RTM成型过程中纤维浸润不充分、磨具流道设计及排气口设置不合理等因素会引起树脂在膜腔内停留时间短，进而形成干斑；若纤维在模腔内分布不均，树脂流经纤维含量低的区域固化后则会形成富树脂区。
RTM工艺还受真空度、注射压力、注射流量等注射参数的影响，如高压树脂传递模塑成型（HP-RTM）采用高压注塑完成基体浸润和快速固化，具有短时效的优点。
Zhao等研究了高压RTM作用下树脂流动导致的纤维面内变形的问题，如图5所示，在高压注射压力下纤维束冲刷（Fiber-Tow Washout）构成了主要的制造缺陷；在高注射速度时纤维束内会形成小气泡，低注射速度时会在纤维束间形成大气泡。注塑后可采用热压罐进行固化，但大尺寸预制体成型仅依靠热压罐成型工艺已难以保证零件的成型精度；结合闭模成型工艺可较好地解决成型精度不足的问题，已成为复合材料风扇叶片的主流成型技术。
综上，大型复杂曲面复合材料结构的成型需优化成型温度、模压压力和固化曲线，并综合考虑真空度、注射压力、注射流量等因素的影响。
叶片包边胶接工艺设计与仿真
为保护复合材料叶片，通常对复合材料叶片本体前缘进行金属包边，通过胶接结合热压的方式进行连接。然而叶片作为一种大扭转变截面的复杂结构，前缘更是发生扭转曲面变形最大的区域，相应的金属包边是一种深V槽型扭转结构件，易出现粘合质量不均、粘合强度和可靠性不足的问题。
这种结构在旋转反复受力、持续周期性气流和振动载荷的作用下，存在的脱粘风险可能导致包边脱落并进入发动机，造成严重后果。因此叶片前缘与金属包边的粘合工艺设计、粘合强度与稳定性成为影响叶片使用寿命的重要因素。
包边胶接工艺设计方法、外物冲击载荷下胶接界面失效行为预测是复合材料叶片包边设计的关键技术。
在金属包边胶接工艺设计方面，文献研究了采用真空袋和热压罐将轻量化包边粘于风扇叶片的流程，热压过程中需根据粘接剂特性合理控制压力和温度；武汉理工大学的研究人员公开了一种通过超声波减振注射粘接剂，利用振动压力耦合作用促进粘接剂流动，进而提高成型质量的方法；文献研究了金属包边与复合材料胶接成型过程中包边与叶片本体定位控制组成预组合体及升温固化成型的方法，可控制单侧胶层厚度为0.2~0.4 mm；西北工业大学的研究人员研究了复合材料的仿生毛化连接方法，有助于提升金属包边与复合材料叶片前缘的胶接强度和稳定性。
包边胶接界面会受拉、压、剪混合载荷作用及冲击和疲劳载荷作用，为研究界面载荷传递与破坏机理，需精确分析混合模式下胶接界面变形、损伤的起始与扩展过程，建立相适应的界面力学数值模型显得尤为重要。因此应针对胶接界面拉-压-剪混合载荷、驻点压力应力破坏、裂纹扩展后闭合等复杂问题，改进现有内聚力单元法，建立可表征混合应力状态下胶接界面力学行为的有限元数值模型。
在金属包边胶接承载仿真方面，Miller等利用压力磨具制备了包含金属包边的平板叶片模拟件，开展了冲击打靶测试，结果显示叶片包边发生了明显的脱粘现象，如图6a所示；刘洋等也观测到类似的脱粘现象，这说明仿真分析外物冲击包边叶片时不可忽略包边胶层失效的问题。文献仿真对比了有无金属包边复合材料叶片损伤情况，但分析中未考虑界面胶层的影响；文献模拟鸟撞载荷下包边叶片的脱粘情况，如图6b所示，胶层本构采用的是混合双线性模型，结果表明在鸟直接撞击载荷下包边胶层发生大面积失效，但叶片整体未发生结构性失效。
图6 含金属包边复合材料叶片的冲击失效形貌与仿真模拟
复合材料结构多尺度建模与精细化仿真
三维编织和三维机织织物复合材料在厚度方向都有一定的纱线相互作用，可提升材料的层间性能、可设计性和铺放效率，并有效降低生产成本与制造周期，在制备大型复合材料结构中使用广泛。
这两类纺织物复合材料具有特殊的交叉和绕结特征，成型后的纺织物结构局部和整体都会发生变化，由此带来的纤维束的弯折、错位都会影响复合材料的性能。
三维纺织物的交织结构使其成型后的评价更为复杂，宏观上已不能简单等同于传统单向带复合材料进行分析，通常先根据复合材料多尺度特性建立其包含织物织造特征的细观结构几何模型，再将模型离散为有限元模型。
细观尺度模型将织造纤维束和基体分开，分别赋予不同的材料属性和本构关系，细观单胞模型可对三维织物复合材料进行分析，但模型的计算量较大。因此需发展细观单胞参数化建模方法、复杂构型结构精细化建模技术、兼具计算效率和精度的多尺度计算方法等仿真技术。
通常编织复合材料的几何模型是根据理想化的编织结构建立的，之后再对几何模型进行离散化，建立相应的有限元模型，由于纤维交织的结构形式复杂，需发展细观单胞参数化建模方法，如图7所示，西北工业大学的研究人员采用计算机图像测定方法计算了2.5D机织复合材料纤维束在实际复合材料结构中的纤维束轮廓，结合Texgen软件实现了参数化建模，并进一步开展了仿真计算，此外还可采用CT扫描的方法获得织物的几何结构信息，基于此类图像处理和CT扫描技术实现了复杂构型结构参数化、精细化建模。
在完成建模后的细观有限元模型及其边界条件的建立方面，Lomov和Xia等进行了详细介绍 ，哈尔滨工业大学、浙江大学的研究人员也开展了相关纺织复合材料的细观有限元模拟方面的研究。
虽然细观有限元模型在分析纺织结构损伤失效行为方面具有明显优势，但也存在计算效率低的缺点，在模拟尺寸较大的复合材料结构冲击损伤行为时，现有计算条件很难满足算力需求，因此有学者在多尺度计算方法方面开展了研究。
复杂应力状态下复合材料的性能表征、本构建模与强度理论
航空发动机结构工作在大离心力、气动力和多种冲击载荷下，处于复杂应力状态，可能出现纤维断裂、基体损伤、分层等多种形式的破坏模式。
复杂应力状态下，要测出多种情况下复合材料相应极限应力，在工程上较为困难，在试验原理和试验设备方面的研究尚有不足；同时在高速冲击载荷下，材料的本构并不能高效且准确地描述材料在不同载荷条件下的渐进失效行为及其非线性力学响应，加之材料的绝热温升也导致发动机复合材料的受载是一个典型的热力耦合、形变-相变相互耦合的动力学过程。
因此如何建立复杂应力状态下复合材料的本构和强度理论也是值得研究的问题，需发展复合材料动态本构模型、复合材料的多轴动态试验表征技术、多向应力下的损伤起始和失效判据等。
在复合材料动态本构模型方面，现有文献主要从宏观力学方法和细观唯象方法两个角度对复合材料的动态本构开展研究。
细观力学方法是将纤维和基体作为材料的基本单元，将复合材料的宏观性能与组分材料的细观组分联系起来，直接通过组分材料的应力与应变场实现材料整体宏观应力应变场的计算，如对微观力学模型进行应变率改进形成复合材料的动态本构模型。
此外复合材料层间界面也表现出了对加载速率的敏感性，考虑到风扇叶片和机匣使用的三维复合材料存在层间裂纹扩展不稳定、测试表征不完善等方面的问题，此类材料应变率敏感性相关问题也需进一步研究。
研究材料的应变率效应最直接的办法是开展材料动态力学性能测试，已有大量文献报道了采用分离式霍普金森杆（SHB）开展纤维增强复合材料单轴动态测试方面的研究。
在复合材料的多轴动态试验表征技术方面，文献采用单轴霍普金森压杆实现了压剪复合加载，这种加载只是通过试样设计或引入更多的边界条件实现试样的多轴应力状态，并不是真正意义上的多向或多轴加载，应力比和多轴应力的同步性难以准确控制。
目前采用高压气体驱动的方式难以实现同步时间精度在微秒量级的多向甚至多轴动态加载，西北工业大学开发的电磁霍普金森杆加载系统因产生的应力直接施加在试件上，从而消除应力时差，可实现真正意义上的动态多向同步加载，对提升复合材料的动态测试技术具有实际意义。
多向应力下的损伤起始和失效判据方面，复合材料的破坏分析与强度理论研究引起了相关领域的广泛关注，产生了多种强度理论与失效判据，如在纤维或基体达到指定应力和应变状态时发生失效的最大应力/应变准则，考虑各个方向应力耦合的Tsai-Wu失效准则或对失效模式进行解耦的Hashin、Chang-Chang准则。
在多向应力下的损伤起始和失效判据方面，Li等研究了Tsai-Wu准则中面内正应力和横向正应力交叉项系数的确定方法，这种方法使确定交叉项系数的过程有一定数学和逻辑基础。这种唯象的、二次多项式形式的失效判据很难表征复杂应力状态下裂纹的扩展与失稳，但在工程中考虑复杂应力状态也有一定的借鉴意义。
后续又发展出了在准则中引入断裂面的Puck准则、考虑材料非线性的LaRC05准则等，对这些准则在复杂应力状态下的适用性可参考文献。
长期服役条件下复合材料结构的疲劳强度和寿命预测
复合材料机匣的包容性设计方法
民用航空发动机必须满足相关适航规章的要求并通过适航管理部门的适航审定才能投入使用，中国和国际主流适航管理部门关于航空发动机的适航规章和专用条款都对复合材料机匣包容性有明确要求。
应明确包容性相关适航规章条款的实质要求，形成相关的适航符合性验证思路、方法和包容性设计准则。发展适用于复合材料机匣的经验公式设计准则、机匣包容仿真分析准则、复合材料机匣整机包容仿真、机匣响应测试方法等。
FAA针对GE90、GEnx、LEAP等采用复合材料结构风扇叶片的发动机型号制定了专用条件，如针对GE90的专用条件为SC33-ANE-08，这些专用条件基于这样的安全假设：复合材料中的裂纹、分层等制造缺陷不会出现受载扩展的现象，因此复合材料叶片只可能是由于外物冲击而不可能因为自身缺陷导致叶片断裂从而引起发动机包容问题。
因此复合材料机匣的包容能力主要取决于材料的抗冲击性能，尤其是抵抗硬物高速冲击的能力。这样只需要进行复合材料叶片流道线以上部分（即可能被外物撞击的部分）脱落的整机包容性试验证明符合性。
另外复合材料由于自身的特点，其力学性能不仅与材料本身相关，还与服役使用环境和加工制造缺陷相关，且由于环境因素的影响，其力学性能还有可能进一步退化。因此在分析复合材料相关结构包容性时，需考虑服役环境（例如温度、湿度、盐度）、制造缺陷及分散度和性能退化等因素对于材料性能的影响。
在经验公式设计准则方面，适用于金属材料机匣的经验公式方法在预测单个叶片的包容能力时具有适用性，但不能简单通过经验公式的方法计算得到复合材料机匣的包容裕度。
通常结合积木式的试验和仿真分析进行复合材料结构包容裕度分析（如图9所示），这涉及机匣包容仿真分析准则的确定、复合材料基本力学性能测试、子结构部件抗冲击性能分析与试验、全结构整机部件包容能力仿真分析与试验、机匣响应测试方法等。
图9 复合材料发动机机匣包容性积木式验证示意图
针对这些方面中国商飞的研究人员研究了编织复合材料外物冲击载荷复合材料风扇机匣包容性能提升的要点；浙江大学、西北工业大学和北京航空材料研究院的研究人员针对三维编织、机织和二维三轴复合材料开展了弹道冲击试验、旋转打靶试验和数值仿真模拟，研究了复合材料机匣包容性相关的一系列力学问题。
复合材料风扇转子叶片抗冲击性能的高效预测与评价方法
航空发动机的风扇叶片位于进气口的最前端，最易遭受鸟体、砂石、冰雹等外来物的冲击。外物冲击可能造成风扇叶片出现大变形或断裂，降低叶片结构的强度从而导致丧失部分或全部推力，即使很小的叶片损伤也会引起发动机的不平衡。
此外对于复合材料构件抗冲击性能的评价需要一个有效的、全面的标准，且这个标准的建立要以设计目标为指导。当结构的静强度、动强度及冲击后的损伤容限性能都作为设计指标时，对结构抗冲击性能的评价就不能使用“弹道极限速度”或“冲击吸能效率”等单一的评价标准。
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展 望
总结了将连续纤维增强树脂基复合材料应用于航空发动机需克服的一系列关键技术问题和面临的挑战。随着新技术、新方法的出现，以下3个方向值得关注：
成型工艺会对复合材料的性能造成显著影响，如自动铺丝因温度、压力、铺放角度、速度等工艺因素会引起丝束间隙、扭转、褶皱、翻折气泡等铺放缺陷；固化过程中内部温度分布会受预制体形状的影响，固化残余应力又会产生固化变形。
对于形状复杂的风扇叶片，对制造全周期进行评价，预测固化整体变形情况、内部织物波动特征和固化过程温度等因素是提升其服役性能的关键问题。现有制造过程模拟或评价系统中，纺织物预成形与注塑固化过程往往相互独立，未能将其相互影响因素联系起来。
为此应从材料组分层面出发，建立制造质量控制参数与结构件的性能和形状之间的联系和反馈机制，如图10所示。这套考虑多种因素的全周期制造过程评价系统应结合实际的制造过程数据、模拟数据、结构件反馈数据及经验数据，能够给出所需的工艺温度、压力、注塑流速、剂量等因素，从而能对制造过程缺陷进行快速评估，充分发挥复合材料可设计性方面的优势，克服异形、大构件复合材料件制备的难点。
采用不同种类纤维制备混杂纤维增强复合材料是改善复合材料抗冲击性能的有效途径之一，但选材和混杂方式往往需在掌握材料基本性能和构件冲击变形失效机理的基础上进行设计。比如芳香族聚酰胺（Kevlar）纤维和高韧性低密度的超高分子量聚乙烯（UHMWPE）纤维构成的层间混杂复合材料有着更高的冲击吸能值及更低的背凸变形量。
不同混杂比的单向经编层内碳/玻混杂织物在高速冲击载荷下具有更好的吸能效果，低速冲击下具有更高的极限载荷且损伤程度更低。碳-芳纶混杂二维编织层板结构在低速冲击载荷下表现出的韧性大于单碳纤维增强层板。
此外合理的混杂设计还可以在保证力学性能的同时降低成本，比如Kevlar、碳纤和玻纤组成的复合材料相比纯Kevlar可节省21%的材料成本，且相比单一增强纤维复合材料可承受更高的冲击能量。
由此可见通过力学设计手段采用不同的纤维材料进行混纺或混铺，可实现对材料整体强韧性和抗冲击性能的调控，这样可在现有成熟材料体系和经验下开展研究，有效降低新材料结构的研发成本。
如何合理设计混杂材料组分及比例，同时兼顾经济性与优异抗冲击性能，是未来混杂复合材料发展的重要导向。类似未改变材料体系的铺层设计技术还有仿生铺层复合材料、薄层复合材料设计技术。
