风力机叶片复合材料裂尖温度场及微观损伤研究

王琳琳，陈长征，周勃，孙宇梦，康爽，杜金尧

风力机叶片复合材料裂尖温度场及微观损伤研究

王琳琳，陈长征，周勃，孙宇梦，康爽，杜金尧

（沈阳工业大学机械工程学院，辽宁省 沈阳市 110870）

依据热力耦合建立含微缺陷叶片的裂尖温度场数值模型，并研究了微缺陷叶片断裂微观损伤方式。首先，建立裂尖温度场数学模型需要确定塑性区范围和塑性区内的内热流密度函数。基于正交各向异性复合材料裂纹尖端应力场和Tsai-Wu屈服准则理论推导，得到含微缺陷风电叶片I/II复合型裂纹的塑性区范围；内热流密度函数按照裂纹扩散规律构造。其次，利用电子扫描电镜技术对叶片试件的断口失效微观结构进行检测。通过红外热像仪监测微缺陷叶片试件表面温度实验，验证了裂尖温度场计算模型的准确性；确定计算温度场模型中内热流密度函数幂数为2；通过显微技术发现含气泡缺陷的叶片试件有纤维断裂、基体开裂损伤方式。

风力机叶片；红外热像；热耗散；裂尖温度场；微观结构；损伤；气泡缺陷；热流密度函数

0 引言

叶片是风力机关键部件，其性能优劣、质量可靠性直接影响整个机组运行[1-2]。叶片材质主要采用具有强度高、刚度高、耐腐蚀性特点的玻璃纤维增强复合材料(glass fiber reinforced polymer，GFRP)[3]。叶片在制造过程中容易产生多种微缺陷[4]，带有微缺陷的叶片在载荷和恶劣环境下，能够使微缺陷扩展、积累，最后导致叶片断裂[5-6]。工程上可以把微缺陷看作微裂纹，受到外载荷作用后微裂纹尖端存有塑性区。在塑性区内产生塑性功，部分塑性功可以转化为热耗散[7]。红外热成像技术具有快速直观、定位精准、热灵敏性特点，能够监测材料表面温度变化[8]。

Palumbo等[9]利用材料裂纹尖端温度变化确定材料疲劳极限。Liakat等[10]研究了复合材料在循环载荷作用下，由温度变化确定材料剩余疲劳寿命。Naderi等[11]利用红外热像技术监测玻璃纤维复合材料中裂纹尖端温度变化，研究了复合材料疲劳过程的损伤能。樊俊铃等[12]应用有限元数值模拟方法研究了裂纹尖端温度信号变化与裂纹扩展速率、应力强度因子之间的关系。以上研究说明研究材料在外载作用下裂纹尖端温度场是重要课题，但从解析计算研究叶片复合材料裂纹尖端温度场甚少。

叶片是由纤维、基体和界面构成的复合材料，比金属材料结构复杂。塑性功的另一部分留在材料中将影响材料内部微观结构变化[13]，观察叶片断口失效的微观结构有利于研究叶片疲劳损伤模式。

本文首先推导叶片复合材料的裂纹尖端温度场计算模型；再利用红外热像技术监测微缺陷叶片试件在静拉伸断裂时表面温度，通过实验验证叶片复合材料温度场计算模型的准确性和可行性；最后再利用扫描电子显微镜(scanning electron microscopy，SME)技术检测叶片试件断口损伤模式。

1 理论基础

叶片是由无碱玻璃纤维布铺设形成的复合层板，假设纤维铺设方向与方向夹角为，此时叶片正应力会引起剪应变，剪应变又会引起线应变，因此在叶片内部出现交叉效应，可以把风力机叶片看作正交各向异性体[14-15]。微裂纹扩展时，裂纹尖端塑性区的形状和大小影响着裂纹尖端温度场。

1.1 正交各向异性复合材料塑性区

1.1.1 正交各向异性复合材料裂纹尖端应力场

外力作用下裂纹尖端附近的材料发生屈服，导致裂尖附近出现复杂的应力场。

正交各向异性的叶片复合材料的坐标轴与弹性主轴重合，则叶片复合材料本构方程为

若不计体积力，正交各向异性叶片复合材料的平衡方程和变形协调方程分别为：

由式(1)—(6)得到正交各向异性叶片复合材料平面问题方程：

式中：22=1/2；12=-21/2；66=1/12；11=1/1。

由于叶片工作时受到正应力和剪应力的共同作用，会导致叶片产生I/II型复合型裂纹。

1.1.2 复合材料屈服准则

复合材料失效屈服准则中，Tsai-Wu屈服准则是描述最为全面、成熟的准则。其他准则都是根据待定的加载和受力条件，基于Tsai-Wu屈服准则简化而得到。

假定在应力空间中的破坏表面存在下列形式：

在平面应力下，式(11)可以表达为

1.1.3 正交各向异性叶片复合材料的塑性区

将式(8)—(10)代入式(12)得

1.2 裂纹尖端温度场

裂纹尖端温度场变化与很多参数有关，如材料热传导系数、材料热扩散系数、塑性区内热流密度等。为了能够对裂纹尖端温度场进行数值计算，假定这些参数不随时间、位置变化，是固定不变值。

因为内热流密度函数变化规律与裂纹张开位移的变化规律相同，则设内热流密度函数形 式为

正交各向异性叶片复合材料微裂纹处热传导方程[15]为

通过式(16)—(18)，可以确定叶片复合材料裂纹温度场的内热流密度函数。

2 实验过程

2.1 试件材料及形状

气泡缺陷是叶片制造过程中常见缺陷，本实验以含气泡缺陷的叶片试件为研究对象。按照GB/T 1447—2005《纤维增强塑料拉伸性能试验》方法制作试件，叶片试件是由无碱玻璃纤维布和环氧树脂制造的层合板，铺层选用[0/90]NT的铺设方式。人为制造气泡缺陷如图1所示，试件制作选取第2层为缺陷层。试件几何形状及尺寸如图2所示。

图1 气泡缺陷层图

图2 试件形状、尺寸图

2.2 实验系统和实验过程

实验中有MTS 810伺服液压实验机和NEC R300红外热像仪，MTS 810伺服液压实验机给叶片试件施加拉力，红外热像仪监测试件表面温度。

实验前，利用细砂纸对叶片试件表面边棱角进行打磨，主要是减小或消除棱角处应力集中。实验过程要求密闭恒温的状态，防止其他因素影响实验。

首先，对试件进行预实验。以保证试件与MTS810夹头接触良好，防止试件脱离实验机的夹头，使实验顺利完成。

再次，调整红外热像仪位置。红外热像仪放置试件外侧，使镜头与试件表面垂直，在实验中测量前调准后，测量过程中不再调节，保持统一的测量标准，经过调整红外热像仪距离试件大概50 cm处。安装好的实验系统如图3所示。

叶片试件的静拉伸实验采用位移控制方式，本实验中采用0.5mm/s的速度进行。

图3 实验系统图

3 实验分析及结果

3.1 叶片复合材料塑性区和内热流密度函数的确定

图4 平面应力下的复合型裂纹塑性区范围图

再次，确定塑性区的内热流密度函数。利用公式(16)—(18)，并且为大于1的整数，分别计算不同值的表面温度变化。通过红外热像仪监测叶片试件表面温度得到的实验值与裂纹尖端温度场不同幂次的解析计算值，如图5所示。由 图5可知，叶片试件表面温度先是随时间下降，达到最低点时迅速回升，温度再逐步升高。计算的裂纹尖端温度场解析结果，与实验真实温度变化相同。温度场解析结果受到热流密度函数的幂次数值影响，值越大，解析结果值也越大，与实验值相差也越大。当值为2时，解析结果与实验值最相近，经过计算有5.4%误差。

3.2 叶片复合材料断口微观分析

材料在外力作用下发生不可逆热力学过程，部分塑性功转化为热耗散，剩下塑性功转化为改变材料内部微观显微结构的能量。叶片是不均匀、多向异性材料，其损伤与金属材料不同，常见的有纤维断裂、基体开裂、界面脱粘、分层损伤等模式[16]。有时可能是一种损伤方式，有时多种损伤方式同时存在。

含气泡缺陷叶片试件实验结束后，采用HITACHI S-3400N型SEM对叶片试件的失效断口进行了细观形貌检测，如图6所示。

图6中的实线代表纤维断裂、虚线代表基体开裂。由于气孔缺陷制造，使环氧树脂与无碱纤维布发生分离，缺陷本身造成叶片试件的承载能力小。在有气孔缺陷的位置产生应力集中，应力受到载荷作用下沿着最大应力的纤维方向移动。因气孔缺陷造成纤维与基体相结合地方不够牢固，但纤维的承载能力要比基体承载能力大，进而造成不牢靠的地方出现基体开裂。由于基体开裂导致叶片试件的承载能力下降，导致应力发生在脆弱的纤维上发生了纤维断裂疲劳损伤方式。从SME中可以看出，叶片缺陷的存在对疲劳损伤是有影响的，宏观看不到变化，但是微观方面能够看到疲劳损失方式。

图5 温度的实验值与解析值

(a) 断口细观形貌图

(b) 放大失效细观形貌图

图6 试件断口形貌的SEM照片

Fig. 6 SEM photographs of fracture morphology specimen

4 结论

1）利用红外热像技术监测气泡缺陷叶片试件实验中表面温度变化，发现试件温度先是下降，再逐步升高直到断裂。

2）通过红外热像技术，验证了微缺陷叶片复合材料裂尖温度场计算模型的准确性。通过计算得到叶片复合材料裂纹尖端塑性区为不对称椭圆形，并且内热流密度函数的幂数为2。

3）通过静拉伸断裂实验可知，含气泡缺陷叶片试件有纤维断裂、基体开裂等多种损伤形式。

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Study on Crack Tip Temperature Field and Microstructure Damage for Wind Turbine Composite Blade

WANG Linlin, CHEN Changzheng, ZHOU Bo, SUN Yumeng, KANG Shuang, DU Jinyao

(School of Mechanical Engineering, Shenyang University of Technology, Shenyang 110870, Liaoning Province, China)

The crack tip temperature field of blade with micro-defect based on the thermo-mechanical was studied. The microstructure damage mode of specimen fracture was proposed. The numerical model of the crack tip temperature field was established by the plastic zone and the internal heat flux density function. The plastic zone boundary model of I/II crack propagation with micro-defects wind turbine blade was deduced by crack tip stress of orthotropic composite and Tsai-Wu failure criterion. The heat flux density function of crack tip temperature field was constructed by crack propagation law. The fracture failure microstructure of the blade specimen was examined by scanning electron microscopy(SEM). The surface temperature of wind blade specimen with micro-defect by infrared thermography was monitored. The surface temperature of specimen was consistent with numerica result of crack tip temperature field. The power of heat flux density function is 2. It was found that the damage modes of blade specimen with bubble defects were fiber fracture, matrix cracking.

wind turbine blades; infrared thermography; heat dissipation; crack tip temperature field; microstructure; damage; bubble defect; heat flux density function

10.12096/j.2096-4528.pgt.19007

2019-01-21。

国家自然科学基金资助项目(51575361，51675350)。

Project Supported by National Natural Science Foundation of hina (51575361，51675350)。

(责任编辑 辛培裕)