直升機復合材料槳葉疲勞研究.pdf

1、旋翼槳葉是直升機特有的關鍵動部件，即使在穩(wěn)定前飛狀態(tài)，也要承受復雜的交變載荷作用，疲勞問題十分突出，直接影響直升機的安全可靠性和經(jīng)濟性。目前，直升機旋翼槳葉廣泛采用復合材料，使槳葉疲勞壽命得到大幅提高，但槳葉的疲勞設計仍采用以安全壽命為基礎的設計方法。為了保證槳葉的可靠性，往往不得不采用較大的壽命分散系數(shù)或強度縮減系數(shù)，使復合材料的潛力得不到充分發(fā)揮；同時，由于沒有考慮生產(chǎn)、使用、維護中的缺陷和損傷，安全壽命設計并不安全。為了充分發(fā)揮復

2、合材料的潛力，需要對復合材料的疲勞進行更深入的研究。由于復合材料疲勞損傷機理的復雜性，復合材料槳葉的疲勞壽命預測方法仍然是當前直升機技術研究的熱點和前沿領域。
　　 本文發(fā)展了復合材料靜載和疲勞載荷下的三維有限元漸進損傷分析方法，并對其中的三個關鍵技術進行了深入研究--針對復合材料的非線性三維應力情況，引入非線性剪切因子建立了適合于復合材料分析的本構(gòu)模型和非線性求解方法；針對復合材料靜載和疲勞載荷下的多種失效模式，采用修正的Ha

3、shin準則進行判定；基于連續(xù)損傷力學理論，提出了靜載損傷增長模型，通過理論分析表明該模型能有效量化失效后材料的力學性能參數(shù)，同時，提出了疲勞載荷下基于剛度降和強度降的疲勞損傷增長模型，通過疲勞試驗驗證表明該模型能較好地描述復合材料剛度和強度退化規(guī)律。
　　 利用上述靜載漸進損傷分析方法模擬了四種無缺陷層合板和三種含孔層合板靜載拉伸過程，分別計算了各層合板的靜強度、載荷位移曲線以及損傷分布，結(jié)果表明預測值與試驗值吻合良好。利用疲

4、勞載荷下漸進損傷分析方法模擬了含孔層合板的疲勞過程，分別計算了層合板的疲勞壽命、縱向剛度降以及損傷分布，結(jié)果表明預測值與試驗值吻合較好。
　　 針對含單一分層損傷的復合材料結(jié)構(gòu)，本文引入了虛擬裂紋閉合技術計算分層裂紋尖端的應變能釋放率，并在裂紋尖端的單元長度、寬度不等以及裂紋尖端轉(zhuǎn)動的情況下對應變能釋放率的計算表達式進行了修正。基于分層尖端的最大應變能釋放率，建立了復合材料結(jié)構(gòu)外載荷與壽命表達式。
　　 通過Ⅰ型、Ⅱ型和

5、混合型分層試驗驗證了上述修正的應變能釋放率計算方法；以虛擬裂紋閉合技術計算柔性梁內(nèi)部分層時的應變能釋放率為基礎，利用外載荷與壽命表達式計算了柔性梁的疲勞壽命，預測值與試驗值基本一致。
　　 通過層合板的靜載和疲勞試驗，確定了直升機槳葉復合材料的疲勞損傷增長模型和等壽命曲線模型。基于靜載損傷模型、疲勞損傷模型和等壽命曲線模型，建立了直升機復合材料槳葉的漸進疲勞分析方法；模擬了Westland復合材料尾槳葉危險剖面段的疲勞過程，并計