直升機(jī)復(fù)合材料槳葉疲勞研究.pdf

1、旋翼槳葉是直升機(jī)特有的關(guān)鍵動(dòng)部件，即使在穩(wěn)定前飛狀態(tài)，也要承受復(fù)雜的交變載荷作用，疲勞問題十分突出，直接影響直升機(jī)的安全可靠性和經(jīng)濟(jì)性。目前，直升機(jī)旋翼槳葉廣泛采用復(fù)合材料，使槳葉疲勞壽命得到大幅提高，但槳葉的疲勞設(shè)計(jì)仍采用以安全壽命為基礎(chǔ)的設(shè)計(jì)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(qiáng)度縮減系數(shù)，使復(fù)合材料的潛力得不到充分發(fā)揮；同時(shí)，由于沒有考慮生產(chǎn)、使用、維護(hù)中的缺陷和損傷，安全壽命設(shè)計(jì)并不安全。為了充分發(fā)揮復(fù)

2、合材料的潛力，需要對(duì)復(fù)合材料的疲勞進(jìn)行更深入的研究。由于復(fù)合材料疲勞損傷機(jī)理的復(fù)雜性，復(fù)合材料槳葉的疲勞壽命預(yù)測(cè)方法仍然是當(dāng)前直升機(jī)技術(shù)研究的熱點(diǎn)和前沿領(lǐng)域。
　　 本文發(fā)展了復(fù)合材料靜載和疲勞載荷下的三維有限元漸進(jìn)損傷分析方法，并對(duì)其中的三個(gè)關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了深入研究--針對(duì)復(fù)合材料的非線性三維應(yīng)力情況，引入非線性剪切因子建立了適合于復(fù)合材料分析的本構(gòu)模型和非線性求解方法；針對(duì)復(fù)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(zhǔn)則進(jìn)行判定；基于連續(xù)損傷力學(xué)理論，提出了靜載損傷增長(zhǎng)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(xué)性能參數(shù)，同時(shí)，提出了疲勞載荷下基于剛度降和強(qiáng)度降的疲勞損傷增長(zhǎng)模型，通過疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證表明該模型能較好地描述復(fù)合材料剛度和強(qiáng)度退化規(guī)律。
　　 利用上述靜載漸進(jìn)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(jì)算了各層合板的靜強(qiáng)度、載荷位移曲線以及損傷分布，結(jié)果表明預(yù)測(cè)值與試驗(yàn)值吻合良好。利用疲

4、勞載荷下漸進(jìn)損傷分析方法模擬了含孔層合板的疲勞過程，分別計(jì)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(yù)測(cè)值與試驗(yàn)值吻合較好。
　　 針對(duì)含單一分層損傷的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，本文引入了虛擬裂紋閉合技術(shù)計(jì)算分層裂紋尖端的應(yīng)變能釋放率，并在裂紋尖端的單元長(zhǎng)度、寬度不等以及裂紋尖端轉(zhuǎn)動(dòng)的情況下對(duì)應(yīng)變能釋放率的計(jì)算表達(dá)式進(jìn)行了修正。基于分層尖端的最大應(yīng)變能釋放率，建立了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)外載荷與壽命表達(dá)式。
　　 通過Ⅰ型、Ⅱ型和

5、混合型分層試驗(yàn)驗(yàn)證了上述修正的應(yīng)變能釋放率計(jì)算方法；以虛擬裂紋閉合技術(shù)計(jì)算柔性梁內(nèi)部分層時(shí)的應(yīng)變能釋放率為基礎(chǔ)，利用外載荷與壽命表達(dá)式計(jì)算了柔性梁的疲勞壽命，預(yù)測(cè)值與試驗(yàn)值基本一致。
　　 通過層合板的靜載和疲勞試驗(yàn)，確定了直升機(jī)槳葉復(fù)合材料的疲勞損傷增長(zhǎng)模型和等壽命曲線模型?；陟o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(jī)復(fù)合材料槳葉的漸進(jìn)疲勞分析方法；模擬了Westland復(fù)合材料尾槳葉危險(xiǎn)剖面段的疲勞過程，并計(jì)