[發明專利]一種直升機復合材料主槳葉許用缺陷確定方法

在審

• 申請號: 201610150004.7
• 申請日: 2016-03-16
• 公開（公告）號: CN105760623A
• 公開（公告）日: 2016-07-13
• 發明（設計）人: 顧文標
• 申請（專利權）人: 中國直升機設計研究所
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50;G01M13/00
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 劉麗萍

1.一種直升機復合材料主槳葉許用缺陷確定方法，其特征在于：

第一步、確定所述直升機復合材料主槳葉的缺陷類型、各缺陷尺寸及所述直升機復合材料主槳葉的缺陷出現部位；

第二步、根據所述直升機復合材料主槳葉的有限元模型，獲取所述直升機復合材料主槳葉的危險區域，所述危險區域是指能夠由缺陷造成破壞的區域，所述危險區域的大小能夠覆蓋由所述缺陷所造成的所述直升機復合材料主槳葉的損壞位置；

第三步、分別制作所述復合材料主槳葉的根部段和翼型段試驗件，在所述試驗件上的由第一步和第二步確定的缺陷部位以及危險區域預制缺陷；

第四步、根據飛行載荷和復合材料主槳葉材料特性，確定滿足壽命指標的試驗載荷譜，并以所述試驗載荷譜對帶第三步設定的缺陷的所述試驗件進行疲勞試驗；

第五步、根據試驗結果確定是否需要修正缺陷參數和再驗證；

第六步、疲勞試驗滿足壽命指標要求后，進行剩余強度試驗；

第七步、根據第五步及第六步的驗證及試驗結果評判缺陷類型和復合材料主槳葉尺寸的合理性，給出主槳葉缺陷許用標準，提出危險缺陷類型控制方案。

2.根據權利要求1所述的直升機復合材料主槳葉許用缺陷確定方法，其特征在于：在所述第一步中，通過對復合材料主槳葉各區域的功能、構造及制造過程中的工藝控制等情況分析，結合制造和使用過程中形成缺陷的統計，確定復合材料主槳葉上出現缺陷的區域，并預測缺陷的最大許用尺寸。

3.根據權利要求1所述的直升機復合材料主槳葉許用缺陷確定方法，其特征在于：在所述第二步中，根據復合材料的力學特性、復合材料主槳葉的各剖面的剛度特性以及受載嚴重工況對所述直升機復合材料主槳葉的臨界剖面進行應力計算，確定所述直升機復合材料主槳葉上各剖面的強度裕度，選取強度裕度小的剖面作為缺陷容限驗證的危險區域。

4.根據權利要求1所述的直升機復合材料主槳葉許用缺陷確定方法，其特征在于：在所述第三步中，所述缺陷包括內部缺陷和外部缺陷。

5.根據權利要求4所述的直升機復合材料主槳葉許用缺陷確定方法，其特征在于：所述內部缺陷包括在試驗件的給定部位和區域預制纖維分層、翼型段蒙皮褶皺、無緯帶錯位、金屬夾雜和根部段0剖面大梁無緯帶彎曲，所述0剖面是指過槳葉銷的軸線形成的剖面。

6.根據權利要求4所述的直升機復合材料主槳葉許用缺陷確定方法，其特征在于：所述外部缺陷包括通過沖擊錘的自由落體的方式預制復合材料主槳葉外表面缺陷。

7.根據權利要求1所述的直升機復合材料主槳葉許用缺陷確定方法，其特征在于：在所述第四步中，依據所述直升機復合材料主槳葉的壽命指標和飛行載荷確定結構的疲勞極限，之后采用疲勞特性S-N曲線公式推算出疲勞試驗載荷譜，所述疲勞試驗載荷譜等效與壽命指標內的真實載荷環境。

8.根據權利要求7所述的直升機復合材料主槳葉許用缺陷確定方法，其特征在于：在所述第四步中，復合材料主槳葉的翼型段試驗采用共振法進行疲勞試驗，復合材料主槳葉的的根部段試驗采用激振法進行疲勞試驗。

9.根據權利要求1所述的直升機復合材料主槳葉許用缺陷確定方法，其特征在于：在所述第六步中，依據直升機飛行使用中出現的最大載荷工況，采用四點彎曲的加載方式驗證復合材料主槳葉的翼型段剩余強度，采用激振法驗證復合材料主槳葉的根部段剩余強度。