[发明专利]一种直升机复合材料主桨叶许用缺陷确定方法

权利要求书

1.一种直升机复合材料主桨叶许用缺陷确定方法，其特征在于：

第一步、确定所述直升机复合材料主桨叶的缺陷类型、各缺陷尺寸及所述直升机复合材料主桨叶的缺陷出现部位；

第二步、根据所述直升机复合材料主桨叶的有限元模型，获取所述直升机复合材料主桨叶的危险区域，所述危险区域是指能够由缺陷造成破坏的区域，所述危险区域的大小能够覆盖由所述缺陷所造成的所述直升机复合材料主桨叶的损坏位置；

第三步、分别制作所述复合材料主桨叶的根部段和翼型段试验件，在所述试验件上的由第一步和第二步确定的缺陷部位以及危险区域预制缺陷；

第四步、根据飞行载荷和复合材料主桨叶材料特性，确定满足寿命指标的试验载荷谱，并以所述试验载荷谱对带第三步设定的缺陷的所述试验件进行疲劳试验；

第五步、根据试验结果确定是否需要修正缺陷参数和再验证；

第六步、疲劳试验满足寿命指标要求后，进行剩余强度试验；

第七步、根据第五步及第六步的验证及试验结果评判缺陷类型和复合材料主桨叶尺寸的合理性，给出主桨叶缺陷许用标准，提出危险缺陷类型控制方案。

2.根据权利要求1所述的直升机复合材料主桨叶许用缺陷确定方法，其特征在于：在所述第一步中，通过对复合材料主桨叶各区域的功能、构造及制造过程中的工艺控制等情况分析，结合制造和使用过程中形成缺陷的统计，确定复合材料主桨叶上出现缺陷的区域，并预测缺陷的最大许用尺寸。

3.根据权利要求1所述的直升机复合材料主桨叶许用缺陷确定方法，其特征在于：在所述第二步中，根据复合材料的力学特性、复合材料主桨叶的各剖面的刚度特性以及受载严重工况对所述直升机复合材料主桨叶的临界剖面进行应力计算，确定所述直升机复合材料主桨叶上各剖面的强度裕度，选取强度裕度小的剖面作为缺陷容限验证的危险区域。

4.根据权利要求1所述的直升机复合材料主桨叶许用缺陷确定方法，其特征在于：在所述第三步中，所述缺陷包括内部缺陷和外部缺陷。

5.根据权利要求4所述的直升机复合材料主桨叶许用缺陷确定方法，其特征在于：所述内部缺陷包括在试验件的给定部位和区域预制纤维分层、翼型段蒙皮褶皱、无纬带错位、金属夹杂和根部段0剖面大梁无纬带弯曲，所述0剖面是指过桨叶销的轴线形成的剖面。

6.根据权利要求4所述的直升机复合材料主桨叶许用缺陷确定方法，其特征在于：所述外部缺陷包括通过冲击锤的自由落体的方式预制复合材料主桨叶外表面缺陷。

7.根据权利要求1所述的直升机复合材料主桨叶许用缺陷确定方法，其特征在于：在所述第四步中，依据所述直升机复合材料主桨叶的寿命指标和飞行载荷确定结构的疲劳极限，之后采用疲劳特性S-N曲线公式推算出疲劳试验载荷谱，所述疲劳试验载荷谱等效与寿命指标内的真实载荷环境。

8.根据权利要求7所述的直升机复合材料主桨叶许用缺陷确定方法，其特征在于：在所述第四步中，复合材料主桨叶的翼型段试验采用共振法进行疲劳试验，复合材料主桨叶的的根部段试验采用激振法进行疲劳试验。

9.根据权利要求1所述的直升机复合材料主桨叶许用缺陷确定方法，其特征在于：在所述第六步中，依据直升机飞行使用中出现的最大载荷工况，采用四点弯曲的加载方式验证复合材料主桨叶的翼型段剩余强度，采用激振法验证复合材料主桨叶的根部段剩余强度。