[发明专利]一种直升机复合材料主桨叶许用缺陷确定方法

说明书

技术领域

本发明属于直升机结构疲劳设计技术领域，具体涉及一种直升机复合材料主桨叶许用缺陷确定方法。

背景技术

缺陷容限是FAA(美国联邦航空管理局)针对几起因缺陷导致的民航事故于1989年首先提出的。FAA认为航空器结构在生产、使用环节不可避免地会出现各种缺陷，基于结构无损伤的理想状态进行疲劳设计是不够合理的。2000年以后，结构长寿命设计逐渐成为主流，如某民用型号直升机关键结构的疲劳设计寿命达到了6000～20000飞行小时。长寿命周期内缺陷演变成危害的可能性更高，因此，结构的缺陷容限性能验证逐渐受到重视，并最终成为适航FAR/CCAR27/29.571条的强制要求。

作为直升机特有的关键性动部件，主桨叶通过高速旋转和桨盘倾斜、桨叶变距操纵等，为直升机提供满足机动飞行需求的升力和动力。目前先进直升机的主桨叶一般采用碳纤维、玻璃纤维等多种复合材料构成。复合材料具有良好的强度性能，对应力集中等缺陷不敏感，因此，桨叶结构对缺陷类型和尺寸的容忍度高于一般的金属材料。但复合材料主桨叶制造时需要经历放置支撑肋、泡沫内衬，并通过缠绕、交叉铺层、胶粘、高温模压等多道复杂工序方能成型，在这过程中难以完全避免内部缺陷的存在，如分层、错位、皱褶、夹杂等；而在使用过程中主桨叶高速旋转的工作模式很容易受到外物如飞沙、走石等带来的冲击损伤。

直升机执行飞行任务时，主桨叶一直处于复杂的受力环境中，既要承受地—空—地飞行引起的载荷循环，还要承受周期性的气动力、弹性力、惯性力产生的挥舞、摆振弯矩、扭矩及离心力，结构一旦存在初始缺陷或在使用中意外损伤，恶劣的载荷环境很容易导致结构强度或刚度的降低，影响使用安全。

按照适航FAR/CCAR27/29.571条对强度安全的要求，同时出于降低用户使用和维护成本、使得整机具有出色的性价比的角度考虑，复合材料主桨叶的缺陷容限性能必须经过验证，即假设结构存在某些不可避免的缺陷，这些缺陷在给定的寿命期内不会影响飞行安全。

发明内容

为解决上述问题，本发明提出一种直升机复合材料主桨叶许用缺陷确定方法，给出制造偏差或使用损伤等缺陷的许用值或处置措施，从而降低直升机复合材料主桨叶制造和维护的成本，减小该类结构因缺陷导致的使用风险。

本发明直升机复合材料主桨叶许用缺陷确定方法，主要包括以下步骤：

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，其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。

优选的是，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。

在上述方案中优选的是，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。

在上述方案中优选的是，在所述第三步中，所述缺陷包括内部缺陷和外部缺陷。

在上述方案中优选的是，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。

在上述方案中优选的是，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。