直升机复合材料主桨叶缺陷容限验证技术.pdf

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1、总第184期2015年第2期直升机技术HEⅡCOmRTECHNIQUETotalNo．184No．22015文章编号：1673-1220(2015)02旬50旬8直升机复合材料主桨叶缺陷容限验证技术潘春蛟，顾文标，曾玖海，邹静，虞汉文(中国直升机设计研究所，江西景德镇333001)摘要目前直升机主桨叶结构多采用复合材料，作为直升机特有的关键性动部件，工作时一直处于复杂的受力环境中，其状况直接影响到直升机的飞行安全。复合材料主桨叶设计与生产工艺复杂，制造中很容易出现如分层、错位、皱褶、夹杂等内部缺陷，而使用时的高速旋转使其

2、很容易受到外物如飞沙、走石等的冲击损伤。按照适航FAR／ccAR27／29．571条的要求，提出复合材料桨叶缺陷容限性能验证的方法并予以实施，降低了用户使用和维护成本，提高了结构的安全可靠性。关键词直升机；主桨叶；复合材料；缺陷容限；验证技术中图分类号：v250．2；V214．8文献标识码：ATheStudyonFlawToleranceCompositeMaterialSuhtantiationofHelicopterMainRotorBladePANChunjiao，GuWenbiao，ZENJiuhai，ZOUJi

3、ng，YUHanwen(ChinaHelicopterResearchandDevelopmentInstitute，Jingdezhen333001，Chim)AbstractMainrotorbladesaremostimportantpartsofhelicopterandalwaysworkundermultiplyloadsenvjronment，theirenou曲stren曲winbecTiticalfor出enights出tyofhelicopter．Todaymainrotorbladesareusua

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5、R27／29．571．nenawt01erancesubstantiationapproachoffuU—scalebladeswasshownandtlleacceptancecriteriaofnawtypeandpaurameterwere舀ven，itwouldreducecostsofbladesproduetionandser、，icebe8idemores如t)r．1【eywordshelicopter；mainrotorblade；compositematerial；nawtolerance；substa

6、ntiationo精誉恭詈謦黧蓑雹磊薹蚕器羹釜碧缺陷容限是FAA(美国联邦航空管理局)针对疲劳设计是不够合理的。2000年以后，结构长寿命几起因缺陷导致的民航事故于1989年首先提出的。设计逐渐成为主流，如某民用型号直升机关键结构收稿日期：2015一01—28作者简介：潘春蛟(1972一)，男，黑龙江庆安人，硕士，高工，主要研究方向：直升机疲劳强度。2015年第2期潘春蛟，顾文标，曾玖海，等：直升机复合材料主桨叶缺陷容限验证技术·51·的疲劳设计寿命达到了6000—20000乜行小时。长寿命周期内缺陷演变成危害的可能性更

7、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

8、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，既要承受地一空一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