摘要：直升机复合材料叶片损伤临界值研究

叶片是直升机最重要的部件之一，也是最易损坏的部件。叶片损坏不仅会降低结构强度，还会引起振动特性的变化，甚至可能引起旋翼与机身的共振，直接影响直升机的飞行安全。目前，越来越多的直升机使用全复合材料螺旋桨，国内对受损复合材料螺旋桨的研究较少。因此，为保障直升机的飞行安全，研究直升机复合材料叶片结构的损伤临界值具有重要意义。针对直升机复合材料叶片，根据直升机叶片的设计要求，通过动态强度分析和静态强度校核，建立了一套确定复合材料叶片损伤临界值的方法。以某型直升机复合材料旋翼桨叶为研究对象，以通用有限元软件ANSYS为平台，采用嵌入式参数编程语言（APDL）对带穿孔复合材料桨叶的振动特性和静强度进行分析。损害。检查计算，根据直升机复合材料叶片设计规范的要求确定叶片穿孔损伤的临界值。建立了带穿孔损伤的复合叶片模型，分析了叶片的振动特性，并根据直升机叶片固有特性的设计准则进行了动力强度校核。损伤叶片不同部位的振动特性分析结果表明，大梁根部的损伤对叶片的振动特性影响最大。因此，以叶梁根部为关键损伤部位研究损伤临界值。考虑武装直升机的战场环境，在关键损伤位置模拟了直径为20mm、25mm、30mm、35mm和37mm的穿孔损伤，以及损伤叶片在工作速度（260~360 r/ min) 进行了分析。 ，并检查其静态强度。结果表明，随着损伤尺寸的增大，叶片各阶振动频率增强；包括20mm、25mm、30mm、35mm损坏叶片在工作转速（260~360 r/min）范围内，叶片各阶自振频率满足动强度设计要求，不会出现振动失效，叶片损伤扩大是稳定的，不会发生。会发生静态强度失效。发生37mm损伤时，叶片静强度虽然满足要求，但振动特性不满足动强度设计要求，叶片振动特性不合格。