某复合材料主桨叶疲劳试验提前失效模式分析及改进.pdf

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1、总第167期2011年第2期直升机技术HELICOPTERTECHNIQUETotalNo．167No．22011文章编号：1673—1220(2011)02-060-05某复合材料主桨叶疲劳试验提前失效模式分析及改进孙涛，刘伟光，曾玖海，贾良现(中国直升机设计研究所，江西景德镇333001)摘要首先介绍了某复合材料主桨叶疲劳试验提前破坏情况，并从结构设计、制造质量和试验方法三个方面进行分析，最终找出了试验载荷超过了桨叶过渡段后缘抗屈曲能力是此次疲劳试验提前失效的主要原因，另外摆振刚度突变和模压桨叶质量差是导致在1000剖面附近

2、开胶的重要原因。在第二次疲劳试验时，通过改进桨叶结构和制造工艺，调整试验载荷，最终获得了疲劳试验验证。关键词主桨叶；失效模式；分析；改进中图分类号：TB53；V211．52文献标识码：AEarlyFatigueFailureModeAnalysisofXXCompositeMainRotorBladeandOptimizationSUNTao，LIUWeiguang，ZENGJiuhai，JIALiangxian(ChinaHelicopterResearchandDevelopmentInstitute，Jingdezhen3

3、33001，China)AbstractEarlyfatiguefailureofXXcompositemainrotorbladewasintroduced，andwehadana—lyzedthefailuremodebystructuredesignmethods，qualityofmanufactureandtestmethodsinthispaper．Inconclusion，testloadexceededflexureloadofmainrotorbladeisthemainreasonandthelargecha

4、ngeoflead—lagstiffnessandthelowqualityofbladearekeyreason．Someadviceshadbeentakentoimprovethemainrotorblade．Finallythesecondfatiguetestofvalidatedtheoptimiza．tionofstructuredesign，qualityofmainrotorbladeandthetestload．Keywordsmainrotorblade；failuremode；analysis；optim

5、ization0引言主桨叶作为直升机的关键部件，在直升机首飞前必须进行疲劳寿命试验验证。疲劳试验主要目的有两个¨]：一是得到桨叶的疲劳寿命；二是获得桨叶疲劳破坏模式用以改进结构和细节设计。由于在主桨叶疲劳试验考核位置，主桨叶所承受的扭转力矩相对摆振刚度和挥舞刚度非常小，所以试验载荷包括离心力、挥舞力矩和摆振力矩三个力或力矩。疲劳试验破坏准则如下：1)桨根疲劳试验当载荷(挥舞、摆振弯矩)下降了10％，须恢复到原来载荷，如果经过3次载荷恢复调整，则试验终止；收稿日期：2011-04-06作者简介：孙涛(1984一)，男，陕西咸阳人，

6、本科，助理工程师，主要研究方向：直升机旋翼系统桨叶设计技术。2011年第2期孙涛，刘伟光，曾玖海，等：某复合材料主桨叶疲劳试验提前失效模式分析及改进·61·2)翼型段试验件出现裂纹或开胶等破坏，则试验终止。某型直升机主桨叶第一件翼型段疲劳试验件在第一级载荷加载到11．3万次后桨叶后缘上下蒙皮81桨叶上翼面开胶，开胶区域如图1所示。通过疲劳计算分析，该主桨叶仅有200多飞行小时寿命，远未达到桨叶的设计寿命。b)桨叶下翼面图1开胶区域1失效原因分析1’2耋僦发现桨叶上翼面后缘从900剖由于主桨叶采用了先进的全复合材料结构，桨叶结构设

7、计的合理性和制造工艺都会影响到桨叶的最终质量，另外试验方法不合理也可能导致桨叶非正常破坏，因此本文先后从结构设计、制造质量和试验方法三个方面对失效原因进行了分析。1．1结构设计分析由于桨叶过渡段结构复杂，结构特性(包括线密度、三个方向的弯曲刚度、重一tL,和刚一tL,等)沿展向的分布变化非常大，避免大的结构特性沿展向突变是提高结构疲劳特性的主要措施[2】。因此对桨叶的结构，特别是在疲劳试验件的破坏区域，进行了桨叶特性分析，发现在900～1200剖面附近区域，桨叶的摆振刚度变化剧烈，特别是在1200剖面有突变，如图2所示，因此有可

8、能在试验载荷下产生应力集中，导致桨叶分层破坏。3．00E+062．50E+06譬2．00E+06争50E+06蛊1．00E+065．00E-+06O．00E+00(：笋之r)夕厂、—～———一，．严I——毗化静··优化后卜／‘一儿啪”仉剐列-__‘_／02004