题目：含损伤复合材料旋翼振动特性研究

复合材料在直升机桨叶上的应用，实现了桨叶优化设计，显著的改善了旋翼气动性能，而且使桨叶的寿命增加到上万小时，甚至达到无限寿命。因此，使用复合材料已成为现代直升机桨叶的发展趋势。但是复合材料层合板结构对许多外物低速冲击损伤十分敏感，容易产生目视不可检的内部损伤，对复合材料结构的承载能力造成影响。高速冲击形成的孔洞也影响复合材料结构的安全。因此世界各国的学者对结构的损伤容限和耐久性进行了很多研究，大多侧重于受损伤后的裂纹扩展和剩余强度等问题的分析，而对结构含损伤后振动特性的研究相对较少。本文选取直升机复合材料桨叶结构进行了穿孔损伤、分层损伤和纤维断裂损伤后的振动特性理论分析，与无损伤的桨叶结构比较，得到了振动特性与损伤的大小和位置的关系。结果表明，翼段加转速后的振动模态没有改变，各阶频率都有所提高,这表示加转速相当与提高了翼段的刚度；孔损伤没有改变翼段的振动模态，孔越大对翼段造成的损伤越大,不同阶次的振动频率随着孔的位置变化趋势各不相同；孔比较靠近前缘时对翼段频率的影响比较大，靠近后缘时变化不明显，孔对垂直平面内的弯曲振动影响较大。与含穿孔损伤不同的是含纤维断裂损伤的翼段各阶振动频率有不同程度降低，而没有升高的情况；翼段振动频率随纤维断裂展向位置的变化曲线与含穿孔损伤的有相似之处，在原来弯矩或扭矩大的地方含有纤维断裂损伤弯曲或扭转振动频率降低较多；含分层损伤翼段振动频率几乎没有改变。本文的工作与以前的关于复合材料层合板损伤容限性能研究一起，为直升机复合材料桨叶结构损伤容限性能进一步研究，乃至最终建立一套系统、完备的直升机复合材料旋翼损伤容限评定和设计体系奠定了一定的理论基础。