● 摘要
复合材料被广泛地应用于航空航天领域，其损伤容限评定对于保障航空航天复合材料结构安全性十分重要，而现今的复合材料结构损伤容限评定技术尚未发展成熟，正处于研究之中，特别是直升机复合材料桨叶损伤容限设计技术方面文献很少，为此，本文对直升机复合材料桨叶的损伤容限评估技术进行了试验与理论研究。
对3种能量（27.66J、21J和10J）冲击后的层合板、3种孔径（4mm、6mm和8mm）的中心圆孔板和3种尺寸（2mm、3mm和4mm）的两侧缺口板，进行了损伤容限性能试验，测定了其损伤容限性能，根据试验数据，获得了3种缺陷复合材料层板的剩余强度性能曲面，并进行了典型静力和疲劳断口SEM分析，断口分析结果表明：中心圆孔和两侧缺口板疲劳断口的微观基体剪切特征不明显，其主要的破坏模式是基体和纤维压溃。
建立了3种缺陷复合材料层板及直升机复合材料桨叶的三维有限元模型，基于三维有限元模型和剩余强度性能曲面，建立了3种缺陷复合材料层板及直升机桨叶剩余寿命的计算方法，并开发相关计算软件，其中3种缺陷复合材料层板剩余寿命预测结果得到试验结果验证。利用上述模型、算法和软件，进行了复合材料桨叶静强度和模态分析，并对3种缺陷直升机复合材料桨叶谱载下的剩余寿命进行了评估，验证了模型、算法和软件的可行性和有效性。