1、旋翼槳葉是直升機(jī)特有的關(guān)鍵動(dòng)部件，即使在穩(wěn)定前飛狀態(tài)，也要承受復(fù)雜的交變載荷作用，疲勞問(wèn)題十分突出，直接影響直升機(jī)的安全可靠性和經(jīng)濟(jì)性。目前，直升機(jī)旋翼槳葉廣泛采用復(fù)合材料，使槳葉疲勞壽命得到大幅提高，但槳葉的疲勞設(shè)計(jì)仍采用以安全壽命為基礎(chǔ)的設(shè)計(jì)方法。為了保證槳葉的可靠性，往往不得不采用較大的壽命分散系數(shù)或強(qiáng)度縮減系數(shù)，使復(fù)合材料的潛力得不到充分發(fā)揮；同時(shí)，由于沒(méi)有考慮生產(chǎn)、使用、維護(hù)中的缺陷和損傷，安全壽命設(shè)計(jì)并不安全。為了充分發(fā)揮復(fù)

2、合材料的潛力，需要對(duì)復(fù)合材料的疲勞進(jìn)行更深入的研究。由于復(fù)合材料疲勞損傷機(jī)理的復(fù)雜性，復(fù)合材料槳葉的疲勞壽命預(yù)測(cè)方法仍然是當(dāng)前直升機(jī)技術(shù)研究的熱點(diǎn)和前沿領(lǐng)域。
　　 本文發(fā)展了復(fù)合材料靜載和疲勞載荷下的三維有限元漸進(jìn)損傷分析方法，并對(duì)其中的三個(gè)關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了深入研究--針對(duì)復(fù)合材料的非線性三維應(yīng)力情況，引入非線性剪切因子建立了適合于復(fù)合材料分析的本構(gòu)模型和非線性求解方法；針對(duì)復(fù)合材料靜載和疲勞載荷下的多種失效模式，采用修正的Ha

3、shin準(zhǔn)則進(jìn)行判定；基于連續(xù)損傷力學(xué)理論，提出了靜載損傷增長(zhǎng)模型，通過(guò)理論分析表明該模型能有效量化失效后材料的力學(xué)性能參數(shù)，同時(shí)，提出了疲勞載荷下基于剛度降和強(qiáng)度降的疲勞損傷增長(zhǎng)模型，通過(guò)疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證表明該模型能較好地描述復(fù)合材料剛度和強(qiáng)度退化規(guī)律。
　　 利用上述靜載漸進(jìn)損傷分析方法模擬了四種無(wú)缺陷層合板和三種含孔層合板靜載拉伸過(guò)程，分別計(jì)算了各層合板的靜強(qiáng)度、載荷位移曲線以及損傷分布，結(jié)果表明預(yù)測(cè)值與試驗(yàn)值吻合良好。利用疲

4、勞載荷下漸進(jìn)損傷分析方法模擬了含孔層合板的疲勞過(guò)程，分別計(jì)算了層合板的疲勞壽命、縱向剛度降以及損傷分布，結(jié)果表明預(yù)測(cè)值與試驗(yàn)值吻合較好。
　　 針對(duì)含單一分層損傷的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，本文引入了虛擬裂紋閉合技術(shù)計(jì)算分層裂紋尖端的應(yīng)變能釋放率，并在裂紋尖端的單元長(zhǎng)度、寬度不等以及裂紋尖端轉(zhuǎn)動(dòng)的情況下對(duì)應(yīng)變能釋放率的計(jì)算表達(dá)式進(jìn)行了修正?；诜謱蛹舛说淖畲髴?yīng)變能釋放率，建立了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)外載荷與壽命表達(dá)式。
　　 通過(guò)Ⅰ型、Ⅱ型和

5、混合型分層試驗(yàn)驗(yàn)證了上述修正的應(yīng)變能釋放率計(jì)算方法；以虛擬裂紋閉合技術(shù)計(jì)算柔性梁內(nèi)部分層時(shí)的應(yīng)變能釋放率為基礎(chǔ)，利用外載荷與壽命表達(dá)式計(jì)算了柔性梁的疲勞壽命，預(yù)測(cè)值與試驗(yàn)值基本一致。
　　 通過(guò)層合板的靜載和疲勞試驗(yàn)，確定了直升機(jī)槳葉復(fù)合材料的疲勞損傷增長(zhǎng)模型和等壽命曲線模型。基于靜載損傷模型、疲勞損傷模型和等壽命曲線模型，建立了直升機(jī)復(fù)合材料槳葉的漸進(jìn)疲勞分析方法；模擬了Westland復(fù)合材料尾槳葉危險(xiǎn)剖面段的疲勞過(guò)程，并計(jì)