付裕 劉牧東 吳堂珍 唐興中

摘要：針對(duì)直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的服役環(huán)境和外場(chǎng)使用經(jīng)驗(yàn)，分析了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在交變氣動(dòng)環(huán)境下所呈現(xiàn)出的高周疲勞載荷特征，指出復(fù)合材料疲勞在直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中的必要性。對(duì)直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)疲勞定壽體系中涉及的疲勞載荷譜編制方法、損傷失效機(jī)理、壽命預(yù)測(cè)方法及疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證4項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)的研究進(jìn)展進(jìn)行了概述，在此基礎(chǔ)上，根據(jù)當(dāng)前復(fù)合材料疲勞壽命評(píng)定技術(shù)的研究瓶頸和發(fā)展水平，展望了未來(lái)直升機(jī)復(fù)合材料疲勞設(shè)計(jì)領(lǐng)域的研究重點(diǎn)和發(fā)展趨勢(shì)。

關(guān)鍵詞：復(fù)合材料；疲勞載荷譜；失效機(jī)理；壽命預(yù)測(cè)；疲勞試驗(yàn)

中圖分類號(hào)：V233.1文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.01.014

復(fù)合材料由于具有強(qiáng)度高、重量（質(zhì)量）輕、抗腐蝕、耐疲勞、可設(shè)計(jì)等諸多優(yōu)點(diǎn)，廣泛應(yīng)用于直升機(jī)結(jié)構(gòu)中。隨著復(fù)合材料設(shè)計(jì)、加工、制造技術(shù)的發(fā)展和使用經(jīng)驗(yàn)的增多，復(fù)合材料用量在直升機(jī)結(jié)構(gòu)的比重逐漸增加（見(jiàn)圖1），有些典型結(jié)構(gòu)甚至采用全復(fù)合材料（如復(fù)合材料槳葉），而且越來(lái)越多的復(fù)合材料用于直升機(jī)主承力結(jié)構(gòu)中[1]（如機(jī)身隔框、槳葉大梁等）。

傳統(tǒng)的直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)中，往往只考慮飛機(jī)結(jié)構(gòu)在各種極限工況下的靜強(qiáng)度性能，尤其對(duì)于直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的疲勞設(shè)計(jì)，甚至采用“靜強(qiáng)度覆蓋疲勞”的設(shè)計(jì)理念。然而，對(duì)于直升機(jī)復(fù)合材料槳葉結(jié)構(gòu)，其服役環(huán)境為復(fù)雜交變的氣動(dòng)環(huán)境，存在著劇烈的氣彈耦合效應(yīng)，導(dǎo)致槳葉振動(dòng)載荷包含復(fù)雜的周期成分，其低階成分造成旋翼槳葉疲勞載荷呈現(xiàn)出低幅值、高頻次的特征[2-3]，使得復(fù)合材料的高周疲勞問(wèn)題十分突出。外場(chǎng)的使用經(jīng)驗(yàn)表明，直升機(jī)復(fù)合材料槳葉在使用一段時(shí)間后，經(jīng)常會(huì)出現(xiàn)由于疲勞載荷導(dǎo)致的蒙皮和泡沫大面積脫黏、結(jié)構(gòu)整體剛度下降、蒙皮表面損傷等現(xiàn)象。因此，直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)過(guò)程中，不能僅考慮結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度性能，必須密切關(guān)注復(fù)合材料疲勞問(wèn)題，以保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全性。

直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的疲勞壽命評(píng)定是一項(xiàng)系統(tǒng)性工程，疲勞定壽流程貫穿了打樣設(shè)計(jì)階段、詳細(xì)設(shè)計(jì)階段、科研試飛和設(shè)計(jì)定型階段的全過(guò)程，涉及疲勞載荷譜編制、疲勞損傷失效機(jī)理、疲勞壽命預(yù)測(cè)方法及疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證等關(guān)鍵技術(shù)。本文將重點(diǎn)介紹直升機(jī)復(fù)合材料疲勞壽命評(píng)定技術(shù)中的4項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)的發(fā)展概況、工程應(yīng)用中所面臨的困難和挑戰(zhàn)?；诋?dāng)前的技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀，總結(jié)了未來(lái)技術(shù)的發(fā)展方向，并給出后續(xù)研究的建議。

1疲勞載荷譜

直升機(jī)飛行過(guò)程中結(jié)構(gòu)承受的疲勞載荷是一個(gè)連續(xù)的隨機(jī)過(guò)程，疲勞載荷峰谷值隨時(shí)間而變化，具體表現(xiàn)為不同飛行狀態(tài)下載荷隨時(shí)間變化的“載荷—時(shí)間”歷程[4]。疲勞載荷譜是直升機(jī)疲勞壽命評(píng)定技術(shù)的前提，疲勞分析理論和結(jié)構(gòu)全尺寸疲勞試驗(yàn)均以疲勞載荷譜為基礎(chǔ)，編制出能夠反映真實(shí)飛行狀態(tài)疲勞損傷的疲勞載荷譜直接關(guān)乎疲勞定壽的可靠性。工程研制過(guò)程中的疲勞載荷譜編制流程[5]如圖2所示，它主要包括載荷實(shí)測(cè)和數(shù)據(jù)處理分析兩個(gè)過(guò)程，主要目的是將實(shí)測(cè)得到的疲勞載荷（載荷—時(shí)間歷程）處理成可直接應(yīng)用于理論分析和疲勞試驗(yàn)的疲勞（載荷—作用次數(shù)）載荷。

疲勞試驗(yàn)加速載荷譜編譜技術(shù)是在飛機(jī)實(shí)測(cè)載荷的基礎(chǔ)上，基于疲勞損傷等效理論，將實(shí)際飛行中結(jié)構(gòu)承受的高頻次疲勞載荷轉(zhuǎn)化成實(shí)驗(yàn)室可施加的有限周次疲勞載荷的一種編譜技術(shù)。復(fù)合材料由于導(dǎo)熱性較差，無(wú)法通過(guò)提高試驗(yàn)頻率來(lái)縮短疲勞試驗(yàn)時(shí)間，采用疲勞試驗(yàn)加速譜，能夠極大程度降低直升機(jī)研制成本并縮短結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)周期。熊峻江[6]等采用統(tǒng)計(jì)分析方法對(duì)某型號(hào)飛機(jī)的實(shí)測(cè)載荷譜進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析，得到了疲勞損傷概率分布規(guī)律，基于Miner損傷理論進(jìn)行疲勞損傷等效，給出了作用次數(shù)只有原實(shí)測(cè)譜20%左右的加速譜。費(fèi)斌軍[7]等根據(jù)損傷等效原理，提出一種供隨機(jī)疲勞試驗(yàn)用的加速載荷譜編制方法，通過(guò)疲勞試驗(yàn)證明，采用該編譜方法得到的加速譜疲勞壽命與原譜疲勞壽命相比，相對(duì)偏差在5%以內(nèi)，而試驗(yàn)時(shí)間僅為原譜的1/4。董登科[8]等提出基于疲勞S—N曲線和結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)疲勞額定值（DFR）兩種不同疲勞性能表征模型的疲勞載荷譜加重方法對(duì)基準(zhǔn)疲勞載荷譜進(jìn)行加速，通過(guò)疲勞試驗(yàn)證明了兩種載荷加重分析方法的壽命精度在工程可接受范圍內(nèi)。楊乃賓[9]提出一種將載荷放大系數(shù)法與壽命分散系數(shù)法相結(jié)合的疲勞試驗(yàn)載荷確定方法，從而達(dá)到縮短復(fù)合材料疲勞試驗(yàn)時(shí)間的目的，同時(shí)還能保證疲勞定壽結(jié)果具有較高的可靠度和置信度。目前，編制加速疲勞試驗(yàn)載荷譜的兩種手段：一種為低載截除，即刪除那些循環(huán)次數(shù)多但幾乎不構(gòu)成疲勞損傷的小幅載荷[10]，采用這種方法可極大程度縮短疲勞試驗(yàn)時(shí)間，加速效率主要取決于低幅載荷在總載荷譜中的比例；另一種為載荷放大系數(shù)法，即利用載荷放大系數(shù)來(lái)整體增加疲勞載荷的幅值，從而達(dá)到加速的目的。譜載下疲勞載荷整體幅值的提升對(duì)疲勞壽命的影響有相應(yīng)的規(guī)律，該方法對(duì)加速試驗(yàn)的影響程度取決于疲勞載荷放大系數(shù)。

2疲勞失效機(jī)理

20世紀(jì)70年代以來(lái)，人們對(duì)復(fù)合材料在疲勞載荷下的力學(xué)失效行為有了初步認(rèn)識(shí)，發(fā)現(xiàn)了復(fù)合材料從完好至完全失效過(guò)程中，諸如基體開(kāi)裂、層間分層、孔隙增長(zhǎng)、纖維斷裂、基體纖維剪切等諸多典型的損傷破壞模式[11]。Alif[12]等通過(guò)試驗(yàn)研究了平面編織復(fù)合材料在拉-拉疲勞載荷作用下的失效機(jī)理（見(jiàn)圖3），發(fā)現(xiàn)緯紗和基體首先出現(xiàn)分層，同時(shí)基體富脂區(qū)會(huì)伴隨基體微裂紋的出現(xiàn)；隨著疲勞損傷的累積，緯紗分層進(jìn)一步擴(kuò)展，經(jīng)向纖維內(nèi)部出現(xiàn)橫向裂紋，最終導(dǎo)致平面編織復(fù)合材料纖維發(fā)生整體斷裂，結(jié)構(gòu)失效。Wan[13]等對(duì)比了碳纖維和玻璃纖維復(fù)合材料在拉-拉疲勞載荷下的失效模式（見(jiàn)圖4），圖4（a）～圖4（c）為玻璃纖維復(fù)合材料，圖4（d）～圖4（f）為碳纖維復(fù)合材料。發(fā)現(xiàn)碳纖維復(fù)合材料的疲勞損傷范圍遠(yuǎn)大于玻璃纖維，這主要是由于碳纖維和樹脂的剛度不匹配程度相較于玻璃纖維更高，導(dǎo)致碳纖維復(fù)合材料承載時(shí)會(huì)出現(xiàn)更為嚴(yán)重的應(yīng)力集中現(xiàn)象。Kabir[14]等提出了復(fù)合材料的微觀缺陷統(tǒng)計(jì)規(guī)律滿足威布爾分布模型，指出短纖維復(fù)合材料疲勞失效主要是由纖維內(nèi)部及纖維和基體界面的缺陷在疲勞載荷作用下的初始缺陷損傷擴(kuò)展和疲勞損傷累積導(dǎo)致的。

以往學(xué)者的研究成果表明，對(duì)于具體的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，其疲勞破壞過(guò)程中表現(xiàn)出的失效機(jī)理可能是基體裂紋、界面分層、纖維斷裂等典型疲勞破壞模式的一種、幾種甚至全部的任意組合，很難精確地定量給出各種破壞模式對(duì)疲勞壽命的影響。圖5給出了金屬材料和復(fù)合材料疲勞損傷演化過(guò)程的區(qū)別[15]：金屬材料在疲勞損傷擴(kuò)展時(shí)會(huì)伴隨疲勞裂紋擴(kuò)展現(xiàn)象的出現(xiàn)，通過(guò)斷裂力學(xué)的方法能夠計(jì)算裂紋尖端處的應(yīng)力強(qiáng)度因子，結(jié)合疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)得到的裂紋擴(kuò)展速率曲線，能夠準(zhǔn)確預(yù)測(cè)金屬材料的疲勞裂紋擴(kuò)展路徑和裂紋擴(kuò)展壽命；復(fù)合材料疲勞損傷擴(kuò)展宏觀現(xiàn)象表現(xiàn)為剛度逐漸下降，包括基體裂紋擴(kuò)展、基體-纖維界面分層損傷擴(kuò)展、纖維損傷擴(kuò)展等，損傷擴(kuò)展過(guò)程中會(huì)有疲勞損傷耦合且相互影響，擴(kuò)展規(guī)律十分復(fù)雜，現(xiàn)有疲勞理論無(wú)法定量描述損傷擴(kuò)展規(guī)律。

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)失效機(jī)理復(fù)雜的原因歸結(jié)為以下三個(gè)方面。

（1）本身材料特征

復(fù)合材料是一種由基體和增強(qiáng)體通過(guò)一系列復(fù)雜的物理和化學(xué)變化聚合而成的材料，基體和增強(qiáng)體本身的力學(xué)性能、纖維體積分?jǐn)?shù)、纖維編織方式等因素都會(huì)造成復(fù)合材料的失效機(jī)理有顯著區(qū)別。

（2）工藝制造缺陷

復(fù)合材料加工制造過(guò)程中不可避免引入各種缺陷（如孔隙率、纖維褶皺、基體微裂紋等），各種缺陷對(duì)復(fù)合材料的疲勞性能影響程度不一，在疲勞載荷作用下的損傷破壞模式也各不相同。

（3）結(jié)構(gòu)的可設(shè)計(jì)性

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中由于幾何尺寸、鋪層比例、鋪層角、剛度裁剪形式等多種結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)因素都會(huì)使得復(fù)合材料結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)出非常復(fù)雜的疲勞破壞機(jī)理。

3疲勞壽命預(yù)測(cè)模型

疲勞壽命的預(yù)測(cè)模型主要可分為兩大類[16]：一類模型是基于宏觀唯象的疲勞試驗(yàn)統(tǒng)計(jì)結(jié)果建立的經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，采用?shù)理統(tǒng)計(jì)的方法獲取復(fù)合材料的疲勞性能（S—N曲線）、利用疲勞累積損傷理論（工程上主要采用Miner理論）計(jì)算得到復(fù)合材料的疲勞壽命。這類經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ屯ǔ２恍枰紤]復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在疲勞載荷作用下的破壞機(jī)理和損傷擴(kuò)展過(guò)程，模型簡(jiǎn)單實(shí)用，精度基本能夠滿足工程需求，應(yīng)用范圍很廣，缺點(diǎn)是需要進(jìn)行大量疲勞試驗(yàn)，增加了研制周期長(zhǎng)和研制成本。目前，工程實(shí)際中的直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)方法主要采用的就是這類經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，結(jié)合安全壽命[17]的概念，根據(jù)數(shù)理統(tǒng)計(jì)方法，基于疲勞試驗(yàn)結(jié)果，保證復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在安全壽命期以內(nèi)發(fā)生疲勞失效的概率極小。

另一類疲勞壽命預(yù)測(cè)模型基于疲勞試驗(yàn)過(guò)程中真實(shí)的失效模式及疲勞損傷測(cè)量結(jié)果，將每一次疲勞循環(huán)載荷作用在復(fù)合材料上所導(dǎo)致的真實(shí)疲勞損傷進(jìn)行漸進(jìn)損傷分析，直至結(jié)構(gòu)完全失效，計(jì)算得到結(jié)構(gòu)的疲勞壽命[18]。復(fù)合材料承受交變疲勞載荷時(shí)會(huì)發(fā)生剛度和強(qiáng)度的退化，通過(guò)結(jié)構(gòu)剛度或強(qiáng)度的變化能夠在一定程度上定量反映真實(shí)的復(fù)合材料疲勞損傷，因而，這類漸進(jìn)損傷模型的關(guān)鍵是建立剩余剛度或剩余強(qiáng)度隨疲勞載荷作用次數(shù)增加而發(fā)生退化的定量表征模型。

近年來(lái)，隨著復(fù)合材料疲勞理論模型的不斷完善和有限元仿真技術(shù)的發(fā)展，基于復(fù)合材料多尺度漸進(jìn)失效分析的虛擬試驗(yàn)仿真技術(shù)成為當(dāng)前的研究熱點(diǎn)[19]。復(fù)合材料多尺度分析技術(shù)（見(jiàn)圖6）要求將復(fù)合材料從細(xì)觀組分、結(jié)構(gòu)元件、主承力部件直至全尺寸結(jié)構(gòu)的多個(gè)尺寸維度下的結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行全面細(xì)致的建模仿真分析[20]，基于復(fù)合材料損傷擴(kuò)展理論和不同結(jié)構(gòu)尺度間的宏-細(xì)觀轉(zhuǎn)換矩陣[21]，充分考慮復(fù)合材料加工制造過(guò)程中的內(nèi)部缺陷和工作服役狀態(tài)下的失效破壞模式，綜合全面評(píng)價(jià)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的靜力和疲勞特性，更加科學(xué)合理地指導(dǎo)直升機(jī)旋翼系統(tǒng)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，保證復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的完整性和安全性。目前，基于多尺度漸進(jìn)失效分析的虛擬試驗(yàn)仿真技術(shù)已經(jīng)開(kāi)始初步應(yīng)用于直升機(jī)復(fù)合材料動(dòng)部件強(qiáng)度設(shè)計(jì)中，并逐步減少甚至部分取代真實(shí)物理力學(xué)試驗(yàn)，展現(xiàn)出了巨大的應(yīng)用前景和工程價(jià)值。

4疲勞試驗(yàn)

直升機(jī)旋翼系統(tǒng)強(qiáng)度試驗(yàn)是直升機(jī)研制過(guò)程中非常重要的設(shè)計(jì)環(huán)節(jié)，隨著強(qiáng)度試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展，強(qiáng)度試驗(yàn)的目的不僅僅只是驗(yàn)證結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)方案的合理性，而且也為有限元力學(xué)模型建模、結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)以及新材料應(yīng)用的探索等方面提供設(shè)計(jì)指導(dǎo)[22]。

目前，直升機(jī)旋翼系統(tǒng)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)方案采用“積木式”方法對(duì)結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度進(jìn)行逐級(jí)驗(yàn)證。通過(guò)樣件級(jí)力學(xué)性能試驗(yàn)，采用ASTM試驗(yàn)測(cè)試標(biāo)準(zhǔn)，得到復(fù)合材料疲勞性能，同時(shí)充分考慮應(yīng)力集中、環(huán)境影響、沖擊損傷等因素[23]，獲取復(fù)合材料疲勞設(shè)計(jì)許用值。依據(jù)設(shè)計(jì)許用值對(duì)復(fù)合材料進(jìn)行結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)，并通過(guò)組件級(jí)和部件級(jí)試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)構(gòu)是否達(dá)到目標(biāo)設(shè)計(jì)值。經(jīng)過(guò)Z8、Z10、AC311等多個(gè)軍、民用型號(hào)的發(fā)展和條件建設(shè)，國(guó)內(nèi)目前在旋翼系統(tǒng)部件級(jí)試驗(yàn)?zāi)芰?、試?yàn)技術(shù)水平、設(shè)備手段進(jìn)步明顯，突破了復(fù)合材料槳葉根部段揮舞和擺振載荷復(fù)合加載試驗(yàn)技術(shù)、柔性梁結(jié)構(gòu)大變形位移控制疲勞試驗(yàn)技術(shù)、復(fù)合材料槳葉抗彈擊損傷容限驗(yàn)證試驗(yàn)技術(shù)等多項(xiàng)關(guān)鍵疲勞試驗(yàn)技術(shù)，并逐步構(gòu)建了直升機(jī)復(fù)合材料旋翼系統(tǒng)強(qiáng)度試驗(yàn)的技術(shù)體系。

5總結(jié)與展望

本文就直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)疲勞壽命評(píng)定技術(shù)的相關(guān)研究情況進(jìn)行了系統(tǒng)的論述和總結(jié)，對(duì)涉及的疲勞載荷譜編譜技術(shù)、復(fù)合材料疲勞損傷失效機(jī)理、疲勞壽命預(yù)測(cè)方法及疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證等關(guān)鍵技術(shù)的研究進(jìn)展和技術(shù)途徑進(jìn)行了綜合分析論證，在此基礎(chǔ)上，展望未來(lái)直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)。

（1）疲勞加速載荷譜編譜技術(shù)的標(biāo)準(zhǔn)化。目前，加速譜編譜技術(shù)中對(duì)于小損傷循環(huán)的認(rèn)定、低載疲勞門檻值的選取以及高載疲勞截止值的確定，大多還是依靠經(jīng)驗(yàn)方法，尚未形成統(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)和根據(jù)。針對(duì)直升機(jī)動(dòng)部件結(jié)構(gòu)疲勞載荷特點(diǎn)，考慮載荷作用次序的影響，建立統(tǒng)一的疲勞加速載荷譜編譜方法，形成直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)疲勞加速譜編譜的行業(yè)統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)。

（2）考慮濕熱環(huán)境與疲勞載荷交互作用下的復(fù)合材料疲勞失效機(jī)理研究。目前人們已經(jīng)明確了復(fù)合材料在疲勞載荷作用下的基本失效模式和破壞機(jī)理，甚至能夠定量描述和預(yù)測(cè)每種破壞模式對(duì)疲勞壽命和損傷擴(kuò)展的影響。然而，復(fù)合材料在濕熱環(huán)境下的疲勞失效機(jī)理和力學(xué)行為以及疲勞載荷和濕熱環(huán)境的交互作用影響目前尚未明晰，這或許將會(huì)成為未來(lái)復(fù)合材料疲勞失效機(jī)理的重要研究方向。

（3）復(fù)合材料多尺度漸進(jìn)失效分析技術(shù)的進(jìn)一步發(fā)展和完善。迄今為止，直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)方案的驗(yàn)證仍然主要依托于疲勞試驗(yàn)，基于多尺度漸進(jìn)失效分析技術(shù)的虛擬仿真試驗(yàn)在一些特定的結(jié)構(gòu)中已經(jīng)部分取代了靜力試驗(yàn)，未來(lái)需要進(jìn)一步完善疲勞損傷失效理論和壽命預(yù)測(cè)模型，探索虛擬仿真試驗(yàn)在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)的應(yīng)用。

（4）全尺寸復(fù)合材料結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)技術(shù)的數(shù)字化和智能化。未來(lái)的疲勞試驗(yàn)將能夠更真實(shí)準(zhǔn)確地模擬旋翼工作環(huán)境，同時(shí)引入激光測(cè)試、智能化傳感器、自動(dòng)化控制等更先進(jìn)的測(cè)量手段，從而提高疲勞試驗(yàn)效率和試驗(yàn)水平。

參考文獻(xiàn)

[1]楊乃賓，倪先平.直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)[M].北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2008. Yang Naibin， Ni Xianping. The design of helicopter composite structure[M].Beijing： National Defence Industry Press，2008.（in Chinese）

[2]梁亮東.旋翼機(jī)槳葉疲勞特性分析[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2016. Liang Liangdong. Fatigue characteristics analysis of gyroplane rotor blade[D]. Nanjing： Nanjing University of Aeronautics andAstronautics， 2016.（in Chinese）

[3]劉婷，劉平安，樊楓.升力偏置對(duì)共軸剛性旋翼槳葉載荷和形變的影響分析研究[J].航空科學(xué)技術(shù)，2020，31（4）：42-49. Liu Ting，Liu Pingan，F(xiàn)an Feng. Influence of lift offset on coaxial rigid rotor blade loads and deformation[J].Aeronautical Science & Technology，2020，31（4）：42-49.（in Chinese）

[4]熊峻江，高鎮(zhèn)同.實(shí)測(cè)載荷譜數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，1996，22（4）：438-441. Xiong Junjiang，Gao Zhentong. Actual load spectrum data treatment system[J].Journal of Beijing University of Aeronautics andAstronautics，1996，22（4）：438-441.（in Chinese）

[5]董能.直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)載荷譜建立方法研究[D].長(zhǎng)沙：中南大學(xué)，2014. Dong Neng. Research on methods of establishing load spectrum for helicopters transmission system[D]. Changsha： Central South University， 2014. （in Chinese）

[6]熊峻江，高鎮(zhèn)同，閻楚良，等.飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞加速譜編制及概率損傷分布[J].航空學(xué)報(bào)，1997，18（1）：1-5. Xiong Junjiang，Gao Zhentong，Yan Chuliang，et al. Load spectrum drawing for the accelerative test of the aircraft component and the damage probability distribution [J]. Acta Aeronautic etAstronautic Sinica，1997，18（1）：1-5.（in Chinese）

[7]費(fèi)斌軍，熊峻江，高鎮(zhèn)同，等.疲勞/斷裂加速試驗(yàn)載荷譜的編制及其試驗(yàn)研究[J].實(shí)驗(yàn)力學(xué)，1995，10（4）：292-301. Fei Binjun，Xiong Junjiang，Gao Zhentong，et al. The approach to draw up the fatige and fracture accelerative test load spectrums and related experiment study[J].Journal of Experiment Mechanics，1995，10（4）：292-301.（in Chinese）

[8]董登科，李宴賓，陳先民.飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞載荷譜加重系數(shù)與壽命之間的關(guān)系研究[J].機(jī)械強(qiáng)度，2013，35（4）：488-492. Dong Dengke，Li Yanbin，Chen Xianmin. Research on the relationship between load enhancement factor and fatigue life [J]. Journal of Mechanical Strength，2013，35（4）：488-492.（in Chinese）

[9]楊乃賓.復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)驗(yàn)證試驗(yàn)載荷放大系數(shù)[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，1996，22（4）：43-47. Yang Naibin. Load enhancement factors in the certification of composite airframes [J]. Journal of Beijing University of Aeronautics andAstronautics，1996，22（4）：43-47.（in Chinese）

[10]Heuler P，Seeger T. A criterion for omission of variable amplitude loading histories[J]. International Journal of Fatigue，1986，8（4）：225-230.

[11]Salkind M J. Fatigue of composites [C]// American Society for Testing and Materials，Composite Materials，Testing and Design，1972：143-169.

[12]Alif N，Carlsson L A. Failure mechanisms of woven carbon and glass composites[C]// American Society for Testing and Materials，Composite Material，F(xiàn)atigue and Fracture，1997：471-493.

[13]Wan A S，Xu Y G，Xiong J J. Notch effect on strength and fatigue life of woven composite laminates[J]. International Journal of Fatigue，2019，127：275-290.

[14]Kabir M R，Lutz W，Zhu K，et al. Fatigue modeling of short fiber reinforced composites with ductile matrix under cyclic loading[J]. Comput Mater Science，2006，36：361-367.

[15]Salkind M J. VTOL aircraft in applications of composite materials[C]// American Society of Testing and Materials Composite Materials，Testing and Design，1973：163-189.

[16]Sendeckyj G P. Life prediction for resin-matrix composite materials[J]. Composite Materials，1991（4）：283-294.

[17]熊峻江.飛行器結(jié)構(gòu)疲勞與壽命設(shè)計(jì)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2004. Xiong Junjiang. The fatigue and life design of aircraft structure[M]. Beijing：Beihang University Press， 2004.（in Chinese）

[18]AnastasiosP.Thehistoryoffiber-reinforcedpolymer composite laminate fatigue[J].International Journal of Fatigue，2020，134：1-20.

[19]莊福建，陳普會(huì).纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)虛擬試驗(yàn)技術(shù)[J].航空科學(xué)技術(shù)，2019，30（10）：1-15. Zhuang Fujian，Chen Puhui. Virtual testing of fiber reinforced composite laminated structures[J]. Aeronautical Science & Technology，2019，30（10）：1-15.（in Chinese）

[20]Clay S B，Knoth P M. Experimental results of fatigue testing for calibration and validation of composite progressive damage analysis methods[J]. Journal of Composite Materials，2017，51（15）：83-100.

[21]Stefan D，Sergej R. Multi-scale simulation of composite materials[M]. Berlin：Springer Press，2018.

[22]趙翔.直升機(jī)強(qiáng)度試驗(yàn)技術(shù)最新發(fā)展及展望[J].直升機(jī)技術(shù)，2009（3）：126-130. Zhao Xiang. New development and trend of helicopter strength test [J].Helicopter Technique，2009（3）：126-130. （in Chinese）

[23]曹景斌，王松，章強(qiáng).樹脂基復(fù)合材料濕熱壓縮性能研究[J].航空科學(xué)技術(shù)，2020，31（3）：47-52. Cao Jingbin，Wang Song，Zhang Qiang. Research on resin composite hydrothermal compressive propties[J]. Aeronautical Science & Technology，2019，31（3）：47-52.（in Chinese）

（責(zé)任編輯王為）

作者簡(jiǎn)介

付裕（1988-）男，博士，高級(jí)工程師。主要研究方向：復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、疲勞可靠性。

Tel：010-57827846E-mail：buaafuyu@163.com

劉牧東（1990-）男，博士，高級(jí)工程師。主要研究方向：直升機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞和損傷容限設(shè)計(jì)。

E-mail：liumudong@buaa.edu.cn

吳堂珍（1985-）女，碩士，高級(jí)工程師。主要研究方向：疲勞設(shè)計(jì)。

E-mail：wutangzhenwtz@163.com

唐興中（1973-）男，碩士，研究員。主要研究方向：直升機(jī)總體設(shè)計(jì)。

E-mail：txz0305@163.com

Development and Trend on Fatigue Life Evaluation of Helicopter Composite Structure

Fu Yu1，*，Liu Mudong2，Wu Tangzhen2，Tang Xingzhong1

1. Chinese Aeronautical Establishment，Beijing 100129，China 2. China Helicopter Design and Research Institute，Jingdezhen 333001，China

Abstract： The mechanics characteristics of helicopter composite structure in the alternate aerodynamic environment was identified as a high-cycle fatigue load pattern， aiming at the service conditions and outside application experience on the composite structure， which leads to that the composite fatigue is very essential in the design of the composite structure. Four critical techniques such as the establishment of fatigue spectrum， fatigue damage and failure mechanism， fatigue life prediction and the certification of the fatigue test， which are involved in fatigue life evaluation， were presented in this manuscript. The focus and trend of the helicopter composite fatigue design in the future were pointed out based on the restriction and development level of that in the current time.

Key Words： composite material； fatigue load spectrum； failure mechanism； life prediction； fatigue test