摘要：與金屬材料槳葉相比,復(fù)合材料槳葉因具有更加優(yōu)良的抗疲勞性能而被廣泛應(yīng)用到直升機旋翼上。但由于復(fù)合材料破壞機理復(fù)雜,疲勞性能分散,影響因素眾多,導(dǎo)致復(fù)合材料槳葉疲勞現(xiàn)象尚處于研究探索之中,在復(fù)合材料的微觀失效機制與宏觀結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能之間仍然缺少一座橋。鑒于此,文章利用典型復(fù)合材料試樣的拉伸疲勞實驗數(shù)據(jù),建立了基體裂紋、纖維斷裂和界面脫膠等損傷變量累積模型,從斷裂能的角度出發(fā)構(gòu)建了基體裂紋密度、纖維斷裂面積與復(fù)合材料屬性之間的函數(shù)關(guān)系,分析了基體裂紋密度、纖維斷裂面積等損傷變量對復(fù)合材料工程性能參數(shù)的影響。利用復(fù)合材料宏觀力學(xué)理論,研究了各物理損傷變量對槳葉剛度特性的影響,采用連續(xù)損傷變量的狀態(tài)方程建立了復(fù)合材料槳葉的損傷演化模型,這種以有理多項式為狀態(tài)轉(zhuǎn)移函數(shù)微分模型能很好地體現(xiàn)復(fù)合材料槳葉在疲勞初期和疲勞末期剛度快速損傷的現(xiàn)象。
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