直升機復合材料主槳葉缺陷容限驗證技術

潘春蛟，顧文標，曾玖海，鄒 靜，虞漢文

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

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直升機復合材料主槳葉缺陷容限驗證技術

潘春蛟，顧文標，曾玖海，鄒 靜，虞漢文

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

目前直升機主槳葉結構多采用復合材料，作為直升機特有的關鍵性動部件，工作時一直處于復雜的受力環境中，其狀況直接影響到直升機的飛行安全。復合材料主槳葉設計與生產工藝復雜，制造中很容易出現如分層、錯位、皺褶、夾雜等內部缺陷，而使用時的高速旋轉使其很容易受到外物如飛沙、走石等的沖擊損傷。按照適航FAR/CCAR27/29.571條的要求，提出復合材料槳葉缺陷容限性能驗證的方法并予以實施，降低了用戶使用和維護成本，提高了結構的安全可靠性。

直升機；主槳葉；復合材料；缺陷容限；驗證技術

0 引言

缺陷容限是FAA(美國聯邦航空管理局)針對幾起因缺陷導致的民航事故于1989年首先提出的。FAA認為航空器結構在生產、使用環節不可避免地會出現各種缺陷，基于結構無損傷的理想狀態進行疲勞設計是不夠合理的。2000年以后，結構長壽命設計逐漸成為主流，如某民用型號直升機關鍵結構的疲勞設計壽命達到了6000～20000飛行小時。長壽命周期內缺陷演變成危害的可能性更高，因此，結構的缺陷容限性能驗證逐漸受到重視，并最終成為適航FAR/CCAR27/29.571條的強制要求。

作為直升機特有的關鍵性動部件，主槳葉通過高速旋轉和槳盤傾斜、槳葉變距操縱等，為直升機提供滿足機動飛行需求的升力和動力。目前先進直升機的主槳葉一般采用碳纖維、玻璃纖維等多種復合材料構成。復合材料具有良好的強度性能，對應力集中等缺陷不敏感，因此，槳葉結構對缺陷類型和尺寸的容忍度高于一般的金屬材料。但復合材料主槳葉制造時需要經歷放置支撐肋、泡沫內襯，并通過纏繞、交叉鋪層、膠粘、高溫模壓等多道復雜工序方能成型。在這過程中難以完全避免內部缺陷的存在，如分層、錯位、皺褶、夾雜等。而在使用過程中主槳葉高速旋轉的工作模式很容易受到外物如飛沙、走石等帶來的沖擊損傷。

直升機執行飛行任務時，主槳葉一直處于復雜的受力環境中，既要承受地—空—地飛行引起的載荷循環，還要承受周期性的氣動力、彈性力、慣性力產生的揮舞、擺振彎矩、扭矩及離心力，結構一旦存在初始缺陷或在使用中意外損傷，惡劣的載荷環境很容易導致結構強度或剛度的降低，影響使用安全。

按照適航FAR/CCAR27/29.571條對強度安全的要求，同時出于降低用戶使用和維護成本使得整機具有出色的性價比的角度考慮，復合材料主槳葉的缺陷容限性能必須經過驗證，即假設結構存在某些不可避免的缺陷，這些缺陷在給定的壽命期內不會影響飛行安全。

本文結合某型直升機開展主槳葉缺陷容限性能的驗證技術研究。

1 缺陷容限驗證思路

典型復合材料主槳葉多采用帶有兩個槳葉銷的根部接頭和抗扭盒式閉腔結合“C”形前緣大梁的結構構型，按照結構形式和功能的不同一般分為兩個區域，即根部段和翼型段。根部段使用兩只無緯帶纏繞襯套，構成主槳葉與主槳轂支臂的連接區；無緯帶延伸形成的前緣大梁貫穿整副槳葉，起著主要承力和傳力的作用，外部覆蓋蒙皮通過隔斷形成翼型腔，翼型腔使用加強肋和填充泡沫維持蒙皮的氣動外形，升力主要來源于翼型段。由于結構特性和受載存在明顯差異，根部段和翼型段的缺陷容限特性需要分別進行驗證。

主槳葉缺陷容限驗證流程(見圖1)為：

1)工藝分析、制造和使用統計，確定常見缺陷類型、缺陷尺寸及易出現位置；

2)應力分析，確定主槳葉危險區域；

3)設計、制造主槳葉根部段和翼型段試驗件，在試驗件的危險區域預制各類缺陷，包括內部缺陷和外部缺陷；

4)根據飛行載荷和主槳葉材料特性確定滿足壽命指標的試驗載荷譜，進行帶缺陷結構的疲勞試驗；

5)根據試驗結果確定是否需要修正缺陷參數和再驗證；

6)疲勞試驗滿足壽命指標要求后，進行剩余強度試驗；

7)根據驗證結果評判缺陷類型和尺寸的合理性，給出主槳葉缺陷許用標準，提出危險缺陷類型控制建議。

圖1 主槳葉缺陷容限驗證流程圖

2 主槳葉缺陷預制原則

主槳葉在生產和使用過程中，缺陷可能出現在其任意處，因此在對主槳葉進行缺陷容限性能驗證時，原則上缺陷應首先預制在結構易出現缺陷的區域，其次為結構的危險區域；待驗證缺陷尺寸盡可能以工藝控制代價低、易檢測為宜，這樣缺陷容限驗證結果可覆蓋各種可能的缺陷形式及嚴酷情況，建立的缺陷許用標準實用性強、可靠度高。

主槳葉由不同材料的纖維通過膠粘接成形，剛度不匹配、變形不協調以及膠的好壞、粘接質量差異、成型模壓等因素均可能導致缺陷的產生，因此易出現缺陷區域通常可以根據主槳葉各區域的功能、構造及制造過程中的工藝控制等情況確定，并基于易檢性、統計和工藝可控的原則預測缺陷的最大許用尺寸。

根部段主要起到主槳葉與主槳轂支臂連接的作用。主槳葉根段內含兩個金屬襯套，由前、后短切纖維混合物填塊來固定，上、下層各采用數股復合材料無緯帶繞前、后短切纖維混合物來構成大梁，再在根部段的端頭利用短切纖維混合物堵蓋包住大梁。內部空腔則采用一定密度的泡沫填充，根部段外表面再使用±45°方向的復合材料布加強。根部段可預見的制造缺陷包括大梁帶粘接問題引起的分層、異物夾雜以及無緯帶鋪設過程中產生的纖維錯位或彎曲等。

翼型段沿展向一般由數個抗扭盒組成，如某型直升機有4個抗扭盒，均采用一定密度的泡沫填充維持翼型。翼型的前端為“C”形大梁，沿著槳葉的展向采用截面積遞減的玻璃無緯帶構成。每個抗扭盒的上下部位均鋪設有加強梁，加強梁多為2～3層的碳纖維布，分別按±45°方向和0/90°鋪設。

翼型段后緣的上下表面采用0/90°方向的碳布加強，由一股玻璃無緯帶構成后緣條。抗扭盒通過1～4層的±45°方向的碳布加強，最后用鋪設蒙皮，蒙皮多由±45°和0/90°的碳布或玻璃布組成，翼型段“C”形大梁前緣采用不銹鋼包裹。

由于翼型段的蒙皮、泡沫、加強肋、“C”形大梁等不同材料經過鋪設、膠粘等生產工序和工藝，形成沿展向長度達數米、沿弦向呈紡錘狀的復雜形體，因此很容易產生分層、異物夾雜、無緯帶錯位、蒙皮褶皺等缺陷。

除了制造過程中可能存在的缺陷，在主槳葉裝配、使用和維護過程中同樣可能因地面設備、工具、石頭、冰雹等碰撞或沖擊造成輕微損傷，這些損傷的危害性雖然小于鳥撞、雷擊、彈擊等，但可能伴隨主槳葉的整個生命周期，必須確認可容忍的尺寸。

主槳葉結構的危險區域則采用應力分析的方法確定：

1)獲取所用復合材料的力學特性，包括：平均極限強度Rm、安全極限強度Rm-kq、彈性模量E(MPa)和剪切彈性模量G(MPa)。

2)根據槳葉總體參數計算槳葉剖面的特性，包括：線質量(kg/m)、拉伸剛度(DAN)、揮舞剛度(Nm2)和擺振剛度(Nm2)。

3)確定受載嚴重工況，主要包括：超扭+水平飛行、超扭+水平轉彎、超扭+螺旋轉彎、超轉+自轉、旋翼加速、旋翼剎車、主槳葉陣風揚起下墜、風載等。

4)根據主槳葉沿展向的載荷分布情況及剖面剛度情況，選取具有代表性的臨界剖面( 如圖2)進行應力計算，圖3為臨界剖面的應力計算結果。獲取靜應力σs和動應力σd后，可以確定材料的強度裕度。

臨界剖面材料的極限應力：

σult=(σs+σd)×1.5×Kt

強度裕度：

M.S.

5)依據應力計算結果，選取強度裕度較小的剖面作為缺陷容限驗證的主要區域。

圖2 主槳葉臨界剖面

圖3 主槳葉臨界剖面應力計算結果

確定缺陷的類型和出現的主要區域后，可以在全尺寸主槳葉的根部段和翼型段試驗件上采用合理的方法進行預制。

3 缺陷預制方法[1-2]

3.1 內部缺陷

1) 分層

分層主要考慮膠接材料、工藝控制質量等因素導致的鋪層間粘合分離，在鋪層間放入對折后的特氟綸帶模擬分層缺陷。

分層預制在根部段試驗件的0剖面(過槳葉銷的軸線)，受槳葉銷切向載荷的作用，該剖面正應力最大。在繞后緣襯套大梁帶的外上側相鄰3組纖維束之間平行放置15mm× 15mm的特氟綸帶來模擬分層。

翼型段試驗件分層的類型和位置按照缺陷預制原則確定，將φ25mm的特氟綸帶放置在關鍵剖面所在材料之間的連接區域，包括上翼面前加強肋和中間大梁之間、下翼面后加強肋和蒙皮之間以及上、下翼面蒙皮和泡沫之間三種分層區域，這些區域的應力水平均較高。

圖4 分層

2) 翼型段蒙皮褶皺

主槳葉翼型段前端為“C”形梁，中、后段主要由蒙皮、加強肋和泡沫等構成設計所需的氣動外形，由于翼型腔呈不規則形狀，泡沫填充時可能存在對接間隙或與加強肋之間結合不實等可能，鋪設好的蒙皮在高溫加壓固化的時候會因空隙而塌陷出現褶皺，而蒙皮鋪設張緊力不足或局部膠過多，可能會產生凸起褶皺。

在翼型段試驗件關鍵剖面的前盒、中盒，兩段維形泡沫之間預留5mm的對接間隙，預制沿弦向的蒙皮塌陷褶皺；另外在上、下蒙皮與前、后加強肋的結合處，通過切除維形泡沫上直角邊為高20mm、寬3mm的三角形棱柱，預制展向的蒙皮塌陷褶皺，如圖5-1。

凸起褶皺在關鍵剖面的前加強肋后緣位置(前加強肋和中盒的結合處)，通過在表面玻璃布下增加一層弦向寬度為5mm碳布的形式來預制，如圖5-2。

圖5 翼型段蒙皮褶皺

3) 無緯帶錯位

無緯帶錯位主要模擬鋪設不同束無緯帶時位置對齊的偏差，錯位可能導致成型后的結構受力時該區域出現應力分布的突變。

根部段試驗件在繞前緣襯套大梁的內下側(圖6-1)、無緯帶各束的中間，放置疊加在一起的尺寸為20mm(展向)×15mm(高度)的三層特氟綸帶來模擬缺陷。

翼型段試驗件在關鍵剖面“C”型梁緊貼上蒙皮的大梁無緯帶處，通過放置尺寸為5mm(弦向)×15mm(展向)的特氟綸帶來模擬缺陷(圖6-2)。

4) 金屬雜物

金屬雜物主要模擬主槳葉復合材料在鋪設過程中夾雜異物的情況。異物夾雜會導致周圍復合材料纖維彎曲，從而減少有效承載面積(考慮正應力)，另外鋪層之間也會因異物存在局部缺膠，在主槳葉使用過程中很可能引起分層缺陷。

在根部段試驗件的繞后襯套大梁帶外上側，無緯帶中間放置一個形狀為長方體，體積為3 × 2 × 2mm3的金屬塊，見圖6-1。翼型段試驗件則在危險剖面的后緣條和下翼面之間放置同樣尺寸的金屬塊，見圖6-2。

5)根部段0剖面大梁無緯帶彎曲

根部段大梁無緯帶束在鋪設、纏繞時，若張緊力不足或出現異物夾雜(如膠過多)會導致局部無緯帶的彎曲。

如圖7中①所示，在繞前緣襯套大梁的外下側的兩束無緯帶之間通過增加一個密度為110kg/m3，尺寸4mm× 2mm× 15mm的橢圓柱形泡沫塊來模擬無緯帶的彎曲。另外在槳根堵蓋與槳根泡沫的對接處，繞后緣襯套大梁帶的內上側，通過切除槳根(靠近槳根堵蓋位置)三角棱柱形的泡沫，模擬大梁帶在此位置的彎曲，如圖7中②所示。

3.2 外部缺陷

采用直徑φ25mm的半球形沖擊頭以自由落體的方式在主槳葉外表面的關鍵區域制造外部沖擊缺陷，缺陷尺寸大小要求達到勉強可檢的水平，即在2m的距離可用肉眼勉強識別出處沖擊后的缺陷。

主槳葉翼型段試驗件在10個剖面位置預制沖擊缺陷，見圖8，預先在廢棄的主槳葉上驗證不同區域勉強可檢缺陷對應的沖擊能量，然后在試驗件進行沖擊。

圖6 金屬雜物與無緯帶錯位

圖7 大梁無緯帶彎曲

圖8 翼型段試驗件表面沖擊位置

根部段試驗件在3個位置上預制沖擊缺陷，見圖9，包括后緣襯套根端大梁帶上表面、20mm剖面下表面前緣襯套外側大梁帶、50mm剖面前緣襯套外側大梁帶距離下表面10mm處。

4 缺陷容限特性驗證

某型直升機主槳葉的設計壽命指標為20000飛行小時，按照缺陷容限驗證的要求，針對各種不可避免的缺陷或損傷，即使不進行定期檢查或維修也能保證其在壽命期內的疲勞強度和剩余強度的要求。疲勞強度和剩余強度的驗證必須在同一件試驗件上進行，也即按缺陷預制方法在主槳葉根部段和翼型段試驗件上預制好內、外缺陷，通過缺陷容限試驗首先驗證試驗件具備承受20000小時壽命期內的疲勞載荷作用的能力，其次在完成壽命驗證后，試驗件仍可承受飛行使用中的最大載荷工況。若帶缺陷試驗件通過20000飛行小時的壽命驗證及剩余強度試驗，則預制的缺陷類型和尺寸參數合理，可以作為缺陷許用標準，否則需要針對性地分析原因，提出缺陷參數修正方向并重新進行驗證。

圖9 根部段大梁帶表面沖擊位置

4.1 疲勞強度驗證

主槳葉翼型段結構尺寸長、剛度較小，試驗過程中變形大，直接加載試驗困難且試驗周期長，故采用共振法，保證關鍵區域的載荷滿足考核的要求。根部段因剛度大，故采用常規的激振法。

主槳葉在20000小時的載荷環境中除了預制缺陷不出現擴展之外，還需要有足夠的剩余強度，確保結構在使用壽命的最后期限也不會在限制載荷的作用下破壞。如果按傳統疲勞試驗方式將試驗件直接做到破壞，可以獲得結構的疲勞性能，但無法考核其剩余強度。因此，與傳統方式不同，試驗載荷譜必須做到與20000小時的真實載荷環境等效。首先依據壽命指標和飛行載荷確定結構的疲勞極限，再采用疲勞特性S-N曲線公式推算出試驗載荷及循環次數的合理組合，包括飛行應力分析、試驗載荷最大剖面推算、安全壽命與目標壽命對比、疊代運算等系列分析和運算等過程，具體步驟如下：

1)依據飛行載荷分析主槳葉飛行應力，根據主槳葉應力沿展向的分布確定危險剖面；

2)進行揮舞、擺振彎矩的相關性分析(圖10)，確定試驗載荷中揮舞、擺振彎矩的比例和加載方案，預計試驗載荷最大剖面，初步制定試驗載荷，包含揮舞、擺振彎矩，離心力；

3)按第2步確定的初步試驗載荷和最大載荷剖面，采用工程方法將載荷轉為應力；

4)采用復合材料S-N特性曲線，利用3)獲得的試驗應力和試驗循環次數計算結構的平均疲勞極限；

5)根據試驗件數對應的疲勞試驗減縮系數計算安全疲勞極限；

6)利用計算的安全疲勞極限和第1步獲得的飛行應力計算安全壽命；

7)比較計算安全壽命與目標壽命(20000小時)、無缺陷結構平均疲勞極限和材料疲勞極限，考慮強度裕度，調整第2步的試驗載荷，重復進行第3-7步計算，直到試驗載荷滿足目標壽命要求。

圖10 主槳葉揮舞、擺振彎矩相關性

帶缺陷根部段和翼型段試驗件各進行2個載荷級的試驗，見表1，每級載荷各作用100萬次循環，驗證復合材料主槳葉的所有帶缺陷結構和區域。試驗過程中繪制關鍵剖面的載荷下降趨勢圖，如果載荷下降10%，停止試驗，并檢查試驗件，確定損傷部位。

4.2 剩余強度驗證

翼型段剩余強度試驗時由于離心力增加35%，槳葉展向剛度增加，導致共振加載方式無法實現剩余強度要求的揮舞和擺振彎矩量值。考慮到試驗加載次數不多，可采用四點彎曲的加載方式驗證結構危險區域的剩余強度。

表1 疲勞強度驗證載荷

試驗臺在原疲勞試驗臺上增加載荷作動器和加載夾具，見圖11，不需要對試驗件結構做任何變動。集中力通過夾板施加在2300剖面和2700剖面，保證剖面載荷達到表2的要求。根部段剩余強度驗證采用疲勞驗證一致的方法。

剩余強度驗證含兩級載荷，作用在結構的關鍵區域，考慮剩余強度的分散性，載荷作用循環次數均為100次。

圖11 四點彎曲法剩余強度試驗原理

4.3 缺陷參數的修正

按制定的試驗方案，帶缺陷的主槳葉翼型段需要在兩級載荷下各驗證一百萬次循環，但第一件試驗件在第一級疲勞載荷作用次數到5.7萬次循環時，監控載荷出現異常，試驗立刻停止。經初步檢查，翼型段試驗件3600mm剖面的上表面出現貫穿性裂紋(圖12)，下表面目視雖然正常，經敲擊檢查，蒙皮也已出現明顯的分層特征。針對翼型段的提前破壞，處理、分析了翼型段各關鍵剖面的載荷監控數據，載荷加載數據一直處于正常的范圍內，排除了試驗設備的加載異常情況。

圖12 蒙皮裂紋及其在試驗件上所處的位置

裂紋所處的翼型段3600mm剖面預制有內部缺陷，缺陷模擬翼型盒段的中腔內襯支撐泡沫因工藝控制原因存在對接間隙，間隙為5mm，經過對破壞部位的切割取樣檢查，蒙皮在泡沫對接處有皺折和表面積膠的痕跡。檢查了預制同樣缺陷的另一件翼型段試驗件，3600mm剖面對接間隙處的蒙皮表面確實存在明顯的褶皺痕跡，該痕跡順著泡沫對接間隙的方向，寬度及長度與預制的對接泡沫間隙尺寸相當。

主槳葉前緣為大梁，沿弦向由筋肋分隔為三個盒段，盒段表面為蒙皮，蒙皮下襯起支撐和維形作用的泡沫，槳葉制造時，蒙皮采用0、45、90度纖維方向的預浸帶鋪設，在模具中高溫、高壓固化成型。由于蒙皮下襯泡沫預制有對接間隙，在加壓固化的過程中，預浸帶因間隙處缺少支撐出現塌陷，且各鋪層間的粘接不緊密。試驗加載時，該區域的載荷可能僅由部分纖維層承擔。沿槳葉展向蒙皮因間隙的存在，一方面其變形不連續，另一方面在揮舞、擺振彎矩、離心力的聯合作用下，作為薄殼結構的蒙皮也會因此出現殼屈，該區域的應變較鄰近下襯有泡沫的區域存在明顯的突變，兩種情況的疊加效應導致了裂紋從該處快速產生并擴展到整個上蒙皮。同一試驗件的2100mm剖面前腔也預制了泡沫對接縫，但是前腔蒙皮厚度大，且前緣有大梁帶，皺折現象十分輕微，故未發生裂紋。

根據對第一件缺陷試驗結果的分析，預置的5mm的泡沫對接縫明顯過大，通過對制造工藝的完善，在主槳葉的實際生產過程中，泡沫對接間隙小于5mm是可以實現且可控的。首先嚴格控制泡沫的加工尺寸，在泡沫鋪放到模具上時，使用塞尺精確檢測泡沫的合模間隙，盡量將間隙控制在2mm之內；其次，如果因加工超差和泡沫熱脹冷縮等因素導致泡沫間隙大于2mm時，可以在泡沫對接縫處插入小塊泡沫進行修理，修理后的泡沫同樣能對槳葉蒙皮起到支撐效果。綜合考慮后，把間隙缺陷尺寸由此前的5mm調整為2mm(3600mm剖面中腔)和3mm(2100mm剖面前腔)。

經過調整后的槳葉通過了損傷容限試驗載荷譜和剩余強度的考核，確定了各種缺陷的許用尺寸，其中泡沫間隙缺陷應該重點控制并加以杜絕。

4.4 許用缺陷類型和參數

根據復合材料主槳葉缺陷容限特性驗證結果確定其許用的缺陷類型和尺寸參數，這些缺陷在生產、使用中難以完全避免，與結構特征、制造工藝和使用環境等因素密切相關。缺陷的位置、類型和尺寸滿足以下條件時，可以不用修復。

1)內部缺陷

① 分層

在主槳葉根部段大梁帶的任意剖面尺寸不大于15mm × 15mm的分層缺陷可以接受，但同一剖面處分層不允許多于3層；翼型段的任意剖面的任意區域均可忽視尺寸不大于?25 mm的分層缺陷。

② 金屬雜物

主槳葉根部段和翼型段中夾雜體積不大于3 × 2 × 2 mm3的長方體物質不會構成危害。

③ 無緯帶錯位

主槳葉根部段無緯帶的錯位面積不允許大于20mm(展向)×15mm(高度)；翼型段“C”型梁不允許大于5mm(弦向)×15mm(展向)。

④ 無緯帶彎曲

主槳葉根部段無緯帶彎曲范圍導致的空隙不能超出4 mm × 2 mm × 15 mm；翼型段“C”型梁不允許出現無緯帶彎曲。

⑤ 蒙皮褶皺

主槳葉根部段無此類缺陷；翼型段空腔中兩段維形泡沫的對接間隙不能大于2mm，上、下蒙皮與前、后加強肋的結合處，維形泡沫上直角邊不能出現高20mm、寬3mm的三角形棱柱形缺損，蒙皮凸起褶皺沿弦向的長度不可大于5mm。

蒙皮褶皺缺陷在主槳葉的制造過程中應重點防控。

2) 外部缺陷

主槳葉根部段和翼型段外表面如果出現不大于勉強可檢尺寸的表面沖擊缺陷，不影響結構的使用安全。

復合材料主槳葉應嚴格執行工藝控制和使用維護要求，如果發現超出上述許用標準的缺陷，則采用經過權威驗證的修理程序進行修理，保證修復后能達到原來的強度要求。

5 結 論

1)根據復合材料主槳葉各功能區的結構特征及制造工藝控制等情況確定易出現缺陷的區域；采用應力分析的方法確定結構的危險剖面和區域。將缺陷預制在試驗件的這兩類區域，驗證結果安全可信。

2)采用應力分析、試驗載荷最大剖面推算、安全壽命與目標壽命對比、疊代運算的方式確定試驗載荷譜，實現了一副主槳葉試驗件上同時驗證缺陷容限性能和剩余強度性能的需求。

3)通過缺陷容限驗證暴露復合材料主槳葉重點防控的缺陷類型，制定缺陷許用標準，為處置生產、使用、維護過程中各類缺陷的處置提供了技術依據。

[1] 曾玖海,等. EC175-Z15主槳葉翼型段損傷容限疲勞試驗任務[Z].技術報告，2011.

[2] 曾玖海,等. EC175-Z15主槳葉根部段損傷容限疲勞試驗任務[Z].技術報告，2011.

The Study on Flaw Tolerance Substantiation of Helicopter Composite Material Main Rotor Blade

PAN Chunjiao，GU Wenbiao，ZEN Jiuhai，ZOU Jing，YU Hanwen

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001，China)

Main rotor blades are most important parts of helicopter and always work under multiply loads environment, their enough strength will be critical for the flight safety of helicopter. Today main rotor blades are usually designed by composite material, some type of flaws such as delaminations, misalignments, undulations (waves),metallic inclusions and Impacts etc. are frequently arose during blade manufacturing process and service. Flaw tolerance substantiation of helicopter critical structures is required in FAR/CCAR27/29.571. The flaw tolerance substantiation approach of full-scale blades was shown and the acceptance criteria of flaw type and parameter were given, it would reduce costs of blades production and service beside more safety.

helicopter；main rotor blade；composite material；flaw tolerance；substantiation

2015-01-28

潘春蛟(1972-)，男，黑龍江慶安人，碩士，高工，主要研究方向：直升機疲勞強度。

1673-1220(2015)02-050-08

V250.2；V214.8

A