门坤发 徐海斌 宋瑶 时丽

摘要：按照CCAR-29-R2第573条要求，对复合材料尾段结构进行疲劳和损伤容限评定。依据对尾段结构进行多工况下详细的强度计算结果，结合结构在制造过程中产生的各种缺陷以及统计外场使用和维护对结构造成的各种损伤，按照咨询通告AC 20-107B的方法研究这些损伤和缺陷类型，并把分层缺陷和冲击损伤作为结构损伤容限缺陷的主要类型。将这些缺陷和损伤按照试验不同的验证阶段引入到试验件结构中，综合对尾段结构进行强度计算和试验结果分析。结果表明，民用直升机复合材料尾段结构满足适航规范关于损伤容限的要求，可用于装机试飞验证和批产。

关键词：适航；损伤容限；复合材料；威胁分析

中图分类号：V215+V216文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.10.011

复合材料具有高比强度和比刚度以及易于设计等优势，逐渐应用于航空飞行器的主承力结构中[1-3]。由于直升机载荷相对较小，复合材料在直升机上的应用远远超出了固定翼的应用，大量采用复合材料结构是直升机结构设计发展的总趋势，尤其是直升机尾段结构。美国贝尔直升机公司的OH-58“基奥瓦”直升机和贝尔-429等直升机尾段结构以及波音公司的AH-64“阿帕奇”直升机尾段结构都大量采用了高强度的复合材料作为结构材料[4-6]，中法聯合研制的AC352直升机尾段结构的尾梁也采用了复合材料结构。对于直升机复合材料结构的强度验证，欧美发达国家都按照新的适航规范进行了疲劳和损……