本发明提供了一种直升机
复合材料尾段缺陷容限试验验证方法，包括：模拟复合材料尾段在制造过程产生的不可检测制造缺陷；模拟复合材料尾段在使用过程中产生的低能量冲击损伤；在复合材料尾段贴应变片；将复合材料尾段安装在过渡段假件上；在复合材料尾段的尾梁上选择应力小的位置施加侧向和垂向载荷；在复合材料尾段的平尾气动中心位置施加平尾气动载荷；在复合材料尾段的尾桨毂中心施加侧向和垂向载荷；开展第一阶段疲劳试验和极限载荷验证试验；基于第二冲击能量对复合材料尾段各框连接区的蒙皮进行冲击损伤；开展第二阶段疲劳试验和剩余强度验证试验。
声明：
“直升机复合材料尾段缺陷容限试验验证方法” 该技术专利(论文)所有权利归属于技术(论文)所有人。仅供学习研究，如用于商业用途，请联系该技术所有人。
我是此专利(论文)的发明人(作者)
817
编辑：管理员
来源：北方有色网
咨询细节
