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。
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