本發(fā)明提供了一種直升機
復合材料尾段缺陷容限試驗驗證方法,包括:模擬復合材料尾段在制造過程產(chǎn)生的不可檢測制造缺陷;模擬復合材料尾段在使用過程中產(chǎn)生的低能量沖擊損傷;在復合材料尾段貼應變片;將復合材料尾段安裝在過渡段假件上;在復合材料尾段的尾梁上選擇應力小的位置施加側向和垂向載荷;在復合材料尾段的平尾氣動中心位置施加平尾氣動載荷;在復合材料尾段的尾槳轂中心施加側向和垂向載荷;開展第一階段疲勞試驗和極限載荷驗證試驗;基于第二沖擊能量對復合材料尾段各框連接區(qū)的蒙皮進行沖擊損傷;開展第二階段疲勞試驗和剩余強度驗證試驗。
聲明:
“直升機復合材料尾段缺陷容限試驗驗證方法” 該技術專利(論文)所有權利歸屬于技術(論文)所有人。僅供學習研究,如用于商業(yè)用途,請聯(lián)系該技術所有人。
我是此專利(論文)的發(fā)明人(作者)