本發(fā)明屬于直升機(jī)復(fù)合材料主槳葉靜強(qiáng)度試驗(yàn)領(lǐng)域，涉及一種直升機(jī)槳葉翼型段靜強(qiáng)度的試驗(yàn)系統(tǒng)及方法。本發(fā)明直升機(jī)槳葉翼型段靜強(qiáng)度試驗(yàn)系統(tǒng)包括翼型段試驗(yàn)件、加載作動筒、離心作動筒、支柱、力傳感器、應(yīng)變測試儀、疲勞試驗(yàn)臺。本發(fā)明通過利用疲勞試驗(yàn)臺，對翼型段試驗(yàn)件施加離心力，同時通過增設(shè)能夠測量彎矩的應(yīng)變測量儀，對翼型段試驗(yàn)件進(jìn)行四支撐柱支撐和雙加載點(diǎn)加載，優(yōu)化調(diào)整試驗(yàn)區(qū)間內(nèi)的彎矩分布，實(shí)現(xiàn)在疲勞試驗(yàn)臺上對主槳葉翼型的任意區(qū)間進(jìn)行靜強(qiáng)度試驗(yàn)加載，解決了需要交替進(jìn)行疲勞循環(huán)載荷加載及靜力加載的技術(shù)難題，具有較大的實(shí)際應(yīng)用價值。